Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги и блок сопел крена
Изобретений относится к ракетной технике и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях. 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 в двух плоскостях посредством приводов, прикрепленных к силовому кольцу, выполненному на камере сгорания, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий в свою очередь турбину, насос окислителя, насос горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с головкой камеры сгорания через узел подвески, согласно изобретению сопла крена сгруппированы в блоки сопел крена попарно и смонтированы на кольцевом коллекторе, установленном в нижней части сопла, который имеет диаметр больше диаметра среза сопла, к кольцевому коллектору присоединен трубопровод отбора газогенераторного газа, другой конец которого соединен с газоводом, крепление кольцевого коллектора осуществлено при помощи двух шарнирных тяг к турбонасосному агрегату и двух шарнирных тяг - к демпфирующему кронштейну, установленному на трубопроводе отбора газогенераторного газа. Блок сопел крена, содержащий два сопла крена, объединенных в один узел, при этом пара сопел крена установлена оппозитно и оборудована трехходовым краном, установленным между ними, трехходовой кран имеет привод, соединенный с валом. Изобретение обеспечивает улучшение управление вектором тяги и управление ракетой по крену. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.
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.
Известный жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания.
Недостатком этого двигателя является отсутствие управления вектором тяги.
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси.
Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.
Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.
Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания, эта схема не приемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины. Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.
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 системы регулирования вектора тяги и управления по крену.
Известен жидкостный ракетный двигатель и ТНА по патенту РФ на изобретение №2161263, прототип.
Этот двигатель содержит силовую раму, камеру сгорания, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, газогенератор и турбонасосный агрегат, подстыкованный к газогенератору посредством газовода, содержащий в свою очередь турбину, насос окислителя, насос горючего и дополнительный насос горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с камерой сгорания, и узел качания камеры сгорания ЖРД, установленный между газоводом и камерой сгорания, точнее головкой камеры сгорания. Этот узел выполнен в виде сильфона и кардана, которые совместно обеспечивают качание камеры сгорания и герметизацию подвода газогенераторного газа, имеющего большие давление и температуру. Кроме того, предусмотрена система охлаждения сильфона, так как его работоспособность в столь экстремальных условиях вызывает сомнение.
Турбонасосный агрегат содержит турбину с рабочим колесом и насосы окислителя, горючего и дополнительный насос горючего, установленные соосно насосу.
Недостатки этого двигателя и узла подвески камеры сгорания, входящего в его состав: низкая ненадежность узла подвески камеры сгорания ЖРД из-за наличия большого количества деталей, малой прочности тонкостенных сильфонов, работающих при высоких давлении и температуре. Подшипники карданного подвеса, передающее силу тяги камеры сгорания, достигающую 200…1000 тс, также работают при высокой температуре (от 500 до 800°С), при этом смазка выгорает, подшипники разрушаются, управление вектором тяги затрудняется.
Применение для охлаждения этого узла горючего, предназначенного для подачи в камеру сгорания, не только усложняет конструкцию этого узла и в целом двигателя, но и делает ее работу чрезвычайно опасной, так как при разрыве сильфона горючее и газогенераторный газ, содержащий избыток окислителя, войдут в контакт, что неизбежно приведет к пожару в двигательном отсеке ракеты и прекращению подачи горючего в камеру сгорания.
Управление вектором тяги выполнено ненадежно, а управление по углам крена отсутствует.
Задачи создания изобретения - обеспечение надежности управления вектором тяги ЖРД и управление ракетой по крену.
Решение указанных задач достигнуто за счет того, что 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 в двух плоскостях посредством приводов, прикрепленных к силовому кольцу, выполненному на камере сгорания, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий в свою очередь турбину, насос окислителя, насос горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с головкой камеры сгорания через узел подвески, при этом сопла крена сгруппированы в блоки сопел крена попарно и установлены на кольцевом коллекторе, установленном в нижней части сопла и имеющем диаметр больше диаметра среза сопла, к кольцевому коллектору присоединен трубопровод отбора газогенераторного газа, другой конец которого соединен с газоводом, крепление кольцевого коллектора осуществлено при помощи двух шарнирных тяг к турбонасосному агрегату, двух шарнирных тяг - к демпфирующему кронштейну, установленному на трубопроводе отбора газогенераторного газа. В районе критического сечения камеры сгорания концентрично ему и с зазором установлено дополнительное силовое кольцо, к которому через демпфирующую опору прикреплен трубопровод отбора газогенераторного газа и присоединены две шарнирные тяги, концы которых соединены с кольцевым коллектором.
Решение указанных задач достигнуто в блоке сопел крена, содержащем два сопла крена, объединенных в один узел, при этом пара сопел крена установлена оппозитно, оборудована трехходовым краном, установленным между ними и имеющим привод, соединенный с ним валом.
К каждому соплу крена подведена от насоса горючего трубка горючего, имеющая пускоотсечной клапан. Все сопла крена оборудованы запальным устройством. Сущность изобретения поясняется на фиг.1…3, где:
- на фиг.1 приведена схема жидкостного ракетного двигателя,
- на фиг.2 приведен вид сверху,
- на фиг.3 приведена конструкция блока сопел крена.
Жидкостный ракетный двигатель (фиг.1…3) содержит силовую раму 1, камеру сгорания 2, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, газогенератор 3 и турбонасосный агрегат 4, подстыкованный к газогенератору 3 посредством газовода 5, содержащий в свою очередь турбину 6, насос окислителя 7, насос горючего 8. Турбонасосный агрегат может содержать дополнительный насос горючего 9.
Выход из насоса горючего 8 соединен трубопроводом 10 с входом в дополнительный насос горючего 9 (при его наличии). Камера сгорания 2 содержит головку 11, цилиндрическую часть 12 и сопло 13. Газогенератор 3 закреплен на силовой раме 1 при помощи шарнира 14, а ТНА 4 при помощи двух шарнирных тяг 15. Между газоводом 5 и камерой сгорания 2, точнее ее головкой 11, установлен узел подвески 16 камеры сгорания 2. Он обеспечивает качание камеры сгорания 2 в двух плоскостях относительно точки «О», для управления вектором тяги R.
Для этого двигатель содержит два привода 17, установленных во взаимно перпендикулярных плоскостях камеры сгорания 2, выполненных, например, в виде гидроцилиндров 18, прикрепленных шарнирами 14 к силовой раме 1, и имеющих штоки 19. На камере сгорания 2, например, на ее цилиндрической части 12, выполнено основное силовое кольцо 20, к которому шарнирно прикреплены штоки 19 приводов 17. Приводы 17 служат для управления ракетой по углам тангажа и рыскания.
Возможная пневмогидравлическая схема ЖРД приведена на фиг.1 и содержит трубопровод горючего 21, подсоединенный одним концом к выходу из насоса горючего 8, содержащим пускоотсечной клапан 22 и сильфон 23, выход этого трубопровода соединен с главным коллектором 24 камеры сгорания 2. Выход из насоса окислителя 7 трубопроводом окислителя 25, содержащим пускоотсечной клапан окислителя 26, соединен с газогенератором 3. Также выход из дополнительного насоса горючего 9 трубопроводом горючего 27, содержащим пускоотсечной клапан горючего 28, соединен с газогенератором 3. На газогенераторе 3 и на камере сгорания 2 установлены, по меньшей мере, по одному запальному устройству 29.
Двигатель оборудован блоком управления 30, который электрическими связями 31 соединен с запальными устройствами 29 и с пускоотсечными клапанами 22, 26 и 28.
Особенностью двигателя (фиг.1 и 2) является то, что ТНА 4 жестко закреплен на силовой раме 1 при помощи не менее чем трех шарнирных тяг 15, а камера сгорания 2 имеет возможность поворачиваться относительно точки «О».
Узел подвески 16 камеры сгорания 2 ЖРД содержит две части: неподвижную 32 и подвижную 33. Неподвижная часть 32 жестко соединена с газоводом 5, а подвижная часть 33 жестко соединена с головкой 11 камеры сгорания 2 за счет того, что обе части образуют сферическое шарнирное соединение, выполненное пустотелым.
Система управления по углу крена (фиг.1 и 3) содержит четыре сопла крена 35, установленных в виде блока сопел крена. Блоки сопел крена содержат по два сопла крена 35, установленных на нижнем силовом кольце 36. Нижнее силовое кольцо 36 установлено в районе среза сопла 13 и жестко соединено с ним. Это силовое кольцо служит для передачи крутящего момента от сопел крена 36 на силовую раму 1, для этого каждый блок сопел крена 35 присоединен к нижнему силовому кольцу при помощи двух наклонных тяг 37. К соплам крена 35 подведены трубопроводы подачи газогенераторного газа 38, другие концы которого соединены с трубопроводом отбора газа 39 и далее - с газоводом 5. В блоке сопел крена 35 между ними установлен трехходовой кран 40, который патрубком 39 соединен с трубопроводом подачи газогенераторного газа 38. К каждому соплу крена 35 подсоединена трубка горючего 41, идущая от насоса горючего 8 и содержащая пускоотсечной клапан 42. На трехходовых кранах 40 установлены приводы 43. Таким образом, каждые два сопла крена 35, трехходовой кран 40 и привод 43 образуют один узел: блок сопел крена. Сопла крена 35 (фиг.3) выполнены с двумя стенками 44 и 45 и коллекторами (не показано) для прохода охлаждающего горючего. В каждом сопле крена 35 установлены форсунки горючего 47, окислителя 48 и запальное устройство 49. Пускоотсечные клапаны 42 могут быть установлены на коллекторах (на фиг.1÷3 не показано).
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 ракетный клапаны окислителя и горючего (ракетные клапаны на фиг.1 не показаны). После заливки насосов окислителя 7 и горючего 18 открывают пускоотсечные клапаны 22, 26 и 28, установленные за насосом окислителя 7, после насоса горючего 8 и после дополнительного насоса горючего 9. Окислитель и горючее поступают в газогенератор 3, где воспламеняются при помощи запальника 29. Газогенераторный газ и горючее подаются в камеру сгорания 2. Горючее охлаждает камеру сгорания 2, проходя через зазор, между оболочками ее сопла 13 и цилиндрической части 12, 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…3 не показано), давление на выходах насосов 7, 8 и 9 возрастает. Далее по газоводу 5 и через узел подвески 16 газогенераторный газ подается в головку 11 камеры сгорания 2. Часть газогенераторного газа отбирается по трубопроводу отбора газа 39 и далее по трубопроводам 38 и через трехходовые краны поступает в блоки сопел крена.
Для управления вектором тяги R, при помощи привода 17 воздействуя штоком 19 на силовое кольцо 20, поворачивают камеру сгорания 2 относительно точки «О» на угол 5…7°. При этом направление вектора тяги R1 отклоняется относительно первоначального положения R1 продольной оси симметрии камеры сгорания 2 и относительно ракеты, на которой этот двигатель установлен (ракета на фиг.1…3 не показана).
Для управления ракетой, на которой установлен двигатель, подают команду с блока управления 30 на приводы 43 и пускоотсечные клапаны 42, при этом включается по одному соплу крена 35 из каждой пары и их реактивная тяга создает крутящий момент, который через нижнее силовое кольцо 36 и через четыре наклонные тяги 37 передается сначала на сопло 13, потом - на силовую раму 1 и далее на корпус ракеты (ракета на фиг.1…3 не показана).
Применение изобретения позволило обеспечить надежное управление вектором тяги ЖРД и управление ракетой по углу крену за счет применения двух блоков сопел крена, содержащих по два оппозитно установленных сопла крена, и их рационального крепления на двигателе на кольцевом коллекторе и применения четырех наклонных тяг, обеспечивающих передачу вращающего момента на сопло двигателя и далее - на силовую раму при минимальном весе элементов конструкции, передающих момент вращения.
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 в двух плоскостях посредством приводов, прикрепленных к силовому кольцу, выполненному на камере сгорания, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, турбину, насос окислителя, насос горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с головкой камеры сгорания через узел подвески, отличающийся тем, что сопла крена сгруппированы в блоки сопел крена попарно и смонтированы на кольцевом коллекторе, установленном в нижней части сопла, который имеет диаметр больше диаметра среза сопла, к кольцевому коллектору присоединен трубопровод отбора газогенераторного газа, другой конец которого соединен с газоводом, крепление кольцевого коллектора осуществлено при помощи двух шарнирных тяг к турбонасосному агрегату и двух шарнирных тяг - к демпфирующему кронштейну, установленному на трубопроводе отбора газогенераторного газа.
2. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что в районе критического сечения камеры сгорания концентрично ему и с зазором установлено дополнительное силовое кольцо, к которому через демпфирующую опору прикреплен трубопровод отбора газогенераторного газа и присоединены две шарнирные тяги, концы которых соединены с кольцевым коллектором.
3. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что к каждому соплу крена подведена от насоса горючего трубка подачи горючего, причем каждая из них оборудована пуско-отсечным клапаном.
4. Жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что все сопла крена оборудованы запальным устройством.
5. Блок сопел крена, содержащий два сопла крена, объединенных в один узел, отличающийся тем, что пара сопел крена установлена оппозитно и оборудована трехходовым краном, установленным между ними, трехходовой кран имеет привод, соединенный с валом.
