ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
LIQUID PROPELLANT ROCKET ENGINE (LPRE)

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, работающим на окислителе и горючем, например, на углеводородном горючем и жидком кислороде, и предназначено для управления вектором тяги.
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г., который содержит камеру, турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего соединен с регулятором расхода с электроприводом.
Недостаток - двигатель не имеет систем регулирования вектора тяги и управления по крену.
Известен жидкостный ракетный двигатель и узел подвески камеры сгорания по патенту РФ №2159352, опубл. 20.11.2000 г., прототип, содержащий камеру сгорания, газогенератор, ТНА, узел подвески камеры сгорания и два привода, например гидроцилиндры, для управления вектором тяги двигателя. Узел подвески выполнен в виде карданного соединения, внутри которого размещен сильфон.
Недостатки двигателя и узла подвески камеры сгорания:
1. Сложность конструкции узла подвески камеры сгорания ЖРД и ее низкая надежность из-за того, что подшипники карданного соединения при работе двигателя имеют температуру такую же, что и газогенераторный газ, т.е. 500…800°C. Кроме того, этот узел достаточно сложный, содержит значительное количество деталей и имеет большой вес, что нежелательно для ЖРД.
2. Подвеска ТНА, которая недостаточно проработана, и при жестком креплении ТНА на силовой раме возможно при сборке и в процессе работы двигателя возникновение монтажных и температурных напряжений.
Задачи создания изобретения - упрощение конструкции узла подвески камеры сгорания ЖРД и повышение его надежности.
Решение указанных задач достигнуто в жидкостном ракетном двигателе с управляемым вектором тяги, содержащем силовую раму, камеру сгорания, имеющую головку, цилиндрическую часть и сопло, которая закреплена на силовой раме при помощи узла подвески, обеспечивающего возможность качания посредством приводов в двух плоскостях, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, турбину, насос окислителя, насос горючего, газовод, соединяющий через сильфонный узел выход из турбины патрубком на головке камеры сгорания, отличающемся тем, что газогенератор прикреплен к силовой раме при помощи шарнира, турбонасосный агрегат прикреплен к силовой раме при помощи не менее чем двух шарнирных тяг, узел подвески выполнен в виде сферического шарнира в верхней части головки камеры сгорания, газовод, компенсатор, содержащий трубу с фланцами, и патрубок выполнены соосно и имеют сферические шарниры в местах их соединения, внутренние части которых выполнены заодно с фланцами трубы, концентрично трубе установлена пружина, упирающаяся во фланцы. Фланцы патрубка и трубы соединены при помощи не менее двух штоков, концы которых закреплены при помощи сферических шарниров во фланце газовода, а другие - размещены с возможностью осевого перемещения в отверстиях фланца трубы, состыкованного с фланцем патрубка.
Решение указанных задач достигнуто в узле подвески камеры сгорания ЖРД, содержащем внешнюю неподвижную часть, жестко соединенную с силовой рамой, и внутреннюю подвижную часть, жестко соединенную с головкой камеры сгорания, при этом обе части образуют сферическое шарнирное соединение, имеющее сферические уплотнительные поверхности, при этом его внешняя неподвижная часть выполнена из двух деталей: верхней и нижней, стянутых болтовым соединением через регулировочную прокладку.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где:
- на фиг.1 приведена схема жидкостного ракетного двигателя,
- на фиг.2 приведена конструкция узла подвески,
- на фиг.3 показана схема первого варианта компенсатора,
- на фиг.4 приведена схема второго варианта компенсатора.
Жидкостный ракетный двигатель (фиг.1 и 2) содержит силовую раму 1, камеру сгорания 2, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, газогенератор 3 и турбонасосный агрегат ТНА 4, подстыкованный к газогенератору 3 посредством газовода 5.
ТНА 4 содержит турбину 6, насос окислителя 7 и насос горючего 8. ТНА 4 может содержать дополнительный насос горючего 9. Выход насоса горючего 8 соединен трубопроводом 10 с входом дополнительного насоса горючего 9.
Камера сгорания 2 содержит головку 11, цилиндрическую часть 12 и сопло 13. Газогенератор 3 закреплен на силовой раме 1 шарниром 14 (сферическим или цилиндрическим), ТНА 4 закреплен при помощи не менее чем двух шарнирных тяг 15 (фиг.1) с шарнирами 14 на обоих концах. Между силовой рамой 1 и головкой 11 установлен узел подвески 16, обеспечивающий поворот камеры сгорания 12 при управлении вектором тяги R. Между газоводом 5 и головкой 11 установлен компенсатор 17, подстыкованный с одной стороны к газоводу 5, а с другой к патрубку 18, выполненному на головке 11 перпендикулярно оси камеры сгорания 2. Газовод 5, компенсатор 17 и патрубок 18 выполнены соосно, последовательно, в одну линию, для уменьшения потерь давления газа, идущего из газогенератора 3 в камеру сгорания 2.
Обеспечивают управление вектором тяги два привода, выполненные, например, в виде гидроцилиндров 19 со штоками 20. Приводы 19 установлены во взаимно перпендикулярных плоскостях, проходящих через продольную ось камеры сгорания 2. Приводы 19 закреплены при помощи шарниров 14 к силовой раме 1, а штоки 20 - к цилиндрической части 12 камеры сгорания 2. Выход из насоса горючего 8 трубопроводом 21, в котором установлены пускоотсечной клапан 22 и компенсатор 23, соединен с главным коллектором 24. Выход из насоса окислителя 7 соединенный трубопроводом 25, содержащим пускоотсечной клапан 26 с газогенератором 3, выход из дополнительного насоса горючего 9 - трубопроводом 27, содержащим пускоотсечной клапан 28, который соединен также с газогенератором 3.
На газогенераторе 3 и на камере сгорания 1 установлены, по меньшей мере, по одному запальному устройству 29.
Кроме того, двигатель оборудован блоком управления 30, который электрическими связями 31 соединен с запальными устройствами 29 и с пускоотсечными клапанами 22, 26 и 28.
Особенностью двигателя является то, что газогенератор 3 закреплен на силовой раме 1 при помощи шарнира 14, а ТНА 4 закреплен на силовой раме 1 при помощи не менее двух шарнирных тяг 15. Камера сгорания 2 напрямую не связана с силовой рамой 1, а соединена с ней через узел подвески 16, позволяющий ей поворачиваться в любой плоскости, а компенсатор 17 позволяет отклонять камеру сгорания 2.
Конструкция узла подвески 16 приведена на фиг.2. Узел подвески 16 камеры сгорания 2 ЖРД (фиг.2) содержит две части: неподвижную 32 и подвижную 33. Неподвижная часть 32 жестко соединена с силовой рамой 1, а подвижная часть 33 жестко соединена с головкой 11 камеры сгорания 2, за счет того, что обе части образуют сферическое шарнирное соединение 34, при этом неподвижная часть 32 выполнена из двух деталей, верхней 35 и нижней 36, с горизонтальным разъемом по максимальному диаметру сферы, стянутых болтовым соединением 37 через регулировочную прокладку 38.
Конструкция компенсатора 17 приведена на фиг.3 и 4. Компенсатор 17 (фиг.3) содержит трубу 39 с фланцами 40 и 41, на которых выполнены шарниры 42 и 43. Между фланцами 40 и 41 установлена с натягом пружина 44 (пружина сжатия). Патрубок 18 содержит фланец 45, а газовод 5 имеет фланец 46, в которых выполнены сферические выемки для образования сферических шарниров, обеспечивающих поворот трубы 39 относительно точки О1. Внутри шарового шарнира 42 установлена с возможностью осевого проскальзывания труба 39, которая уплотнена относительно него, по меньшей мере, одним уплотнением 47. Свободный конец трубы 39 выходит из патрубка 18, в котором она установлена с радиальным зазором δ.
Двигатель запускается следующим образом.
В исходном положении все клапаны двигателя закрыты. При запуске ЖРД на горючем с блока управления 30 по электрическим каналам связи 31 подается команда на открытие пускоотсечных клапанов 22, 26 и 28. Окислитель и горючее поступают в газогенератор 3, где воспламеняются при помощи запальника 29. Газогенераторный газ по газоводу 5 через компенсатор 17 и патрубок 18 подается в головку 11 камеры сгорания 2. Горючее охлаждает камеру сгорания 2, проходя через зазор между оболочками ее сопла 13, образующими регенеративный тракт охлаждения (фиг.1), выходит во внутреннюю полость камеры сгорания 2 для дожигания газогенераторного газа, идущего из газогенератора 3. Воспламенение этих компонентов осуществляется также запальным устройством 29, установленным на камере сгорания 2. После запуска турбонасосного агрегата 4 газогенераторный газ подается из газогенератора 3 в турбину 6, раскручивается ротор ТНА (на фиг.1…4 не показано), давление на выходах насосов 7, 8 и 9 возрастает.
Для управления вектором тяги R при помощи привода 19, воздействуя штоком 20 на цилиндрическую часть 12, поворачивают камеру сгорания 2 относительно узла подвески 16 на угол 5…7°. При этом направление вектора тяги R1 отклоняется относительно первоначального положения R0 продольной оси симметрии камеры сгорания 2 и относительно ракеты, на которой этот двигатель установлен (ракета на фиг.1…4 не показана). При вращении нижней детали 36 (фиг.2), она прижимается к верхней детали 35 реактивной тягой камеры сгорания 2, что герметизирует этот стык и не позволяет газогенераторному газу, имеющему температуру от 500 до 800°С и давление 300…400 атм, прорываться через эти стыки и вызвать пожар в двигательном отсеке. Герметизацию стыка при транспортировке камеры сгорания и при подготовке ракеты к запуску и в первоначальный момент запуска, пока реактивная сила не превысит вес камеры сгорания 2, осуществляет нижняя часть шарнирного соединения 36 под действием собственного веса. При качании камеры сгорания 2 одновременно изменяется длина трубы 39 и его угол установки относительно продольных осей ТНА 4 и камеры сгорания 2. В процессе работы двигателя на трубу 39 могут действовать изгибающие нагрузки, чтобы их компенсировать, служат шарнирные соединения 42 и 43, в которых компенсатор поворачивается. Применение изобретения позволило:
1. Значительно повысить надежность работы узла подвески камеры сгорания из-за отсутствия ненадежного сильфона и применения простого по конструкции сферического шарнира, выполненного из жаропрочных материалов, который обеспечивает герметизацию узла при транспортировке и в момент запуска двигателя, и при работе двигателя.
2. Предложенная схема подвески ТНА и газогенератора исключила монтажные и температурные напряжения при сборке двигателя и в процессе работы ЖРД из-за высокой температуры его основных узлов: камеры сгорания, турбины и газогенератора и низкой температуры насоса окислителя и насоса горючего, особенно, если они работают на криогенных компонентах, например, жидких кислороде и водороде.