Система изменения вектора тяги ракетных двигателей ракеты-носителя с управляемым углом отклонения

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано в ракетных комплексах на базе ракет-носителей несимметричного пакетного типа с жидкостными ракетными двигателями. Система изменения вектора тяги ракетных двигателей ракеты-носителя с управляемым углом отклонения содержит на корпусе ракеты-носителя подвижную раму с двигателями и одной степенью свободы с возможностью качания при парировании возникающих моментов сил тяги двигателей и управления ракетой. Ось поворота рамы относительно продольной оси первой ступени смещена в сторону второй ступени с возможностью использования в качестве усилия для поворота рамы тяги самих двигателей в процессе полета и управления поворотом рамы при помощи закрепленного на другом конце рамы привода. Изобретение позволяет свести к минимуму качания двигателей для уравновешивания моментов сил тяги двигателей первой и второй ступеней, упростить конструкции двигателей, упростить компоновки многодвигательных установок, сократить объем отработки двигателей. 3 ил.

 

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может найти применение при создании ракетных комплексов на базе ракет-носителей (РН) пакетного типа, в том числе с многоразовыми ступенями с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), предназначенных, в том числе, для выведения на орбиту различных космических объектов.

Из литературы известна система изменения вектора тяги ракетных двигателей с управляемым углом отклонения, содержащая элементы крепления двигателей на корпусе ракеты-носителя с возможностью их качания при парировании возникающих моментов сил тяги двигателей и управления ракетой-носителем (см., например, книгу «Основы проектирования летательных аппаратов (транспортные системы)», М., Машиностроение, 2005 г., стр. 18, 47, 49, 190 [1]), принятая в данной заявке за прототип.

Известная система изменения вектора тяги ракетных двигателей РН заключается в:

- установке двигателей первой ступени на корпусе РН под углом к продольной оси ракеты так, чтобы их векторы тяги в неотклоненном положении пересекались примерно в центре масс ракеты-носителя;

- качании двигателей (или их агрегатов) при парировании возникающих моментов сил тяги двигателей и управлении РН.

Известная система изменения вектора тяги ракетных двигателей РН для несимметричных пакетных схем РН имеет ряд недостатков. Так, например, для несимметричных пакетных схем РН требуется реализация значительных предельно реализуемых для современных двигателей потребных значений углов качания двигателей. Это, в свою очередь, требует усложнения исполнения двигателей и систем подачи топлива, способных обеспечить потребные углы качания, возрастает сложность компоновки многодвигательной установки с обеспечением потребных углов качания двигателей, возникает необходимость значительного объема отработки двигателей при их конструктивном и компоновочном усложнении.

Это связано с тем, что пакетное исполнение РН в ряде случаев предполагает несимметричную схему РН, запуск двигателей первой и второй ступеней с момента старта РН, различную скорость опорожнения топливных баков (или запаса топлива твердотопливных ускорителей) ступеней (к моменту полного расходования топлива первой ступени и ее отделения остаточная заправка топлива второй ступени должна быть достаточна для выведения второй ступени с полезной нагрузкой на орбиту после ее отделения от первой ступени). Эти обстоятельства, обусловленные несимметричной (пакетной) схемой РН, предполагают значительное изменение положения центра масс (ЦМ) РН в процессе совместной работы первой ступени и второй ступени при выработке топлива. Изменение положения центра масс (ЦМ) в процессе совместной работы первой и второй ступеней происходит в направлении, перпендикулярном продольной оси ракеты. Указанное изменение положения ЦМ РН в процессе совместной работы первой и второй ступеней в свою очередь определяет требования к ориентации векторов тяги двигателей ступеней для уравновешивания моментов сил тяги двигателей первой и второй ступеней, а следовательно, и к углам установки и (или) отклонения маршевых двигателей первой и второй ступеней. То есть углы установки и (или) отклонения маршевых двигателей первой и второй ступеней должны быть таковы, чтобы обеспечить нулевой момент сил тяги двигателей относительно ЦМ во все время совместной работы первой и второй ступеней.

Для пакетных схем РН, известных, например, из [2] (журнал «Авиакосмическая техника и технологии», 2010 г., №1, стр.8) и [3] (С.П.Уманский «Ракеты-носители. Космодромы», изд. «Рестарт+», М., 2001 г., стр. 112-113), предполагают значительно большую степень несимметрии, то есть с большими потребными углами отклонения двигателей, чем, например, МТКК «Спейс Шаттл» [1]. При этом значения углов отклонения ЖРД первой ступени, потребных для уравновешивания моментов сил тяги двигателей первой и второй ступеней, сопоставимы с реализуемыми современными двигателями предельными углами их качания. При этом реализуемый диапазон углов качания маршевых двигателей необходим современным РН тандемной или пакетной симметричной схемы только для реализации программного управления РН и парирования возмущений на участке работы первой ступени. Таким образом, известная система для несимметричных РН пакетной схемы становится трудно реализуемой, так как запаса углов качания современных маршевых двигателей первой ступени может оказаться недостаточно для одновременного уравновешивания моментов сил тяги двигателей первой и второй ступеней и управления РН и парирования возмущений. Это в свою очередь потребует увеличения углов качания маршевых двигателей (или их агрегатов) до значений, существенно усложняющих как конструктивное исполнение единичного двигателя и пакета многодвигательных маршевых установок (или многокамерных двигателей) первой ступени, так и объем отработки двигателей и их установок.

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является создание системы изменения вектора тяги ракетных двигателей РН несимметричной пакетной схемы с достижением технического результата, заключающегося в том, чтобы исключить (или свести к минимуму) необходимость качания двигателей для уравновешивания моментов сил тяги двигателей первой и второй ступеней, упростить конструкцию двигателей за счет сокращения потребных значений углов качания двигателей, упростить компоновку многодвигательной установки, сократить объем отработки двигателей за счет упрощения их конструкции.

Эта задача решается таким образом, что в известной системе изменения вектора тяги ракетных двигателей ракеты-носителя с управляемым углом отклонения, содержащей элементы крепления двигателей на корпусе ракеты-носителя с возможностью их качания при парировании возникающих моментов сил тяги двигателей и управления ракетой-носителем, в соответствии с изобретением элементы крепления двигателей первой ступени на корпусе ракеты-носителя несимметричной пакетной схемы выполнены в виде рамы, установленной на корпусе первой ступени ракеты-носителя подвижно, имея одну степень подвижности, при этом ось поворота подвижной рамы относительно продольной оси первой ступени смещена в сторону второй ступени с возможностью использования в качестве усилия для поворота рамы тяги самих двигателей в процессе полета и управления поворотом рамы при помощи привода, закрепленного на другом, относительно поворотной оси, конце рамы.

Далее предложенное техническое решение поясняется более подробно с использованием схем, где на фиг. 1 показано схематичное положение ЦМ на момент старта ракеты-носителя пакетной схемы и на момент разделения ступеней, на фиг. 2 показана установка маршевых двигателей на подвижной раме, на фиг. 3 показано схематично положение ЦМ и соответствующие положения подвижной рамы на момент старта РН и на момент разделения ступеней.

Суть предлагаемого изобретения сводится к следующему.

В связи с тем, что специфической проблемой несимметричной пакетной схемы РН является необходимость уравновешивания моментов сил тяги двигателей первой и второй ступеней, возникающих при изменении положения ЦМ в направлении, перпендикулярном продольной оси ракеты (по координате Y на фиг. 1), маршевые двигатели первой ступени установлены на подвижной раме 1 (см. фиг. 2), имеющей одну степень подвижности и совершающей разовый за полет РН поворот. При этом ось 2 поворота подвижной рамы относительно продольной оси, например, первой ступени 3 смещена в сторону, например, второй ступени 4, а усилием для поворота рамы с двигателями является тяга самих двигателей. Управление поворотом рамы в процессе полета производится при помощи привода 5, закрепленного на другом, относительно поворотной оси, конце рамы (как вариант путем управляемого или программного стравливания давления гидравлического привода). Для многоразовой ступени приведение рамы в исходное (стартовое) положение производится на земле в процессе межполетного обслуживания.

Уравновешивание моментов сил тяги двигателей первой и второй ступеней РН относительно ЦМ 6 (см. фиг. 2) в процессе полета РН при этом обеспечивается равенством:

где RΣ1 - суммарная тяга двигателей первой ступени;

RΣ2 - суммарная тяга двигателей второй ступени;

a1 - плечо RΣ1 относительно ЦМ;

а2 - плечо RΣ2 относительно ЦМ.

На фиг. 3 схематично показаны положения ЦМ 6 и соответствующие положения подвижной рамы 1 на момент старта РН и на момент разделения ступеней РН, обеспечивающие уравновешивание моментов сил тяги двигателей первой ступени 3 и второй ступени 4 при выработке топлива 7. Направление сил тяги двигателей первой ступени схематично показано на текущее положение ЦМ.

Заявляемая система изменения вектора тяги ракетных двигателей РН несимметричной пакетной схемы на подвижной раме позволяет обеспечивать уравновешивание моментов сил тяги двигателей первой и второй ступеней за счет изменения направления вектора тяги двигателей при повороте подвижной рамы, а программное управление РН и парирование возмущений - за счет качания двигателей в пределах, не превышающих возможности двигателя.

Система изменения вектора тяги ракетных двигателей ракеты-носителя с управляемым углом отклонения, содержащая элементы крепления двигателей на корпусе ракеты-носителя с возможностью их качания при парировании возникающих моментов сил тяги двигателей и управления ракетой-носителем, отличающаяся тем, что элементы крепления двигателей первой ступени ракеты-носителя несимметричной пакетной схемы выполнены в виде рамы, установленной на корпусе первой ступени ракеты-носителя подвижно, имея одну степень подвижности, при этом ось поворота подвижной рамы относительно продольной оси первой ступени смещена в сторону второй ступени с возможностью использования в качестве усилия для поворота рамы тяги самих двигателей в процессе полета и управления поворотом рамы при помощи привода, закрепленного на другом относительно поворотной оси конце рамы.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). .

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

Изобретение относится к области ракетостроения. .

Изобретение относится к авиационно-ракетной технике, в частности к реактивным двигателям летательных аппаратов с управляемыми соплами, обеспечивающими отклонение газовой струи с целями управления направлением движения летательных аппаратов путем создания управляемого вектора тяги и/или изменения эффективного критического сечения сопла при изменении режимов полета для повышения тяги.

Изобретение относится к системе управления летательными аппаратами, а именно к газореактивным системам, и предназначено для управления ракетами и реактивными снарядами.

Изобретение относится к производству ракетных двигателей. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетных твердотопливных двигателей, управляемых с помощью газовых рулей по командам системы управления ракеты.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке газовых рулей для ракетных двигателей (преимущественно двигателей на твердом топливе).

Изобретение относится к области ракетостроения, а именно к способам повышения тяги ракетного двигателя, и может быть использовано для увеличения тяги ракетных и авиационных двигателей. Способ увеличения тяги сверхзвукового сопла ракетного двигателя включает вдув внешней среды во внутреннюю полость сопла через систему отверстий и взаимодействие его с рабочим телом. Вдув внешней среды во внутреннюю полость сопла осуществляют в режиме перерасширения при давлении ра<рн, а выдув рабочего тела из внутренней полости сопла вовне в донную область в режиме недорасширения при давлении ра>рн через концевую часть сопла, выполненную из высокотемпературного газопроницаемого материала с открытой пористостью. В качестве высокопористого проницаемого ячеистого материала используют углерод-углеродный композиционный материал, либо керамический композиционный материал, либо жаропрочный металлический сплав, либо волокнистый и канально-трубчатый материал. Изобретение позволяет повысить средний по траектории полета удельный импульс ракетного двигателя, а также обеспечить равномерность вдува и выдува рабочего тела и регулирование высотных характеристик ракетного сопла в режиме перерасширения при давлении ра<рн и недорасширения при давлении ра>рн. 4 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к узлам качания камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) и может быть использовано для установки геометрической оси камеры, качающейся в одной плоскости, в заданном положении, с высокой точностью. В узле качания между внутренней обоймой подшипника и цапфой установлена дополнительная резьбовая втулка с буртом для упора подшипника, контактирующая с ответной резьбой цапфы, в траверсах, в местах установки болтов, выполнены отверстия в виде овальных пазов, между основаниями рамы и траверсами установлены регулировочные прокладки из стального листа, между траверсами и головками болтов установлены двойные опорные стальные шайбы увеличенной толщины с отверстиями под болты, между резьбовой втулкой и цапфой установлен штифт. Изобретение обеспечивает высокую точность установки геометрической оси и оси качания камеры на двигателе относительно общей оси двигателя и его привалочной плоскости, повышение надежности крепления траверс к основаниям рамы и исключение проворота резьбовой втулки относительно цапфы. 2 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к области ракетостроения, в частности к жидкостным ракетным двигателям с управляемым вектором тяги. Жидкостной ракетный двигатель с управляемым вектором тяги, содержащий камеру с возможностью качания в цапфах в главных плоскостях стабилизации, магистрали подвода компонентов на периферии двигателя вдоль его оси, турбонасосный агрегат с центробежными основными насосами высокого давления и подкачивающие агрегаты, выходы насосов которых выполнены в виде спиральных отводов с коническими патрубками и соединены у последних с входами основных насосов по периферии камеры двумя парами двух взаимно перпендикулярных последовательных гибких трубопроводов в виде сильфонов, параллельных главным плоскостям стабилизации и соединенных криволинейными патрубками, согласно изобретению подкачивающие центробежные насосы установлены своими входами соосно магистралям подвода компонентов, а коническими патрубками выходов вдоль продольных осей симметрии первых по направлению к насосам высокого давления и ближайшим сильфонам гибких трубопроводов, причем подкачивающий насос одного компонента выполнен с возможностью вращения ротора в противоположном направлении от направления вращения ротора подкачивающего насоса другого компонента. Изобретение обеспечивает уменьшение радиальных габаритов жидкостного ракетного двигателя, уплотнение компоновки двигателя и за счет этого уменьшение массы двигателя. 6 ил.

Изобретение относится к управлению вектором тяги жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). ЖРД содержит камеру с охлаждаемой сверхзвуковой частью сопла, неохлаждаемый насадок из углерод-углеродного композиционного материала (УУКМ), рулевые агрегаты и раму, наружная поверхность неохлаждаемого насадка в районе среза выполнена в виде сферы с центром вращения на оси камеры, на которую устанавливается дефлектор из УУКМ, состоящий из двух частей, соединенных между собой при помощи фланцевого соединения с уплотнением из терморасширенного графита, внутренняя поверхность которого имеет сферическую форму, эквидистантную сферической поверхности неохлаждаемого насадка, а на наружной поверхности выполнены проушены для закрепления к рулевым агрегатам, которые крепятся к раме двигателя, при этом сферические поверхности неохлаждаемого насадка и дефлектора имеют графитовое покрытие. Изобретение обеспечивает повышение эффективности, ресурса работы и получение большей величины бокового управляющего усилия и уменьшения усилия на рулевых органах. 3 ил.
Наверх