Жидкостный ракетный двигатель



Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель

 


Владельцы патента RU 2413862:

Болотин Николай Борисович (RU)
Варламов Сергей Евгеньевич (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях для управления вектором тяги. Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги, содержащий силовую раму, камеру сгорания, имеющую головку, цилиндрическую часть и сопло, которая закреплена на силовой раме при помощи узла подвески, обеспечивающего возможность качания посредством приводов в двух плоскостях, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, турбину, насос окислителя, насос горючего, газовод, соединяющий через сильфон выход из турбины патрубком на головке камеры сгорания, при этом газогенератор прикреплен к силовой раме при помощи шарнира, турбонасосный агрегат прикреплен к силовой раме при помощи не менее чем двух шарнирных тяг, узел подвески выполнен в виде сферического шарнира в верхней части головки камеры сгорания, газовод, компенсатор, содержащий трубу с фланцами, и патрубок выполнены соосно и имеют сферические шарниры в местах их соединения, внутренние части которых выполнены заодно с фланцами трубы, концентрично трубе установлена пружина, упирающаяся во фланцы. Изобретение обеспечивает повышение надежности узла подвески камеры сгорания для ЖРД с регулируемым вектором тяги. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, работающим на окислителе и горючем, например, на углеводородном горючем и жидком кислороде, и предназначено для управления вектором тяги.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г., который содержит камеру, турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего соединен с регулятором расхода с электроприводом.

Недостаток - двигатель не имеет систем регулирования вектора тяги и управления по крену.

Известен жидкостный ракетный двигатель и узел подвески камеры сгорания по патенту РФ №2159352, опубл. 20.11.2000 г., прототип, содержащий камеру сгорания, газогенератор, ТНА, узел подвески камеры сгорания и два привода, например гидроцилиндры, для управления вектором тяги двигателя. Узел подвески выполнен в виде карданного соединения, внутри которого размещен сильфон.

Недостатки двигателя и узла подвески камеры сгорания:

1. Сложность конструкции узла подвески камеры сгорания ЖРД и ее низкая надежность из-за того, что подшипники карданного соединения при работе двигателя имеют температуру такую же, что и газогенераторный газ, т.е. 500…800°C. Кроме того, этот узел достаточно сложный, содержит значительное количество деталей и имеет большой вес, что нежелательно для ЖРД.

2. Подвеска ТНА, которая недостаточно проработана, и при жестком креплении ТНА на силовой раме возможно при сборке и в процессе работы двигателя возникновение монтажных и температурных напряжений.

Задачи создания изобретения - упрощение конструкции узла подвески камеры сгорания ЖРД и повышение его надежности.

Решение указанных задач достигнуто в жидкостном ракетном двигателе с управляемым вектором тяги, содержащем силовую раму, камеру сгорания, имеющую головку, цилиндрическую часть и сопло, которая закреплена на силовой раме при помощи узла подвески, обеспечивающего возможность качания посредством приводов в двух плоскостях, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, турбину, насос окислителя, насос горючего, газовод, соединяющий через сильфонный узел выход из турбины патрубком на головке камеры сгорания, отличающемся тем, что газогенератор прикреплен к силовой раме при помощи шарнира, турбонасосный агрегат прикреплен к силовой раме при помощи не менее чем двух шарнирных тяг, узел подвески выполнен в виде сферического шарнира в верхней части головки камеры сгорания, газовод, компенсатор, содержащий трубу с фланцами, и патрубок выполнены соосно и имеют сферические шарниры в местах их соединения, внутренние части которых выполнены заодно с фланцами трубы, концентрично трубе установлена пружина, упирающаяся во фланцы. Фланцы патрубка и трубы соединены при помощи не менее двух штоков, концы которых закреплены при помощи сферических шарниров во фланце газовода, а другие - размещены с возможностью осевого перемещения в отверстиях фланца трубы, состыкованного с фланцем патрубка.

Решение указанных задач достигнуто в узле подвески камеры сгорания ЖРД, содержащем внешнюю неподвижную часть, жестко соединенную с силовой рамой, и внутреннюю подвижную часть, жестко соединенную с головкой камеры сгорания, при этом обе части образуют сферическое шарнирное соединение, имеющее сферические уплотнительные поверхности, при этом его внешняя неподвижная часть выполнена из двух деталей: верхней и нижней, стянутых болтовым соединением через регулировочную прокладку.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где:

- на фиг.1 приведена схема жидкостного ракетного двигателя,

- на фиг.2 приведена конструкция узла подвески,

- на фиг.3 показана схема первого варианта компенсатора,

- на фиг.4 приведена схема второго варианта компенсатора.

Жидкостный ракетный двигатель (фиг.1 и 2) содержит силовую раму 1, камеру сгорания 2, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, газогенератор 3 и турбонасосный агрегат ТНА 4, подстыкованный к газогенератору 3 посредством газовода 5.

ТНА 4 содержит турбину 6, насос окислителя 7 и насос горючего 8. ТНА 4 может содержать дополнительный насос горючего 9. Выход насоса горючего 8 соединен трубопроводом 10 с входом дополнительного насоса горючего 9.

Камера сгорания 2 содержит головку 11, цилиндрическую часть 12 и сопло 13. Газогенератор 3 закреплен на силовой раме 1 шарниром 14 (сферическим или цилиндрическим), ТНА 4 закреплен при помощи не менее чем двух шарнирных тяг 15 (фиг.1) с шарнирами 14 на обоих концах. Между силовой рамой 1 и головкой 11 установлен узел подвески 16, обеспечивающий поворот камеры сгорания 12 при управлении вектором тяги R. Между газоводом 5 и головкой 11 установлен компенсатор 17, подстыкованный с одной стороны к газоводу 5, а с другой к патрубку 18, выполненному на головке 11 перпендикулярно оси камеры сгорания 2. Газовод 5, компенсатор 17 и патрубок 18 выполнены соосно, последовательно, в одну линию, для уменьшения потерь давления газа, идущего из газогенератора 3 в камеру сгорания 2.

Обеспечивают управление вектором тяги два привода, выполненные, например, в виде гидроцилиндров 19 со штоками 20. Приводы 19 установлены во взаимно перпендикулярных плоскостях, проходящих через продольную ось камеры сгорания 2. Приводы 19 закреплены при помощи шарниров 14 к силовой раме 1, а штоки 20 - к цилиндрической части 12 камеры сгорания 2. Выход из насоса горючего 8 трубопроводом 21, в котором установлены пускоотсечной клапан 22 и компенсатор 23, соединен с главным коллектором 24. Выход из насоса окислителя 7 соединенный трубопроводом 25, содержащим пускоотсечной клапан 26 с газогенератором 3, выход из дополнительного насоса горючего 9 - трубопроводом 27, содержащим пускоотсечной клапан 28, который соединен также с газогенератором 3.

На газогенераторе 3 и на камере сгорания 1 установлены, по меньшей мере, по одному запальному устройству 29.

Кроме того, двигатель оборудован блоком управления 30, который электрическими связями 31 соединен с запальными устройствами 29 и с пускоотсечными клапанами 22, 26 и 28.

Особенностью двигателя является то, что газогенератор 3 закреплен на силовой раме 1 при помощи шарнира 14, а ТНА 4 закреплен на силовой раме 1 при помощи не менее двух шарнирных тяг 15. Камера сгорания 2 напрямую не связана с силовой рамой 1, а соединена с ней через узел подвески 16, позволяющий ей поворачиваться в любой плоскости, а компенсатор 17 позволяет отклонять камеру сгорания 2.

Конструкция узла подвески 16 приведена на фиг.2. Узел подвески 16 камеры сгорания 2 ЖРД (фиг.2) содержит две части: неподвижную 32 и подвижную 33. Неподвижная часть 32 жестко соединена с силовой рамой 1, а подвижная часть 33 жестко соединена с головкой 11 камеры сгорания 2, за счет того, что обе части образуют сферическое шарнирное соединение 34, при этом неподвижная часть 32 выполнена из двух деталей, верхней 35 и нижней 36, с горизонтальным разъемом по максимальному диаметру сферы, стянутых болтовым соединением 37 через регулировочную прокладку 38.

Конструкция компенсатора 17 приведена на фиг.3 и 4. Компенсатор 17 (фиг.3) содержит трубу 39 с фланцами 40 и 41, на которых выполнены шарниры 42 и 43. Между фланцами 40 и 41 установлена с натягом пружина 44 (пружина сжатия). Патрубок 18 содержит фланец 45, а газовод 5 имеет фланец 46, в которых выполнены сферические выемки для образования сферических шарниров, обеспечивающих поворот трубы 39 относительно точки О1. Внутри шарового шарнира 42 установлена с возможностью осевого проскальзывания труба 39, которая уплотнена относительно него, по меньшей мере, одним уплотнением 47. Свободный конец трубы 39 выходит из патрубка 18, в котором она установлена с радиальным зазором δ.

Двигатель запускается следующим образом.

В исходном положении все клапаны двигателя закрыты. При запуске ЖРД на горючем с блока управления 30 по электрическим каналам связи 31 подается команда на открытие пускоотсечных клапанов 22, 26 и 28. Окислитель и горючее поступают в газогенератор 3, где воспламеняются при помощи запальника 29. Газогенераторный газ по газоводу 5 через компенсатор 17 и патрубок 18 подается в головку 11 камеры сгорания 2. Горючее охлаждает камеру сгорания 2, проходя через зазор между оболочками ее сопла 13, образующими регенеративный тракт охлаждения (фиг.1), выходит во внутреннюю полость камеры сгорания 2 для дожигания газогенераторного газа, идущего из газогенератора 3. Воспламенение этих компонентов осуществляется также запальным устройством 29, установленным на камере сгорания 2. После запуска турбонасосного агрегата 4 газогенераторный газ подается из газогенератора 3 в турбину 6, раскручивается ротор ТНА (на фиг.1…4 не показано), давление на выходах насосов 7, 8 и 9 возрастает.

Для управления вектором тяги R при помощи привода 19, воздействуя штоком 20 на цилиндрическую часть 12, поворачивают камеру сгорания 2 относительно узла подвески 16 на угол 5…7°. При этом направление вектора тяги R1 отклоняется относительно первоначального положения R0 продольной оси симметрии камеры сгорания 2 и относительно ракеты, на которой этот двигатель установлен (ракета на фиг.1…4 не показана). При вращении нижней детали 36 (фиг.2), она прижимается к верхней детали 35 реактивной тягой камеры сгорания 2, что герметизирует этот стык и не позволяет газогенераторному газу, имеющему температуру от 500 до 800°С и давление 300…400 атм, прорываться через эти стыки и вызвать пожар в двигательном отсеке. Герметизацию стыка при транспортировке камеры сгорания и при подготовке ракеты к запуску и в первоначальный момент запуска, пока реактивная сила не превысит вес камеры сгорания 2, осуществляет нижняя часть шарнирного соединения 36 под действием собственного веса. При качании камеры сгорания 2 одновременно изменяется длина трубы 39 и его угол установки относительно продольных осей ТНА 4 и камеры сгорания 2. В процессе работы двигателя на трубу 39 могут действовать изгибающие нагрузки, чтобы их компенсировать, служат шарнирные соединения 42 и 43, в которых компенсатор поворачивается. Применение изобретения позволило:

1. Значительно повысить надежность работы узла подвески камеры сгорания из-за отсутствия ненадежного сильфона и применения простого по конструкции сферического шарнира, выполненного из жаропрочных материалов, который обеспечивает герметизацию узла при транспортировке и в момент запуска двигателя, и при работе двигателя.

2. Предложенная схема подвески ТНА и газогенератора исключила монтажные и температурные напряжения при сборке двигателя и в процессе работы ЖРД из-за высокой температуры его основных узлов: камеры сгорания, турбины и газогенератора и низкой температуры насоса окислителя и насоса горючего, особенно, если они работают на криогенных компонентах, например, жидких кислороде и водороде.

1. Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги, содержащий силовую раму, камеру сгорания, имеющую головку, цилиндрическую часть и сопло, которая закреплена на силовой раме при помощи узла подвески, обеспечивающего возможность качания посредством приводов в двух плоскостях, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, турбину, насос окислителя, насос горючего, газовод, соединяющий через сильфон выход из турбины патрубком на головке камеры сгорания, отличающийся тем, что газогенератор прикреплен к силовой раме при помощи шарнира, турбонасосный агрегат прикреплен к силовой раме при помощи не менее чем двух шарнирных тяг, узел подвески выполнен в виде сферического шарнира в верхней части головки камеры сгорания, газовод, компенсатор, содержащий трубу с фланцами, и патрубок выполнены соосно и имеют сферические шарниры в местах их соединения, внутренние части которых выполнены заодно с фланцами трубы, концентрично трубе установлена пружина, упирающаяся в фланцы.

2. Жидкостный ракетный двигатель п.1, отличающийся тем, что фланцы патрубка и сильфона соединены при помощи не менее двух штоков, концы которых закреплены при помощи сферических шарниров во фланце газовода, а другие размещены с возможностью осевого перемещения в отверстиях фланца сильфона, состыкованного с фланцем патрубка.

3. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что внутри головки камеры сгорания установлены направляющие лопасти.

4. Жидкостный ракетный двигатель п.1 или 2, отличающийся тем, что узел подвески камеры сгорания ЖРД содержит вешнюю неподвижную часть, жестко соединенную с силовой рамой, и внутреннюю подвижную часть, жестко соединенную с головкой камеры сгорания, при этом обе части образуют сферическое шарнирное соединение, имеющее сферические уплотнительные поверхности, при этом его внешняя неподвижная часть выполнена из двух деталей: верхней и нижней, стянутых болтовым соединением через регулировочную прокладку.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для управления вектором тяги жидкостных ракетных двигателей. .

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в ракетной технике для турбонасосных агрегатов жидкостного ракетного двигателя (ТНА ЖРД). .

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к турбонасосным агрегатам для жидкостных ракетных двигателей (ТНА ЖРД) Турбонасосный агрегат ЖРД, содержащий турбину, первое, второе и третье центробежные рабочие колеса центробежных насосов окислителя горючего и дополнительного насоса горючего, при этом турбина выполнена трехступенчатой с тремя рабочими колесами, установленными соответственно на внешнем, промежуточном и среднем валах, центробежные насосы окислителя и горючего выполнены со шнеками, установленными перед центробежными рабочими колесами, при этом внешний вал соединен с первым центробежным рабочим колесом, находящимся ближе к турбине, промежуточный вал соединен с первым шнеком и вторым центробежным рабочим колесом, а внутренний вал соединен со вторым шнеком и третьим центробежным рабочим колесом, насосы горючего и дополнительный насос горючего соединены трубопроводом.

Изобретение относится к конструкциям бесконтактных уплотнений по валу быстроходных турбонасосных агрегатов (ТНА) и может быть использовано в специальном энергомашиностроении, например для ракетной техники.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, конкретно - к ракетным двигателям кислородно-керосинового класса. .

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на трех компонентах топлива: криогенном окислителе, на углеводородном горючем и на жидком водороде.

Изобретение относится к ракетной технике, к жидкостным ракетным двигателям, работающим на трех компонентах, преимущественно на криогенном окислителе, углеводородном горючем и жидком водороде.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на трех компонентах: на криогенном окислителе, углеводородном горючем и криогенном горючем (жидком водороде).

Изобретение относится к авиации, а именно к гиперзвуковым самолетам. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях для управления вектором тяги

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно для перекачки жидкостей в жидкостных ракетных двигателях

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, и предназначено для управления вектором тяги двигателя

Изобретение относится к насосостроению и может быть использовано в турбона-сосных агрегатах (ТНА) жидкостных ракетных двигателей, в том числе работающих на криогенных компонентах

Изобретение относится к области машиностроения, в частности, к турбонасосному агрегату жидкостного ракетного двигателя

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на трех компонентах топлива: криогенном окислителе, углеводородном горючем и жидком водороде

Изобретение относится к космической технике, в частности к реактивным двигателям, преобразующим тепловую энергию источника тепла в энергию газовой струи, создающей реактивную тягу двигателя

Изобретение относится к ракетному двигателестроению

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к созданию ракет-носителей (РН) и разгонных ракетных блоков (РБ) с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях
Наверх