Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги



Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги
Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги
Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги
Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги
Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги
Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги

 


Владельцы патента RU 2579293:

Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)

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 области ракетостроения, в частности к жидкостным ракетным двигателям с управляемым вектором тяги, и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях, работающих на сжиженном природном газе и жидком кислороде, а более конкретно, к устройству однокамерного жидкостного ракетного двигателя с управляемым вектором тяги, предназначенного для двигательной установки, состоящей из связки нескольких двигателей, для которых важным является обеспечение минимальных габаритных размеров, особенно радиальных.

Известны жидкостные ракетные двигатели с управляемым вектором тяги, содержащие камеру с возможностью качания в цапфах в главных плоскостях стабилизации, магистрали подвода компонентов на периферии двигателя вдоль его оси, турбонасосный агрегат с центробежными насосами (см. книгу под редакцией Осипова С.О. В.А. Александров и др. «Ракеты-носители». М.: Воениздат, 1981. стр. 203 рис. 6.1. и стр. 232 рис. 7.3а.)

На таких двигателях управление вектором тяги обеспечивается за счет качания камеры или всего двигателя в главных плоскостях стабилизации посредством рулевых приводов, расположенных в плоскостях стабилизации ракеты, то есть в вертикальных плоскостях, проходящих через оси карданного подвеса. Магистраль подвода одного из компонентов к двигателям в связке размещены вдоль продольной оси двигательной установки в центральной части бака другого компонента, что усложняет компоновку двигательной установки, так как приходится решать задачу прокладки трубопровода одного из компонентов через полость бака второго компонента с помощью тоннельного трубопровода.

Известен также жидкостный 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, подкачивающие насосы, выходы 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 (см. Ракетно-космическая техника. Научно-технический сборник. Расчет, экспериментальные исследования и проектирование баллистических ракет с подводным стартом. XV Макеевские чтения (25-26 октября 2009 года). Серия XIV, Выпуск 1 (57) стр. 104, рис. 8 - прототип). В указанном двигателе размещение магистрали подвода одного компонента с внешней части бака другого компонента без тоннельного трубопровода обеспечивает достаточную надежность системы подвода компонента к подкачивающим насосам, значительно упрощает компоновочные решения размещения магистралей и баков, снижает массу двигательной установки. Однако не при всех расположениях подкачивающих насосов компонентов, подаваемых на их входы от магистрали на периферии двигателя, обеспечиваются минимальные радиальные габариты жидкостного ракетного двигателя. Это особенно становится заметным при компоновке связки двигателей с управляемым вектором тяги, для которых особенно важным является наличие пространства в отсеке в радиальном направлении для обеспечения качания двигателя. Необходимость свободного пространства, не занятого агрегатами или магистралями, становится острой для двигательных установок, с так называемым «горячим резервированием», когда вышедший из строя один из нескольких двигателей связки приходится отклонять на значительный угол для обеспечения качания остальных двигателей связки. Кроме того, в известном жидкостном ракетном двигателе с управляемым вектором тяги при выполнении входной магистрали от периферии бака к насосам получаются дополнительные гидравлические потери компонента на вынужденной кривизне трубопровода, приводящие к вынужденному нерациональному снижению давления, которое и так является низким из-за ограничения давления в баке, и повышению вероятности кавитации в подкачивающих насосах.

Для жидкостных ракетных двигателей на сжиженном природном газе и жидком кислороде требование минимальных радиальных габаритов появляется также из-за необходимости предусматривать пространство в отсеке для нанесения криогенной тепловой изоляции на криогенные магистрали. Необходимость минимальных радиальных габаритов появляется и при модернизации ракет-носителей при форсировании жидкостных ракетных двигателей по тяге в прежних размерах двигательного отсека.

Указанное техническое решение не обеспечивает минимальные радиальные габариты двигателя при использовании подкачивающих насосов со спиральными отводами, которые накладывают ограничения на выбор минимального отсека и на обеспечение применения двигателя в стесненных условиях модернизируемых ракет-носителей при их форсировании по тяге в прежних размерах, из-за чего увеличивает массу двигательной установки, что очень важно с точки зрения эффективности 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 управляемым вектором тяги, содержащем 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.

Предлагаемое изобретение представлено на рис. 1-6, где:

1. Камера

2. Цапфа

3. Цапфа

4. Главная плоскость стабилизации

5. Главная плоскость стабилизации

6. Магистраль подвода горючего

7. Продольная ось двигателя

8. Магистраль подвода окислителя

9. Турбонасосный агрегат

10. Центробежный основной насос горючего

11. Центробежный основной насос окислителя

12. Подкачивающий насос горючего

13. Подкачивающий насос окислителя

14. Выход подкачивающего насоса горючего

15. Спиральный отвод подкачивающего насоса горючего

16. Выход спирального отвода подкачивающего насоса горючего

17. Конический патрубок подкачивающего насоса горючего

18. Вход центробежного основного насоса горючего

19. Гибкий трубопровод (ближайший к подкачивающему насосу горючего)

20. Гибкий трубопровод (ближайший к центробежному основному насосу горючего)

21. Сильфон (гибкого трубопровода, ближайшего к подкачивающему насосу горючего)

22. Сильфон (гибкого трубопровода, ближайшего к центробежному основному насосу горючего)

23. Криволинейный патрубок

24. Продольная ось сильфона (ближайшего к подкачивающему насосу горючего)

25. Продольная ось сильфона (ближайшего к центробежному основному насосу горючего)

26. Вход подкачивающего насоса горючего

27. Выход подкачивающего насоса окислителя

28. Спиральный отвод подкачивающего насоса окислителя

29. Выход спирального отвода подкачивающего насоса окислителя

30. Конический патрубок подкачивающего насоса окислителя

31. Вход центробежного основного насоса окислителя

32. Гибкий трубопровод (ближайший к подкачивающему насосу окислителя)

33. Гибкий трубопровод (ближайший к центробежному основному насосу окислителя)

34. Сильфон (гибкого трубопровода, ближайшего к подкачивающему насосу окислителя)

35. Сильфон (гибкого трубопровода, ближайшего к центробежному основному насосу окислителя)

36. Криволинейный патрубок

37. Продольная ось сильфона (ближайшего к подкачивающему насосу окислителя)

38. Продольная ось сильфона (ближайшего к центробежному основному насосу окислителя)

39. Вход подкачивающего насоса окислителя

40. Газовая турбина

41. Газогенератор

42. Смесительная головка газогенератора

43. Трубопровод

44. Клапан

45. Выход центробежного основного насоса окислителя

46. Трубопровод

47. Клапан

48. Регулятор;

49. Выход центробежного основного насоса горючего

50. Коллектор горючего камеры

51. Трубопровод

52. Клапан

53. Пусковой клапан окислителя

54. Пусковой клапан горючего

55. Рулевая машинка

56. Рулевая машинка

57. Кардан

58. Траверса

59. Траверса

60. Рама

Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги содержит камеру 1 с возможностью качания в цапфах 2 и 3 в главных плоскостях стабилизации 4 и 5, магистраль подвода горючего 6 на периферии двигателя вдоль его продольной оси 7, магистраль подвода окислителя 8 на периферии двигателя вдоль его продольной оси 7, турбонасосный агрегат 9 с центробежным основным насосом горючего 10 и основным насосом окислителя 11, подкачивающий насос горючего 12, подкачивающий насос окислителя 13. Турбонасосный агрегат 9 расположен в плоскости, расположенной вдоль продольной оси 7 камеры 1. Выход 14 подкачивающего насоса горючего 12 выполнен в виде спирального отвода 15, направленного против часовой стрелки на виде со стороны магистрали подвода горючего 6, что соответствует выполнению подкачивающего насоса горючего с возможностью вращения против часовой стрелки. К выходу 16 спирального отвода 15 подсоединен конический патрубок 17. Между входом 18 центробежного основного насоса горючего 10 и коническим патрубком 17 подкачивающего насоса горючего 12 по периферии камеры 1 смонтирована пара двух взаимно перпендикулярных последовательных гибких трубопроводов 19 и 20 в виде сильфонов 21 и 22, соединенных криволинейным патрубком 23. Сильфон 21 установлен своей продольной осью 24 параллельно главной плоскости стабилизации 4. Сильфон 21 является ближайшим по направлению к коническому патрубку 17 подкачивающего насоса горючего 12 и расположен на минимальном расстоянии от камеры и от одной из цапф 2 с обратной, по отношению к камере 1, стороны, чем турбонасосный агрегат 9. Сильфон 22 установлен своей продольной осью 25 параллельно главной плоскости стабилизации 5 и расположен на минимальном расстоянии от одной из цапф 3. Вход 26 подкачивающего насоса горючего 12 установлен соосно магистрали подвода горючего 6 и, следовательно, вдоль продольной оси двигателя 7. Выход 27 подкачивающего насоса окислителя 13 выполнен в виде спирального отвода 28 по часовой стрелке на виде со стороны магистрали подвода окислителя 8, что соответствует выполнению подкачивающего насоса окислителя с возможностью вращения по часовой стрелке и с направлением вращения, обратным направлению вращения покачивающего насоса горючего 12. К выходу 29 спирального отвода 28 подсоединен конический патрубок 30. Между входом 31 центробежного основного насоса окислителя 11 и коническим патрубком 30 подкачивающего насоса окислителя 13 по периферии камеры 1 смонтирована пара двух взаимно перпендикулярных последовательных гибких трубопроводов 32 и 33 в виде сильфонов 34 и 35, соединенным криволинейным патрубком 36.

Сильфон 34 установлен своей продольной осью 37 параллельно главной плоскости стабилизации 4, но следующим по удалению от камеры 1 и от цапф 3 по сравнению с расположением сильфона 21 и с обратной, по отношению к камере 1, стороны, чем турбонасосный агрегат 9. Сильфон 34 является ближайшим по направлению к коническому патрубку 30 подкачивающего насоса окислителя 13. Сильфон 35 установлен своей продольной осью 38 параллельно главной плоскости стабилизации 5, расположен на другой стороне камеры 1, чем сильфон 21, и является ближайшим к входу 31 центробежного основного насоса окислителя 11. Вход 39 подкачивающего насоса окислителя 13 установлен соосно магистрали подвода окислителя 8 и, следовательно, вдоль продольной оси двигателя 7. Турбонасосный агрегат 9 содержит газовую турбину 40, соединенную с газогенератором 41, смесительная головка 42 которого соединена трубопроводом 43 с установленным на нем клапаном 44 с выходом 45 насоса окислителя 11, а трубопроводом с установленными на нем клапаном 46 и регулятором 47 с выходом 48 насоса горючего 10. Камера 1 содержит коллектор горючего 49, который соединен трубопроводом 50 с установленным на нем клапаном 51 с выходом 52 центробежного основного насоса горючего 10. Пусковой клапан окислителя 53 может быть установлен на выходе из подкачивающего насоса окислителя 13 или на входе в подкачивающий насос окислителя 13. Пусковой клапан горючего 54 может быть установлен на выходе из подкачивающего насоса горючего 12 или на входе в подкачивающий насос горючего 12. Для управления вектором тяги в жидкостном ракетном двигателе установлены рулевые машинки 55 и 56. Камера 1 через цапфы 2 и 3 установлена в кардане 57. Кардан 57 установлен в траверсах 58, 59. Траверсы 58 и 59 установлены в раме 60.

Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги работает следующим образом. На стационарном режиме жидкостного ракетного двигателя с управляемым вектором тяги горючее поступает из магистрали подвода горючего 6 на вход 26 подкачивающего насоса горючего 12, далее на выход 14 подкачивающего насоса горючего 12 через спиральный отвод 15 на выход 16 спирального отвода и далее через конический патрубок 17 в гибкий трубопровод 19. В гибкий трубопровод 19, а именно в его сильфон 21, горючее попадает из конического патрубка 17 с минимальными гидравлическими потерями давления, чем в случае, если бы горючее попадало по искривленной магистрали. Пусковой клапан горючего 55, установленный на выходе 14 из подкачивающего насоса горючего 12, обеспечивает предварительное «захолаживание» подкачивающего насоса горючего 12, а в открытом положении пусковой клапан 55 обеспечивает поступление горючего в подкачивающий насос горючего 12 и далее через гибкий трубопровод 19, криволинейный патрубок 23, через гибкий трубопровод 20 в центробежный основной насос горючего 10. Для поворота потока горючего от магистрали горючего 6 до сильфона 21 используется поворот в самом подкачивающем насосе горючего 12 против часовой стрелки (на виде со стороны магистрали подвода горючего 6), что достигается соосным расположением конического патрубка 17 подкачивающего насоса горючего 12 относительно сильфона 21 и соосным расположением магистрали подвода горючего 6 и входа 26 подкачивающего насоса горючего. Таким образом, на величину радиуса поворота искривленной магистрали, которую необходимо бы пришлось выполнить, уменьшаются радиальные габариты жидкостного ракетного двигателя. Горючее поступает последовательно из сильфона 21 в криволинейный патрубок 23, в сильфон 22 и на вход 18 центробежного основного насоса горючего 10. В центробежном основном насосе горючего 10 давление повышается и горючее подается из выхода 49 центробежного основного насоса горючего 10 с помощью трубопровода 46 через регулятор 48 в смесительную головку 42 газогенератора 41, а с помощью трубопровода 51 через клапан52 подается в коллектор горючего 50 камеры 1. Окислитель поступает из магистрали подвода окислителя 8 на вход 26 подкачивающего насоса окислителя 13, далее на выход 27 подкачивающего насоса окислителя 13 через спиральный отвод 28 на выход 29 спирального отвода подкачивающего насоса окислителя 28 и далее через конический патрубок 30 в гибкий трубопровод 32. Пусковой клапан окислителя 53, установленный на выходе 27 из подкачивающего насоса окислителя 13, обеспечивает предварительное "захолаживание" подкачивающего насоса окислителя 13, и его открытие обеспечивает поступление окислителя в центробежный основной насос окислителя 11. В гибкий трубопровод 32, а именно в его сильфон 34, окислитель попадает из конического патрубка 30 с меньшими гидравлическими потерями давления, чем в случае, если бы окислитель попадал по искривленной магистрали. Для поворота потока окислителя из магистрали подвода окислителя 8 до сильфона 34 используется поворот по часовой стрелке (на виде со стороны магистрали подвода окислителя 8) в самом подкачивающем насосе окислителя 13, что достигается выполнением ротора (не показан) подкачивающего насоса окислителя с возможностью вращения по часовой стрелке и соосным расположением конического патрубка 30 подкачивающего насоса окислителя 13 и относительно сильфона 34 и соосным расположением магистрали подвода окислителя 8 и входа 39 подкачивающего насоса окислителя 13.

Таким образом, на величину радиуса поворота искривленной магистрали окислителя, которую пришлось бы необходимо выполнить, уменьшаются радиальные габариты жидкостного ракетного двигателя. Кроме того, выполнение подкачивающего насоса окислителя 13 с возможностью вращения его ротора (не показан) по часовой стрелке исключает дополнительную магистраль между коническим патрубком 30 и сильфоном 34 и, следовательно, гидравлические потери давления, что дает возможность приблизить подкачивающий насос окислителя к продольной оси 7 жидкостного ракетного двигателя, уменьшая радиальные габариты. Окислитель поступает последовательно далее из сильфона 34 в криволинейный патрубок 36, в сильфон 35 и на вход 31 центробежного основного насоса окислителя 11. В центробежном основном насосе окислителя 11 давление повышается, и окислитель подается с выхода 45 центробежного основного насоса окислителя 11 с помощью трубопровода 43 через клапан 44 в смесительную головку 42 газогенератора 41. Продукты сгорания из газогенератора 41 поступают в газовую турбину 40, далее в камеру 1. С помощью рулевых машинок 55 и 56 обеспечивается качание жидкостного ракетного двигателя в главной плоскости стабилизации 4 и в главной плоскости стабилизации 5 в малых радиальных габаритах, обеспечивая компоновку нескольких жидкостных ракетных двигателей, например четырех, в составе связки (рис. 6).

Указанное техническое решение может быть использовано при других схемных решениях питания газогенератора 41, газовой турбины 40 турбонасосного агрегата 9 и камеры 1, которые могут быть применены в жидкостном ракетном двигателе на сжиженном природном газе и жидком кислороде, с неизменным положением подкачивающих насосов горючего 12 и окислителя 13 относительно входных магистралей горючего 6 и окислителя 8, а также сильфонов 21 и 34 гибких трубопроводов 19 и 32 магистралей в соответствии с вышеизложенным.

Предварительные проработки предлагаемого технического решения для вновь разрабатываемого жидкостного ракетного двигателя на сжиженном природном газе и жидком кислороде показали эффективность предлагаемого технического решения для требуемого уменьшения радиальных габаритов и массы двигателя.

Жидкостный 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, отличающийся тем, что 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.



 

Похожие патенты:

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.

Изобретение относится к области ракетостроения, а именно к способам повышения тяги ракетного двигателя, и может быть использовано для увеличения тяги ракетных и авиационных двигателей.

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.

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 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