ЖИДКОСТНАЯ РАКЕТНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА
LIQUID PROPELLANT ROCKET ENGINE UNIT

Область техники
Данное изобретение относится к области ракетостроения и, в частности, к жидкостной ракетной двигательной установке (ЖРДУ), включающей несколько модульных жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), выполненных по схеме с дожиганием генераторного газа, камеры которых закреплены на карданных подвесах.
Предшествующий уровень техники
Известна жидкостная ракетная двигательная установка (ЖРДУ) ракеты-носителя «Сатурн-5» (США), включающая баки компонентов топлива, пять модульных жидкостных ракетных двигателей, силовую раму для крепления двигателей и передачи тяги, развиваемой двигателями, на силовой шпангоут корпуса ракеты, при этом каждый двигатель выполнен по схеме без дожигания генераторного газа и состоит из камеры сгорания, газогенератора, турбонасосного агрегата (ТНА), агрегатов автоматики и узла крепления к силовой раме. Указанная рама выполнена из двух пересекающихся под прямым углом балок прямоугольного сечения, создающих крестообразную платформу. Один из пяти модульных двигателей жестко прикреплен к силовой раме в центре крестовины, четыре боковых двигателя качаются в карданном подвесе в одной плоскости на периферии балок, создавая три управляющих момента (по курсу, тангажу и крену), при повороте на ±6°. Качание четырех двигателей обеспечивают силовые гидроприводы (см. кн. А.А. Козлов и др. «Системы питания и управления жидкостных ракетных двигателей», Москва, Машиностроение, с. 305, рис. 4.27, 1988 г.).
Недостатки: качание двигателей на угол ±6° снижает маневренность ЖРДУ; применение силовой рамы балочной конструкции увеличивает массу ЖРДУ.
Известна ЖРДУ, включающая баки окислителя и горючего, два модульных ЖРД, выполненных по открытой схеме, в каждый из которых входят по две камеры сгорания, турбонасосный агрегат, трубопроводы подачи окислителя и горючего в газогенератор и камеры сгорания, комплект агрегатов автоматики и узлов общей сборки, общую силовую раму, к которой прикреплены модульные двигатели и рулевые приводы, обеспечивающие поворот периферийных рулей, установленных на срезе сопел камер двигателей.
Рама двигательной установки представляет собой цельносварную герметичную конструкцию из стержней (труб). В верхней части рамы в местах стыков труб вварено восемь опорных пят. Нижняя часть рамы образует замкнутый сварной пояс, состоящий из четырех треугольных равносторонних трубчатых рам, соединенных между собой. К нижнему поясу рамы приварены двенадцать резьбовых втулок, которые служат для крепления камер сгорания к раме двигателя с помощью шаровых опор (Альбом конструкций ЖРД, часть 4, под руководством акад. В.П. Глушко, Военное издательство, М.О. СССР, Москва, стр. 139, Фиг. 297, 298, 1972 г., ЖРДУ. ВК 65 - прототип).
К недостаткам прототипа можно отнести следующее. При сборке двигательной установки сложно фиксировать нулевое положение камер при наличии трех шарнирных опор. Нижний пояс рамы имеет сложную конструкцию, и при ее изготовлении понадобится применение большого количества сварных швов. Кроме того, такая рама обладает низкими прочностными свойствами.
Раскрытие изобретения
Задачей изобретения является исключение указанных недостатков.
Эта задача решена за счет того, что в ЖРДУ, включающей баки окислителя и горючего, несколько модульных ЖРД, общую силовую раму и рулевые гидроприводы, при этом каждый модульный двигатель содержит камеру сгорания и сопло, турбонасосный агрегат, состоящий из турбины, насосов горючего и окислителя, газогенератор, агрегаты автоматики, трубопроводы подачи горючего и окислителя в газогенератор и камеру сгорания и карданный подвес с рулевыми гидроприводами для изменения положения ракеты в пространстве, согласно изобретению в качестве модульных двигателей применены ЖРД, выполненные по схеме с дожиганием генераторного газа, причем камера двигателя закреплена относительно силовой рамы в карданном подвесе, имеющем сильфонный узел, который через газовод соединен с выходом из турбины, а другой стороной соосно соединен с головкой камеры сгорания, при этом силовая рама представляет собой цельносварную ферменную конструкцию, состоящую из четырех равнозначных секций, выполненных из силовых стержней, и квадратной секции, в углах которой закреплены опорные площадки, а соединение силовой рамы с кольцом шпангоута ракеты осуществлено четырьмя силовыми стержнями, одни концы которых закреплены на каждой опорной площадке, а другие концы - пяты - прикреплены к кольцу шпангоута ракеты, причем указанные силовые стержни равномерно расположены по кольцу шпангоута, при этом соединение силовой рамы с двигателями выполнено с помощью опорных цилиндров, размещенных между опорными площадками и опорными кольцами сильфонного узла в месте крепления газовода, при этом ось опорных цилиндров совпадает с осью камер двигателей.
Другими отличиями являются:
- каждый опорный цилиндр имеет на цилиндрической поверхности вырез, через который проходит изогнутая часть газовода;
- опорные цилиндры прикреплены к опорным площадкам и к сильфонному узлу с помощью фланцев;
- опорные цилиндры прикреплены к опорным площадкам и к сильфонному узлу с помощью сварки;
- на внешней поверхности опорных цилиндров выполнены продольные ребра жесткости;
- в качестве силовых стержней могут быть использованы трубы разного сечения;
- в качестве горючего используется жидкий метан, а в качестве окислителя - жидкий кислород.
Технический результат состоит в том, что предлагаемое техническое решение позволяет создать достаточно жесткую и легкую конструкцию рамы и узла, передающую силу тяги от четырех двигателей на опорные площадки рамы.
Перечень чертежей
На Фиг. 1 представлен общий вид ЖРДУ.
На Фиг. 2 представлен вид по А Фиг. 1.
На Фиг. 3 - сильфонный узел карданного подвеса.
На Фиг. 4 - рама ЖРДУ.
На Фиг. 5 - вид В (Фиг. 4) на раму ЖРДУ.
Пример осуществления изобретения
ЖРДУ включает четыре модульных ЖРД 1, выполненных по схеме с дожиганием генераторного газа. Каждый двигатель содержит камеру сгорания 2 и сопло 3, турбонасосный агрегат 4, имеющий турбину 5 с насосами горючего и окислителя, газогенератор 6, газовод 7, общую силовую раму 8, комплект агрегатов автоматики, трубопроводы подачи окислителя и горючего в газогенератор и камеру сгорания и узлы общей сборки. Газовод 7 одним концом соединен с выходом из турбины, а другим концом соединен сильфонным узлом качания карданного типа 9. Указанный узел качания соосно установлен с камерой 2 двигателя, а полость сильфона соединена с головкой 10 камеры сгорания.
Сильфонный узел качания 9 (фиг. 3) включает сильфон 11 с опорными кольцами 12 и 13 на концах и карданный механизм.
Карданный механизм содержит раму 14, которая через шарниры 15 и 16, образующие две поворотные оси 17 и 18, соединена вилками 19 и 20 с опорными кольцами 12 и 13 сильфона. В результате камеры каждого двигателя закрепляются в карданных подвесах, что позволяет отклонять их в двух взаимно перпендикулярных плоскостях для создания на активном участке полета управляющих моментов для изменения положения ракеты в пространстве.
Общая силовая рама 8 служит для неподвижного крепления двигателей к корпусу ракеты и передачи силы тяги, развиваемой двигателями, на кольца шпангоута ракеты. Общая силовая рама состоит из четырех равнозначных секций, выполненных из силовых стержней 21, 22 и 23, 24, и квадратной секции 25, в углах которой закреплены опорные площадки 26. Крепление опорных площадок 26 к квадратной секции 25 осуществляется сваркой.
Соединение силовой рамы с кольцом шпангоута ракеты осуществлено четырьмя силовыми стержнями 21, 22 и 23, 24, одни концы которых закреплены на каждой опорной площадке 26, а другие концы - пяты 28, 29, 30, 31 - прикреплены к кольцу 27 шпангоута ракеты.
Причем указанные силовые стержни равномерно расположены по кольцу 27 шпангоута ракеты. Соединение силовой рамы 8 с двигателями выполнено с помощью опорных цилиндров 32, размещенных между опорными площадками 26 и опорными кольцами 12 сильфонного узла в месте крепления газовода 7. При этом ось опорных цилиндров совпадает с осью камеры двигателя. Опорные цилиндры 32 снабжены фланцами 33 и 34 и имеют вырез 35 на цилиндрической поверхности для прохода изогнутого участка газовода 7. При этом ось опорных цилиндров совпадает с осью камер двигателя. Для повышения прочностных свойств опорных цилиндров 32 на их поверхностях выполнены продольные ребра 36 жесткости.
Для углового поворота камер сгорания используются рулевые гидроприводы (условно не показаны для упрощения компоновочного изображения), по два привода на каждую камеру.
В качестве окислителя в ДУ применяется жидкий кислород, а в качестве горючего - жидкий метан.
Работа устройства
Работает ЖРДУ следующим образом. Вначале проводят заправку баков ракеты окислителем и горючим от наземной системы. Далее по программе запуска производят открытие входных клапанов, и компоненты топлива под воздействием гидростатического напора и давления наддува заполняют полости насосов. Затем открывают главные клапаны, и компоненты поступают в газогенераторы каждого двигателя, а горючее (жидкий метан) через охлаждающие тракты поступает в смесительные камеры сгорания четырех двигателей. В течение некоторого времени задержки в газогенераторах начинается процесс горения, и генераторный газ раскручивает турбины 5 четырех ТНА. С выхода турбин генераторный газ поступает по газоводам 7 в сильфонные узлы 9 карданных подвесов, а затем - в смесительные головки камер сгорания 2. В результате чего двигатель выходит на режим номинальной тяги.
Сила тяги от каждой камеры передается на силовую раму 8 через опорные цилиндры 32. Эти усилия через силовую раму 8 и пяты 28, 29 и 30, 31 передаются на кольцо 27 шпангоута ракеты.
При необходимости отклонения камер от номинального углового положения срабатывают рулевые приводы (условно не показаны), и камеры поворачиваются вокруг центров 0 своих узлов качания с карданным механизмом.
Выполнение силовой рамы из четырех равнозначных секций и квадратной рамы, в углах которой размещены опорные площадки, и применение опорных цилиндров, установленных между опорными площадками и опорными кольцами сильфонного узла, обеспечивает раме необходимую жесткость и прочность с меньшим количеством силовых стержней. Это позволяет упростить компоновку двигательной установки, снизить ее массу и габариты. Все это, несомненно, даст экономический эффект за счет новой наиболее эффективной рамы.
Соосное расположение узла качания и камеры сгорания позволяет разгрузить карданный механизм на основном режиме работы двигателя путем подбора среднего диаметра сильфона, чтобы растягивающие силы внутреннего давления генераторного газа соответствовали сжимающей силе тяги камеры сгорания.
Качание камер на карданном подвесе позволяет сократить диаметральные размеры двигательной установки, снизить мощность рулевых приводов и увеличить угол отклонения камеры.
Промышленное применение
Наиболее успешно заявленная двигательная установка найдет применение на ракетах-носителях тяжелого класса.