Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа



Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа
Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа
Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа
Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа
Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа
Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа

 


Владельцы патента RU 2490508:

Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем неподвижные опорную раму, газогенератор, работающий с избытком одного из компонентов, и турбонасосный агрегат с корпусом турбины и насосами, и с возможностью качания камеры сгорания с цапфами в районе минимального сечения камеры со смесительной головкой и соплом, карданный подвес с двумя поперечными взаимно перпендикулярными осями симметрии, одна из которых соосна с цапфами камеры, и две магистрали подвода генераторного газа и недостающего в газогенераторе компонента топлива к тракту охлаждения камеры от турбонасосного агрегата с двумя блоками гибких трубопроводов, причем первая группа блоков гибких трубопроводов отвода фланцами входа связана без возможности перемещения с помощью изогнутых трубопроводов с корпусом турбины и насоса турбонасосного агрегата, а вторая группа блоков гибких трубопроводов связана фланцами выхода сильфонов без возможности перемещения с помощью изогнутых трубопроводов с корпусом камеры, при этом первая группа блоков гибких трубопроводов, монтированная без возможности перемещения с корпусом турбины и насоса турбонасосного агрегата размещена под острым углом, например 40°-60°, в плоскости, параллельной первой главной плоскости качания камеры с карданом, ко второй плоскости, ортогональной первой главной плоскости качания камеры с карданом, проходящей через продольную ось симметрии камеры, и своими фланцами входа сильфонов ориентирована в сторону смесительной головки, а вторая группа блоков гибких трубопроводов, монтированная без возможности перемещения с корпусом камеры, своими продольными осями симметрии размещена под острым углом, например 60°-40°, в плоскости, параллельной второй главной плоскости качания камеры, к первой плоскости, ортогональной второй главной плоскости качания камеры, проходящей через продольную ось симметрии камеры, и своими фланцами выхода сильфонов ориентирована в сторону смесительной головки, причем изогнутый трубопровод магистрали подвода генераторного газа к корпусу камеры, связанный со смесительной головкой камеры без возможности перемещения, расположен своей направляющей линией траектории в плоскости, проходящей через продольную ось симметрии камеры и под острыми углами к главным плоскостям качания камеры. Изобретение обеспечивает уменьшение радиальных габаритов жидкостного ракетного двигателя, уплотнение компоновки двигателя и за счет этого уменьшение массы двигателя. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике, в которой создание жидкостных ракетных двигателей с минимально возможными массой, продольными и радиальными габаритами, что является всегда актуальным, особенно для жидкостных ракетных двигателей верхних ступеней ракет-носителей, а более конкретно, к устройству однокамерного жидкостного ракетного двигателя изменяемого вектора тяги с дожиганием генераторного газа.

Известны однокамерные жидкостные ракетные двигатели с дожиганием генераторного газа с управлением вектора тяги за счет качания камеры на карданном подвесе, расположенном в районе минимального ("критического") сечения камеры, содержащие турбонасосный агрегат, газогенератор, магистраль подвода генераторного газа с избытком одного из компонентов к смесительной головке камеры и магистраль подвода недостающего в генераторном газе компонента, например, горючего, к камере.

На таких двигателях управление вектором тяги обеспечивается за счет качания камеры в двух плоскостях посредством рулевых приводов, расположенных в плоскостях стабилизации ракеты, т.е. в вертикальных плоскостях, проходящих через оси карданного подвеса, (см. справочник под редакцией Шустова И.Г. «Двигатели 1944-2000: авиационные, ракетные, морские, наземные», М., изд. «АКС-Конверсалт, 2000 г., стр.96, РД-0120 и стр.272, РД-191»).

Известен также жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа, в котором магистрали подвода генераторного газа и недостающего в генераторном газе компонента содержат блоки гибких трубопроводов, предназначенные для подвода газогенераторного газа к смесительной головке камеры и горючего к камере, например, для охлаждения камеры, при качании камеры. В известном жидкостном ракетном двигателе с дожиганием блоки гибких трубопроводов своими продольными осями ориентированы во взаимно перпендикулярных главным плоскостям качания плоскостях по перпендикулярному направлению продольных осей симметрии к продольной оси симметрии двигателя (см. патент РФ по МПК F02K 9/66 №2161263 за 1995 г.)

Оболочки блоков гибких трубопроводов для подвода генераторного газа и недостающего в газогенераторе (генераторном газе) компонента, контактирующие непосредственно с генераторным газом и недостающим в генераторе компонентом выполненные, например, в виде многослойных сильфонов из жаропрочных материалов, для обеспечения качания в зоне упругих или малых пластических деформаций материалов без разрушения должны иметь минимальное количество "волн" и "полуволн" (~12-15) и минимальное соотношение диаметров магистралей и высоты полуволн, что ставит условия обеспечения строго конечной минимально допустимой длины цилиндрических блоков гибких трубопроводов от входных до выходных фланцев.

Эти цилиндрические участки блоков гибких трубопроводов при их расположении перпендикулярно продольной оси симметрии двигателя должны быть вписаны в окружность габаритного размера, диаметр которой определяет размеры цилиндрического отсека ракеты-носителя, где размещается жидкостный ракетный двигатель по условиям компоновки для обеспечения минимальных габаритов и массы ракеты-носителя. Кроме того, блоки гибких трубопроводов генераторного газа и горючего при расположении перпендикулярно продольной оси симметрии двигателя значительно увеличивают габаритные размеры и сокращают необходимые места для размещения блоков гибких трубопроводов других магистралей, газов наддува (гелия) или магистралей предпусковых продувок полостей камеры, если теплообменники нагрева газа наддува баков расположены на магистрали камеры, из-за чего приходится увеличивать радиальные размеры двигателя. Блоки гибких трубопроводов должны располагаться своими поперечными осями симметрии вдоль главных осей качания камеры (вдоль цапф камеры и вдоль осей качания кардана и траверс).

Еще более жесткие условия: накладываются на радиальные габариты отсека размещения жидкостного ракетного двигателя при выполнении сопла камеры из первой неподвижной скрепленной с камерой сгорания части сопла, следующей за минимальным: сечением сопла, и из второй следующей по потоку газа части, содержащей одну или несколько выдвижных тонкостенных охлаждаемых за счет лучеиспускания обечаек сопла, которые в исходном положении находятся в сложенном состоянии, а в выдвинутом положении обеспечивают высокую степень расширения продуктов сгорания в сопле и получение высокого удельного импульса тяги двигателя при малой массе сопла.

Выбор материала сдвигаемой части сопла для обеспечения радиационного охлаждения стыкуемой с охлаждаемой частью сопла в настоящее время ограничен даже при наличии современных жаростойких и жаропрочных сплавов и композиционных материалов, что не позволяет по требованиям обеспечения работоспособности приблизить стык охлаждаемой за счет лучеиспускания части сопла вплотную к минимальному сечению сопла, но все равно для минимизации: осевых размеров двигателя расположение стыков охлаждаемого и неохлаждаемого участков сопла необходимо выполнять как можно ближе к минимальному сечению сопла камеры, при этом в сложенном: положении сопло так охватывает блоки гибких трубопроводов, что их цилиндрическая форма и минимально ограниченная длина накладывает ограничения на минимальный диаметр стыка по геометрическим условиям охвата так, как и для вписанного в окружность прямоугольника (многоугольника), при этом радиальные габариты двигателя и отсека ракеты-носителя остаются неприемлемо большими, что приводит к увеличению не только массы двигателя, но и массы ракеты-носителя.

Указанное техническое решение не обеспечивает минимальные радиальные габариты двигателя, которые накладывают ограничения на выбор минимального отсека и на обеспечение применения двигателя в стесненных условиях модернизируемых ракет-носителей при их форсировании в прежних размерах, что очень важно с точки зрения удешевления форсирования.

Целью предлагаемого изобретения является устранение вышеуказанных недостатков и уменьшение радиальных габаритов жидкостного ракетного двигателя, уплотнение компоновки двигателя и за счет этого уменьшение массы двигателя.

Указанная выше цель изобретения достигается тем, что в известном жидкостном ракетном двигателе с дожиганием генераторного газа, содержащем неподвижные опорную раму, газогенератор, работающий с избытком одного из компонентов, и турбонасосный агрегат с корпусом турбины и насосами, и с возможностью качания камеру сгорания с цапфами в районе минимального сечения камеры со смесительной головкой и соплом, карданный подвес с двумя поперечными взаимно перпендикулярными осями симметрии, одна из которых соосна с цапфами камеры, и две магистрали подвода генераторного газа и недостающего в газогенераторе компонента топлива к тракту охлаждения, камеры от турбонасосного агрегата с двумя блоками гибких трубопроводов, например, в виде многослойных сильфонов, снабженными фланцами входа и выхода, своими поперечными осями симметрии, размещенными соосно с главными взаимно перпендикулярными проходящими через продольную ось симметрии камеры плоскостями качания камеры и с поперечными осями симметрии карданного подвеса, причем, первая группа блоков гибких трубопроводов отвода от турбины турбонасосного агрегата генераторного газа и недостающего компонента от насоса к тракту охлаждения камеры фланцами входа связана без возможности перемещения с помощью изогнутых трубопроводов с корпусом турбины и насоса турбонасосного агрегата, а вторая группа блоков гибких трубопроводов подвода генераторного газа к смесительной головке камеры и недостающего в газогенераторе компонента для охлаждения камеры связана фланцами выхода сильфонов без возможности перемещения с помощью изогнутых трубопроводов с корпусом камеры, и расположенных далее к периферии отсека другие блоки гибких трубопроводов, например, подачи гелия на наддув баков, отличающийся тем, что, первая группа блоков гибких трубопроводов подвода генераторного газа от турбины турбонасосного агрегата и недостающего компонента от насоса к тракту охлаждения камеры, монтированная без возможности перемещения с корпусом турбины и насоса турбонасосного агрегата размещена под острым углом, например, 40°-60°, в плоскости, параллельной первой главной плоскости качания камеры с карданом, ко второй плоскости, ортогональной первой главной плоскости качания камеры с карданом „проходящей через продольную ось симметрии камеры, и своими фланцами входа сильфонов ориентирована в сторону смесительной головки, а вторая группа блоков гибких трубопроводов подвода генераторного газа к смесительной головке камеры и недостающего в газогенераторе компонента в тракт охлаждения камеры, монтированная без возможности перемещения с корпусом камеры, своими продольными осями симметрии размещена под острым углом, например, 60°-40°, в плоскости, параллельной второй главной плоскости качания камеры, к первой плоскости, ортогональной второй главной плоскости качания камеры, проходящей через продольную ось симметрии камеры, и своими фланцами выхода сильфонов ориентирована в сторону смесительной головки, причем, изогнутый трубопровод магистрали подвода генераторного газа к корпусу камеры, связанный со смесительной головкой камеры без возможности перемещения, расположен своей направляющей линией траектории в плоскости, проходящей через продольную ось симметрии камеры и под острыми углами к главным плоскостям качания камеры.

Указанная выше цель достигается также тем, что блоки гибких трубопроводов магистралей подвода недостающего компонента в газогенераторе, например, горючего, расположены перпендикулярно своими продольными осями симметрии продольным осям симметрии блоков гибких трубопроводов подвода генераторного газа.

Указанная выше цель достигается также тем, что блоки гибких трубопроводов других магистралей двигателя, расположенных на удалении от блоков гибких трубопроводов горючего по направлению к периферии отсека, например, магистралей газов наддува баков, своими продольными осями симметрии расположены перпендикулярно продольным осям симметрии соседних блоков гибких трубопроводов, например, горючего в плоскостях, параллельных главным плоскостям качания камеры.

Предлагаемое изобретение представлено на чертеже фиг.1, фиг.2, фиг.3, фиг.4, фиг.5 и фиг.6, где показаны следующие агрегаты:

1. Опорная рама.

2. Газогенератор.

3. Турбонасосный агрегат.

4. Насос горючего.

5. Корпус турбины.

6. Турбина.

7. Камера.

8. Камера сгорания.

9. Сопло.

10.Смесительная головка.

11. Тракт охлаждения камеры.

12. Минимальное сечение сопла.

13. Цапфа камеры.

14. Продольная ось симметрии цапфы.

15. Продольная ось симметрии камеры.

16. Карданный подвес.

17. Кардан.

18. Траверса.

19. Втулка траверсы.

20. Балка кардана, поперечная цапфам камеры.

21. Балка кардана, параллельная траверсам.

22. Втулка на балке кардана, поперечной цапфам камеры.

23. Втулка на балке кардана, соосная отверстиям в траверсах.

24. Подшипник, соосный цапфам камеры.

25. Подшипник, соосный втулкам в траверсах.

26. Поперечная ось симметрии кардана, соосная цапфам камеры.

27. Трубопровод подвода генераторного газа от газогенератора.

28. Вход турбины.

29. Выход турбины.

30. Трубопровод подвода генераторного газа от турбины к первому блоку гибкого трубопровода подвода генераторного газа.

31. Вход первого блока гибкого трубопровода подвода генераторного газа.

32. Первый блок гибкого трубопровода подвода генераторного газа.

33. Многослойный сильфон первого блока гибкого трубопровода подвода генераторного газа.

34. Фланец входа первого блока гибкого трубопровода подвода генераторного газа.

35. Выход первого блока гибкого трубопровода подвода генераторного газа.

36. Фланец выхода первого блока гибкого трубопровода подвода генераторного газа.

37. Второй блок гибкого трубопровода подвода генераторного газа.

38. Вход второго блока гибкого трубопровода подвода генераторного газа.

39. Фланец входа второго блока гибкого трубопровода подвода генераторного газа.

40. Многослойный сильфон второго блока гибкого трубопровода подвода генераторного газа.

41. Выход второго блока гибкого трубопровода подвода генераторного газа.

42. Фланец выхода второго блока гибкого трубопровода подвода генераторного газа.

43. Продольная ось симметрии первого блока гибкого трубопровода подвода генераторного газа.

44. Плоскость размещения продольной оси симметрии первого блока гибкого трубопровода подвода генераторного газа.

45. Первая главная плоскость качания камеры.

46. Вторая главная плоскость качания камеры.

47. Продольная ось симметрии второго блока гибкого трубопровода подвода генераторного газа.

48. Плоскость размещения продольной оси симметрии второго блока гибкого трубопровода подвода генераторного газа.

49. Изогнутая магистраль подвода генераторного газа от первого блока гибкого трубопровода подвода генераторного газа к второму блоку гибкого трубопровода подвода генераторного газа.

50. Изогнутая магистраль подвода генераторного газа от второго блока гибкого трубопровода подвода генераторного газа.

51. Выход магистрали подвода генераторного газа от второго блока гибкого трубопровода подвода генераторного газа.

52. Изогнутая магистраль подвода генераторного газа к смесительной головке.

53. Направляющая линия изогнутой магистрали подвода генераторного газа к смесительной головке.

54. Плоскость размещения направляющей линии изогнутой магистрали подвода генераторного газа к смесительной головке.

55. Первый блок гибкого трубопровода подвода горючего в тракт охлаждения камеры.

56. Второй блок гибкого трубопровода подвода горючего в тракт охлаждения камеры.

57. Вход первого блока гибкого трубопровода подвода горючего в тракт охлаждения камеры.

58. Вход второго блока гибкого трубопровода подвода горючего в тракт охлаждения камеры.

59. Выход первого блока гибкого трубопровода подвода горючего в тракт охлаждения камеры.

60. Выход второго блока гибкого трубопровода подвода горючего в тракт охлаждения камеры.

61. Продольная ось симметрии первого блока гибкого трубопровода подвода горючего в тракт охлаждения камеры.

62. Плоскость размещения продольной оси симметрии первого блока гибкого трубопровода подвода горючего в тракт охлаждения камеры.

63. Минимальное расстояние размещения продольной оси симметрии первого блока гибкого трубопровода подвода горючего в тракт охлаждения камеры от продольной оси симметрии камеры.

64. Многослойный сильфон первого блока гибкого трубопровода подвода горючего в тракт охлаждения камеры.

65. Продольная ось симметрии многослойного сильфона первого блока гибкого трубопровода подвода горючего в тракт охлаждения камеры.

66. Фланец входа многослойного сильфона первого блока гибкого трубопровода подвода горючего в тракт охлаждения камеры.

67. Фланец выхода многослойного сильфона первого блока гибкого трубопровода подвода горючего в тракт охлаждения камеры.

68. Продольная ось симметрии второго блока гибкого трубопровода подвода горючего в тракт охлаждения камеры.

69. Плоскость размещения продольной оси симметрии второго блока гибкого трубопровода подвода горючего в тракт охлаждения камеры.

70. Минимальное расстояние размещения продольной оси симметрии второго блока гибкого трубопровода подвода горючего в тракт охлаждения камеры от продольной оси симметрии камеры.

71. Многослойный сильфон второго блока гибкого трубопровода подвода горючего в тракт охлаждения камеры.

72. Продольная ось симметрии многослойного сильфона второго блока гибкого трубопровода подвода горючего в тракт охлаждения камеры.

73. Фланец входа многослойного сильфона второго блока гибкого трубопровода подвода горючего в тракт охлаждения камеры.

74. Фланец выхода многослойного сильфона второго блока гибкого трубопровода подвода горючего в тракт охлаждения камеры.

75. Изогнутая магистраль подвода горючего от насоса горючего к первому блоку гибкого трубопровода подвода горючего к тракту охлаждения камеры.

76. Выход насоса горючего.

77. Изогнутая магистраль подвода горючего от первого блока гибкого трубопровода подвода горючего к второму блоку гибкого трубопровода подвода горючего.

78. Изогнутая магистраль подвода горючего к тракту охлаждения камеры от второго блока гибких трубопроводов подвода горючего.

79. Вход в тракт охлаждения камеры.

80. Опорный узел первого рулевого привода (на смесительной головке).

81. Опорный узел первого рулевого привода (на опорной раме).

82. Первый рулевой привод.

83 Опорный узел второго рулевого привода (на смесительной головке).

84. Опорный узел второго рулевого привода (на опорной раме).

85. Второй рулевой привод.

Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа содержит неподвижные опорную раму 1, газогенератор 2, с избытком одного из компонентов, например, окислителя, и турбонасосный агрегат 3 с насосом горючего 4 и корпусом 5 турбины 6. Камера 7 содержит камеру сгорания 8, сопло 9 и смесительную головку 10. Камера 7 содержит тракт охлаждения 11, который выполнен на камере сгорания 8 и сопле 9.

Камера 7 выполнена с возможностью качания, для чего на камере сгорания 8 в районе минимального сечения 12 сопла 9 выполнены цапфы 13, расположенные своими продольными осями симметрии 14 перпендикулярно продольной оси симметрии 15 камеры 7. Карданный подвес 16 состоит из кардана 17 и двух траверс 18 с втулками 19, связывающих между собой цапфы 13 камеры сгорания 8 через кардан 17 с опорной рамой 1 жидкостного ракетного двигателя. Кардан 17 содержит две взаимно перпендикулярные балки 20 и 21, с втулками 22 и 23 и подшипниками 24 и 25. Втулки 22 и подшипники 24 расположены вдоль поперечной оси симметрии кардана 26 на балках 20 кардана 17 соосно с цапфами 13. Втулки 23 и подшипники 25 кардана 17 расположены вдоль поперечной оси симметрии кардана 26 на балках 21 кардана 17 соосно с втулками 19 на траверсах 18.

Газогенератор 2 соединен трубопроводом подвода генераторного газа 27 с входом 28 турбины 6. Выход 29 турбины 6 соединен трубопроводом подвода генераторного газа 30 с входом 31 первого блока гибкого трубопровода подвода генераторного газа 32. В первом блоке гибкого трубопровода подвода генераторного газа 32 вход 31 на многослойном сильфоне 33 выполнен в виде фланца входа 34, а выход 35 на другом конце многослойного сильфона 33 выполнен в виде фланца выхода 36. Во втором блоке гибкого трубопровода подвода генераторного газа 37 вход 38 выполнен в виде фланца входа 39 многослойного сильфона 40, а выход 41 в виде фланца выхода 42. Первый блок гибкого трубопровода подвода генераторного газа 32 своей продольной осью симметрии 43, совпадающей с продольной осью симметрии многослойного сильфона 33, размещен в плоскости 44, параллельной первой главной плоскости качания 45, проходящей через продольную ось симметрии камеры 15 и вдоль поперечной оси симметрии кардана 26. Кроме того первый блок гибкого трубопровода 32 в плоскости 44 размещен под острым углом, например 45 градусов, к второй главной плоскости качания 46, проходящей через поперечную ось симметрии кардана 25, цапф 12 и продольную ось симметрии камеры 15. Многослойный сильфон 33 фланцем входа 39 ориентирован вдоль плоскости 44 в сторону смесительной головки 10, а фланцем выхода 36 - в сторону сопла 9. Второй блок гибкого трубопровода подвода генераторного газа 37 своей продольной осью симметрии 47, совпадающей с продольной осью симметрии многослойного сильфона 40, размещен в плоскости 48, параллельной второй главной плоскости качания 46, проходящей через поперечную ось симметрии 26 кардана, продольные оси симметрии цапф 13 камеры 7. Кроме того второй блок гибкого трубопровода подвода генераторного газа 37 в плоскости 48 размещен под острым углом, например 45 градусов, к первой главной плоскости качания 45.

Выход 35 первого блока гибкого трубопровода подвода генераторного газа 32 фланцем выхода 36 соединен с изогнутой магистралью подвода генераторного газа 49 и далее с входом 38 с помощью фланца входа 39 со вторым блоком гибкого трубопровода подвода генераторного газа 37. Выход 41 второго блока гибкого трубопровода подвода генераторного газа 37 соединен стланцем выхода 42 с изогнутой магистралью подвода генераторного газа 50. Выход 51 магистрали подвода генераторного газа 50 соединен с изогнутой магистралью 52 подвода генераторного газа к смесительной головке 10 камеры 7. Изогнутая магистраль 52 своей направляющей линией 53 размещена в плоскости 54, проходящей через продольную ось симметрии 15 камеры 7 и расположенной под острыми углами к главным плоскостям качания камеры 7, например под углом 55 градусов к первой главной плоскости качания 45 и под углом 35 градусов к второй главной плоскости качания 46. При таком положении блоков гибких трубопроводов подвода генераторного газа 32 и 37 и при их ориентации своими входящими в них частями по отношению к соплу 9 камеры 7 и смесительной головке 10 и по отношению к главным плоскостям качания камеры 45 и 46 обеспечиваются минимальные радиальные размеры двигателя в статическом положении, обусловленные блоками гибких трубопроводов подвода генераторного газа 32 и 37.

Первый блок гибкого трубопровода подвода горючего к тракту охлаждения камеры 55 своей продольной осью симметрии 61 размещен в плоскости 62, параллельной первой главной плоскости качания 45. Плоскость 62 размещения параллельна также плоскости 44 и находится на некотором минимальном расстоянии 63 в радиальном направлении от продольной оси симметрии камеры 15. Это минимальное расстояние 63 обеспечивает расположение многослойного сильфона 64 блока гибкого трубопровода подвода горючего к тракту охлаждения камеры 55 без касания с многослойным сильфоном 33 первого блока гибкого трубопровода подвода генераторного газа 32. Первый блок гибкого трубопровода подвода горючего к тракту охлаждения камеры 55 своей продольной осью симметрии 61, совпадающей с продольной осью симметрии многослойного сильфона 65, размещен в плоскости 62, параллельной первой главной плоскости качания 45, проходящей через продольную ось симметрии камеры 15 и вдоль поперечной оси симметрии кардана 26. Кроме того первый блок гибкого трубопровода подвода горючего к тракту охлаждения камеры 55 в плоскости 62 размещен под острым углом, например 45 градусов, к второй главной плоскости качания 46, проходящей через поперечную ось симметрии кардана 26, цапф 13 и продольную ось симметрии камеры 15. Многослойный сильфон 64 первого блока гибкого трубопровода подвода горючего к тракту охлаждения камеры 55 входом 57 в виде фланца входа 66 на одном конце многослойного сильфона и выходом 59 в виде фланца выхода 67 на другом, конце многослойного сильфона ориентированы вдоль плоскости 62 в сторону смесительной головки 10 или в сторону сопла 9. Причем, уменьшение радиальных габаритов жидкостного ракетного двигателя обеспечивается как при ориентации многослойного сильфона 64 фланцем входа 66 в сторону смесительной головки 10, а фланцем выхода 67 в сторону сопла 9, так и при ориентации многослойного сильфона 64 фланцем входа 66 в сторону сопла 9, а фланцем выхода 67 в сторону смесительной головки 10 в плоскости 62, но минимальное расстояние 63 обеспечивается при перпендикулярном расположении первого блока гибкого трубопровода подвода генераторного газа 32 своей продольной осью симметрии 43 и первого блока гибкого трубопровода горючего к тракту охлаждения камеры 55 своей продольной осью симметрии 65. Это осуществляется за счет того, что фланцы входов 34 и 66, фланцы выходов 36 и 67 при перпендикулярном расположении первого блока гибких трубопроводов подвода генераторного газа 32 и первого блока гибких трубопроводов подвода горючего к тракту охлаждения 55 не взаимодействуют друг с другом при приближении их многослойных сильфонов 33 и 64 и не препятствуют максимальному приближению многослойных сильфонов 33 и 64 друг к другу, чем обеспечивает минимальные радиальные габариты жидкостного ракетного двигателя.

Второй блок гибкого трубопровода подвода горючего к тракту охлаждения камеры 56 своей продольной осью симметрии 68 размещен в плоскости 69, параллельной второй главной плоскости качания 46. Плоскость 69 размещения параллельна также плоскости 48 и находится на некотором минимальном расстоянии 70 в радиальном направлении от продольной оси симметрии камеры 15. Это минимальное расстояние 70 обеспечивает расположение многослойного сильфона 71 второго блока гибкого трубопровода подвода горючего к тракту охлаждения камеры 56 без касания с многослойным сильфоном 40 второго блока гибкого трубопровода подвода генераторного газа 37. Второй блок гибкого трубопровода подвода горючего к тракту охлаждения камеры 56 своей продольной осью симметрии 68, совпадающей с продольной осью симметрии многослойного сильфона 72, размещен в плоскости 69, параллельной второй главной плоскости качания 46, проходящей через продольную ось симметрии камеры 15 и вдоль поперечной оси симметрии кардана 25. Кроме того второй блок гибкого трубопровода подвода горючего к тракту охлаждения камеры 56 в плоскости 69 размещен под острым углом, например 45 градусов, к первой главной плоскости качания 45, проходящей через поперечную ось симметрии кардана 26, цапф 12 и продольную ось симметрии камеры 15. Многослойный сильфон 71 второго блока гибкого трубопровода подвода горючего к тракту охлаждения камеры 56 входом 58 в виде фланца входа 73 на одном конце многослойного сильфона 71 и выходом 60 в виде фланца выхода 74 на другом конце ориентированы вдоль плоскости 69 в сторону смесительной головки 10 или в сторону сопла 9. Причем, малые уменьшенные радиальные габариты жидкостного ракетного двигателя обеспечиваются при ориентации многослойного сильфона 71 фланцем входа 73 в сторону смесительной головки 10, а фланцем выхода 74 в сторону сопла 9 в плоскости 72, но минимальное расстояние 70 обеспечивается при перпендикулярном расположении второго блока гибкого трубопровода подвода генераторного газа 37 своей продольной осью симметрии 47 и второго блока гибкого трубопровода горючего к тракту охлаждения камеры 56 своей продольной осью симметрии 68. Это осуществляется за счет того, что фланцы входов 39 и 66, фланцы выходов 42 и 67 при перпендикулярном расположении второго блока гибких трубопроводов подвода генераторного газа 37 и второго блока гибких трубопроводов подвода горючего к тракту охлаждения 56 не взаимодействуют друг с другом при приближении их многослойных сильфонов 40 и 71 и не препятствуют максимальному приближению многослойных сильфонов 40 и 71 друг к другу, чем обеспечивают минимальные радиальные габариты жидкостного ракетного двигателя.

Вход 57 первого блока гибкого трубопровода подвода горючего к тракту охлаждения камеры 55 фланцем входа 66 соединен с изогнутой магистралью подвода горючего 75 и далее с выходом 76 насоса горючего 4 турбонасосного агрегата 3. Выход 59 первого блока гибкого трубопровода подвода горючего к тракту охлаждения камеры 55 с помощью фланца выхода 67 соединен с изогнутой магистралью подвода горючего 77 и далее с входом 58 в виде фланца входа 73 со вторым блоком гибкого трубопровода подвода горючего к тракту охлаждения 56. Выход 60 второго блока гибкого трубопровода подвода горючего к тракту охлаждения камеры 56 соединен фланцем выхода 74 с изогнутой магистралью подвода горючего 78 и далее с входом 79 тракта охлаждения камеры 11. На корпусе смесительной головки 10 камеры 7 и на опорной раме 1 вдоль первой главной плоскости качания камеры 45 установлены опорные узлы 80, 81, на которых установлен рулевой привод 82, а вдоль второй главной плоскости качания камеры 46 на корпусе смесительной головки 10 камеры: 7 и на опорной раме 1 установлены опорные узлы 83 и 84, на которых установлен рулевой привод 85.

При таком расположении блоков гибких трубопроводов подвода генераторного газа 32 и 37 и при их ориентации своими входящими в них частями по отношению к соплу 9 камеры 7 и смесительной головке 10 и по отношению к главным плоскостям качания камеры 45 и 46, а также при положении магистрали подвода горючего 75, ориентированной в сторону смесительной головки камеры 10, положении магистрали подвода горючего к тракту охлаждения 78, ориентированной в сторону сопла 9, на котором располагается вход 79 тракта охлаждения 11, блоков гибких трубопроводов подвода горючего 55 и 56 и при их ориентации своими входящими в них входами 57, 58 и выходами 59, 60 по отношению к соплу 9 камеры 7 и по отношению к смесительной головке 10 и по отношению к главным плоскостям качания камеры 45 и 46 обеспечиваются минимальные радиальные размеры двигателя в статическом положении.

Жидкостный ракетный двигатель работает следующим образом. Запуск и работа жидкостного ракетного двигателя на стационарном режиме обеспечивается поступлением: компонентов топлива горючего и окислителя от турбонасосного агрегата 3 в газогенератор 2, а продуктов сгорания в виде генераторного газа через трубопровод подвода генераторного газа 27 в турбину 6 турбонасосного агрегата 3. После турбины 6 генераторный газ поступает от корпуса турбины 5 в трубопровод подвода генераторного газа 30 и далее на вход 31 первого блока гибких трубопроводов подвода генераторного газа 32 и многослойный сильфон 33. Из выхода 35 первого блока гибких трубопроводов подвода генераторного газа 32 поступает в изогнутую магистраль подвода генераторного газа 49, далее на вход 38 второго блока гибких трубопроводов подвода генераторного газа 37 и через многослойный сильфон 40 на выход второго блока гибкого трубопровода подвода генераторного газа 41 и далее в изогнутую магистраль подвода генераторного газа 50 и далее в изогнутую магистраль 52 подвода генераторного газа к смесительной головке 10 камеры сгорания 8. Горючее поступает от насоса горючего 4 через изогнутую магистраль 75 на вход 57 первого блока гибкого трубопровода подвода горючего в тракт охлаждения камеры 55 и по многослойному сильфону 64 поступает последовательно в изогнутую магистраль 49 подвода горючего между двумя блоками, далее через второй блок гибкого трубопровода подвода горючего в тракт охлаждения камеры 56 в изогнутую магистраль подвода горючего к тракту охлаждения камеры 78 и на вход в тракт охлаждения 79. После тракта охлаждения 11 горючее поступает в смесительную головку 10 камеры сгорания 8. Сила тяги, создаваемая соплом 9 камеры 7 передается через цапфы 13, на подшипники 24, далее на балки 20 и 21 и далее через подшипники 25 и втулки 23 в траверсах 18. От двух траверс 18 сила тяги передается на опорную раму 1 и далее на шпангоут ракеты-носителя.

При поступлении команды на управление вектором тяги камера 7 приводится во вращение вокруг цапф 13 и относительно поперечной оси симметрии кардана 26 или относительно подшипников 25, соосным втулкам 19 в траверсах 18 с помощью рулевых приводов 82 и 85 на некоторый угол, например 2-10 градусов, за счет отклонения вектора тяги камеры создается боковое управляющее усилие. Многослойные сильфоны 33, 40, 64 и 71 блоков гибких трубопроводов 32, 37, 55, 56, деформируются в пределах упругих деформаций, обеспечивая целостность многослойных сильфонов 33, 40, 64 и 71 и обеспечивая не выход их прямолинейных участков за пределы разрешенных радиальных габаритов, так как качание первого 32 и второго блоков гибких трубопроводов подвода генераторного газа 37 и первого 55 и второго блоков гибкого трубопровода подвода горючего в тракт охлаждения камеры 56 обеспечивается вблизи образующей цилиндрического отсека за счет первоначальных установок их в начальном статическом положении вдоль этой образующей цилиндрического отсека. Это отклонение прямолинейных участков значительно меньше влияет на радиальные габариты жидкостного ракетного двигателя, чем если бы блоки своими продольными осями симметрии размещались бы ортогонально главным плоскостям стабилизации.

Это позволяет уменьшить радиальные габариты и массу жидкостного ракетного двигателя и ракеты - носителя в целом.

Предварительные проработки предлагаемого технического решения для вновь разрабатываемого двигателя показали эффективность предлагаемого технического решения для значительного уменьшения радиальных габаритов и массы двигателя.

1. Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа, содержащий неподвижные опорную раму, газогенератор, работающий с избытком одного из компонентов, ТНА с корпусом турбины и с возможностью качания камеру сгорания с цапфами в районе минимального сечения камеры со смесительной головкой и соплом, карданный подвес с двумя поперечными взаимно перпендикулярными осями симметрии, одна из которых соосна с цапфами камеры, и две магистрали подвода генераторного газа и недостающего в газогенераторе компонента топлива к камере с двумя блоками гибких трубопроводов, например, в виде сильфонов, снабженными фланцами входа и выхода, своими поперечными осями симметрии размещенными соосно с главными взаимно перпендикулярными проходящими через продольную ось симметрии камеры плоскостями качания камеры и с поперечными осями симметрии карданного подвеса, причем первая группа блоков гибких трубопроводов отвода от турбины турбонасосного агрегата генераторного газа и недостающего компонента от насоса фланцами входа связана без возможности перемещения с помощью изогнутых трубопроводов с корпусом турбины и с насосом турбонасосного агрегата, а вторая группа блоков гибких трубопроводов подвода генераторного газа к смесительной головке камеры и недостающего в газогенераторе компонента в тракт охлаждения камеры связана фланцами выхода сильфонов без возможности перемещения с помощью изогнутых трубопроводов с корпусом камеры, и расположенные далее к периферии отсека другие блоки гибких трубопроводов, например, подачи гелия на наддув баков, отличающийся тем, что первая группа блоков гибких трубопроводов отвода от турбины турбонасосного агрегата генераторного газа и недостающего компонента от насоса, монтированная без возможности перемещения с корпусом турбины турбонасосного агрегата, размещена под острым углом, например 40-60°, в плоскости, параллельной первой главной плоскости качания камеры с карданом, ко второй плоскости, ортогональной первой главной плоскости качания камеры с карданом, проходящей через продольную ось симметрии камеры, и своими фланцами входа сильфонов ориентирована в сторону смесительной головки, а вторая группа блоков гибких трубопроводов подвода генераторного газа к смесительной головке камеры и недостающего в газогенераторе компонента в тракт охлаждения камеры, монтированная без возможности перемещения с корпусом камеры, своими продольными осями симметрии размещена под острым углом, например 60-40°, в плоскости, параллельной второй главной плоскости качания камеры, к первой плоскости, ортогональной второй главной плоскости качания камеры, проходящей через продольную ось симметрии камеры, и своими фланцами выхода сильфонов ориентирована в сторону смесительной головки, причем изогнутый трубопровод магистрали подвода генераторного газа к корпусу камеры, связанный со смесительной головкой камеры без возможности перемещения, расположен своей направляющей линией траектории в плоскости, проходящей через продольную ось симметрии камеры и под острыми углами к главным плоскостям качания камеры.

2. Жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что блоки гибких трубопроводов магистралей подвода недостающего компонента в газогенераторе, например горючего, расположены перпендикулярно своими продольными осями симметрии продольным осям симметрии блоков гибких трубопроводов подвода генераторного газа.

3. Жидкостный ракетный двигатель по п.2, отличающийся тем, что блоки гибких трубопроводов других магистралей двигателя, расположенных на удалении от блоков гибких трубопроводов горючего по направлению к периферии отсека, например магистралей газов наддува баков, своими продольными осями симметрии расположены перпендикулярно продольным осям симметрии соседних блоков гибких трубопроводов, например, горючего в плоскостях, параллельных главным плоскостям качания камеры.



 

Похожие патенты:

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

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

Изобретение относится к области однокамерных жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с дожиганием генераторного газа, изменяемого вектора тяги за счет качания камеры сгорания.

Изобретение относится к области ракетостроения, в частности к узлу качания камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) с дожиганием, и может быть использовано в системах трубопроводов, работающих в условиях высоких температур и высоких давлениях.

Изобретение относится к области ракетостроения, в частности к узлу качания камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) с дожиганием генераторного газа после турбины турбонасосного агрегата в камере сгорания, и может быть использовано в системах трубопроводов с рабочим телом высокого давления и высокой температуры. Узел качания в одной плоскости камеры, включающий камеру, установленную цапфами в подшипниках качения в траверсах, закрепленных на его силовой раме, и блок гибких трубопроводов, в котором согласно изобретению сильфоны и гибкие трубопроводы объединены в два блока гибких трубопроводов (БГТ), прикрепленных своими неподвижными кронштейнами к траверсам, расположенным по обе стороны камеры вдоль оси качания и взаимодействующих с помощью гибких трубопроводов с подвижными кронштейнами, при этом подвижный кронштейн БГТ газового тракта своей серьгой, контактирующей с одной стороны с цилиндрической поверхностью резьбовой втулки, ввернутой в цапфу камеры, а с другой стороны снабжен вилкой, контактирующей через сферический шарнир с серьгой неподвижного фланца этого БГТ, при этом в отверстия подвижного и неподвижного кронштейнов установлены втулки, к которым закреплены наконечники сильфона, а подвижный кронштейн БГТ, расположенный по другую сторону камеры, своей вилкой взаимодействует с консольно расположенным валиком цапфы камеры, выполненным с двумя боковыми плоскими поверхностями, при этом между вилкой подвижного кронштейна БГТ и валиком в их отверстиях установлен палец. Изобретение обеспечивает повышение надежности работы, равномерное изгибание гибких элементов, повышению точности установки геометрической оси камеры, уменьшение габаритных размеров узла качания. 9 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к способам управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения на стартовой позиции. Способ включает зажигание топлива в камерах сгорания двигателей, выход на режим предварительной ступени, проверку работоспособности на этом режиме и выдачу команды на перевод тяги всех двигателей на главную ступень. Одновременно с проверкой работоспособности на режиме предварительной ступени измеряют угловые отклонения качающихся частей всех двигателей от их средних положений. Если измеренное угловое отклонение качающейся части хотя бы одного двигателя превышает заданное значение, то выдают команду на выключение всех двигателей. В противном случае переводят все двигатели, в случае их работоспособности, на режим главной ступени. Одновременно формируют команды управления качающимися частями двигателей с учетом измеренных их угловых отклонений. Техническим результатом изобретения является повышение вероятности безаварийного старта ракеты. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и, в частности, к устройствам, воспринимающим тягу жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) и позволяющим обеспечить проток компонентов топлива из баков ракеты в магистрали двигателя и качание двигателя. В устройстве для восприятия тяги и протока двух компонентов топлива, включающем двухстепенной подвес и сильфонный узел для протока двух компонентов топлива, при этом в качестве указанного подвеса применен карданный подвес, имеющий раму карданного механизма, две пары осей с подшипниками, размещенными в раме в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, и две пары вилок, соединенных с осями, при этом одна пара вилок жестко соединена с рамой двигателя, другая - с головкой камеры сгорания двигателя, при этом указанный сильфонный узел размещен внутри рамы карданного механизма и выполнен в виде двух сильфонов - внутреннего, установленного по оси двигателя и оси карданного подвеса, и наружного сильфона, концентрично размещенного относительно внутреннего, образующих между собой кольцевой канал, полость внутреннего сильфона с одной стороны соединена с полостью бака ракеты одного из компонентов топлива, с другой стороны через коллектор соединена с входной магистралью двигателя, полость кольцевого канала через изогнутый трубопровод соединена с полостью бака ракеты другого компонента, с другой стороны эта полость через коллектор соединена с входной магистралью двигателя. Изобретение обеспечивает повышение надежности, уменьшение массово-габаритных характеристик. 5 з.п. ф-лы, 2 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 ракетной техники и может быть использовано при создании карданных подвесов однокамерных жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с дожиганием генераторного газа. В карданном подвесе жидкостного ракетного двигателя, содержащем опорный и подвижный усеченные конусы, скрепленные через карданный узел, включающий полую шаровую пяту, пронизанную подвижной и неподвижной осями качания, подпятник, установленный внутри глухой гайки, соосно ввернутой в нижний торцовый участок опорного конуса, две рулевые машины с верхними и нижними рамами крепления, шаровая пята, снабженная фланцем крепления к верхнему торцовому участку подвижного конуса, включает сквозной канал, например, прямоугольного поперечного сечения с пропущенными через него коаксиальными наружной подвижной и внутренней неподвижной осями качания, причем верхняя стенка канала выполнена с центральной вогнутой цилиндрической поверхностью с осью качания, перпендикулярной к неподвижной оси, а подвижная ось качания содержит прилив с выпуклой цилиндрической поверхностью, входящей в контакт с вогнутой цилиндрической поверхностью сквозного канала и позволяющей обеспечить скольжение по ней цилиндрической поверхности прилива подвижной оси в ограниченном диапазоне, и верхний неподвижный опорный конус снабжен вилкообразным захватом, закрепленным по обоим концам неподвижной оси, выполненной в виде призонного болта с головкой и крепежной гайкой. Каждая шарнирная точка крепления двух рулевых машин закреплена на раме, состоящей из подкоса, шарнирно закрепленного к одной из стенок соответствующего конуса, и горизонтально расположенного кронштейна треугольной формы с парой проушин, закрепленных в вилках, установленных на верхнем или нижнем посадочном фланце конусов. Изобретение обеспечивает повышение надежности конструкции и автономную работу системы качания. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области ракетостроения, в частности к узлам качания камер ЖРД, может быть использовано в космической технике и авиации. Узел качания камеры, расположенный между камерой и газоводом, включающий герметизирующее устройство, сферический неподвижный корпус, подвижный стакан, неподвижный и подвижный экраны, образующие центральный продольный канал, рамочный кардан, имеющий возможность качаться с камерой и герметизирующим устройством в 2-х взаимно перпендикулярных плоскостях относительно общего центра и газовода, согласно изобретению, герметизирующее устройство конструктивно совмещено с силовыми элементами и содержит силовой опорный вкладыш, жестко закрепленный на стакане и имеющий шаровую поверхность, эквидистантную сферической поверхности корпуса, покрытую материалом с низким коэффициентом трения и высоким уплотняющим свойством, например «Афталом». Кроме того, рамочный кардан имеет регулировочные прокладки, устанавливаемые между вилками кардана и сферическим корпусом для регулирования распределения осевого усилия на шаровом вкладыше и кардане. Неподвижный экран с входным наконечником газовода выполнен в виде конфузора, с минимальным диаметром на 25-30% меньше входного диаметра, с последующим переходом в диффузор, а подвижный экран выполнен в виде диффузора с каналами регенеративного охлаждения. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции, ее компактности, снижение массы и габаритов. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх