МНОГОКАМЕРНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С ДОЖИГАНИЕМ С УПРАВЛЯЕМЫМ ВЕКТОРОМ ТЯГИ
MULTI-CHAMBER LIQUID-PROPELLANT ROCKET ENGINE WITH AFTERBURNING WITH CONTROLLED THRUST VECTOR

Изобретение относится к ракетной технике, в которой создание многокамерных жидкостных ракетных двигателей с дожиганием с управляемым вектором тяги, предназначенных для установки в отсеках минимальных радиальных и осевых габаритов с минимальной массой, особенно верхних ступеней ракет-носителей, является актуальной задачей.
Известны многокамерные жидкостные ракетные двигатели с дожиганием с управляемым вектором тяги, содержащие раму, газогенератор, турбонасосный агрегат с насосами, входные магистрали окислителя и горючего с входными патрубками и установленными на них пусковыми клапанами, несколько неподвижных основных камер, соединенных газоводами с полостью турбины и магистралями с полостями насосов, и сопел управления, соединенных магистралями с пуско-отсечными клапанами с затурбинной полостью турбонасосного агрегата (книга «Научно-технические разработки КБ «Салют» 2012-2013 гг. Н 34 (Вып. 4) Под ред. Ю.О. Бахвалова. М., «Машиностроение-Полет», стр. 218-223, рис. 1-6).
В известном многокамерном жидкостном ракетном двигателе с дожиганием с управляемым вектором тяги при неподвижных основных камерах отпадает необходимость в гибких трубопроводах, устанавливаемых на качающихся камерах на линиях генераторного газа с избытком одного из компонентов с большими значениями температур и давлений, а также на линиях другого компонента, что позволяет снизить массу двигателя из-за отсутствия надобности в узлах гибких трубопроводов. Однако, при малой массе и значительной простоте системы управления вектором тяги с использованием сопел управления, такая система управления при значительных потребных управляющих усилиях, например, для продолжительной работы управляющих сопел при переводе ступени ракеты на новую орбиту, становится неэкономичной из-за неоправданно больших расходов генераторного газа после турбины с относительно низкими температурами в течение длительного времени.
Известен также многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги, содержащие раму, газогенератор, турбонасосный агрегат с насосами, входные магистрали окислителя и горючего с входными патрубками установленными на них пусковыми клапанами, несколько неподвижных основных камер, соединенных газоводами с затурбинной полостью турбонасосного агрегата и магистралями с полостями насосов, и камер управления, снабженных рулевыми машинками, соединенных магистралями с пуско-отсечными клапанами с полостями за насосами турбонасосного агрегата (см. книгу В.А. Александров и др. Ракеты-носители. Под общ. ред. С.О. Осипова Ракеты-носители, стр. 215) - прототип.
В известном многокамерном жидкостном ракетном двигателе с дожиганием с управляемым вектором тяги при неподвижных основных камерах и качающихся камерах управления, соединенных магистралями с пуско-отсечным клапанами с полостями за насосами турбонасосного агрегата, из-за организации оптимального смешения компонентов в камерах управления компоненты в них сгорают при высокой температуре и давлении, которое при организации надежного охлаждения камер возможно получить даже большем, чем давление генераторного газа в затурбинной полости с высокой степенью расширения продуктов сгорания в соплах камер управления, так как отбор компонентов осуществляется от полостей за насосами окислителя и горючего минуя одним из компонентов газогенератор и турбину турбонасосного агрегата.
Однако, такой многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги при отборе компонентов топлива от одного турбонасосного агрегата, как для питания неподвижных основных камер, так и для питания камер управления, снабженных рулевыми машинками, соединенных магистралями с пуско-отсечными клапанами с полостями за насосами турбонасосного агрегата, не обладает достаточными функциональными возможностями, которые не позволяют работать камерам управления при выключенных неподвижных основных камерах и, следовательно, при выключенном турбонасосном агрегате. Такая задача возникает при необходимости перевода ступени ракеты на новую орбиту или на орбиту утилизации ступени с выключенными неподвижными основными камерами при относительно тягах камер, меньших тяг, чем тяги неподвижных основных камер. Кроме того, задача получения максимальной эффективности использования топлива решается именно при полной выработке остатков компонентов топлива. При работе неподвижных основных камер больших тяг и работе турбонасосного агрегата полная одновременная выработка двух компонентов топлива не всегда может быть получена без риска выхода многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги на неуправляемый режим работы при ранней выработке одного из компонентов топлива, что обусловлено большими расходами компонентов на режиме и, следовательно, и большими возможными отклонениями их массовых расходов.
Задачей предполагаемого изобретения является устранение вышеуказанных недостатков и расширение функциональных возможностей за счет обеспечения работы камер управления при выключенном турбонасосном агрегате и неподвижных основных камерах и за счет перевода ступени ракеты на новую орбиту или на орбиту утилизации ступени с максимально полной одновременной выработкой компонентов топлива с меньшим риском получить нерасчетный импульс силы тяги, хотя и с меньшим разбросом, при ранней выработке одного из компонентов топлива.
Указанная выше задача изобретения решается тем, что в известном многокамерном жидкостном ракетном двигателе с дожиганием с управляемым вектором тяги установлен дополнительный насосный агрегат с насосами горючего и окислителя и электрическим приводом в виде электродвигателя, соединенным электрической системой с установленным аккумулятором, входы одноименных компонентов которых соединены магистралями с установленными на них пуско-отсечными клапанами с полостями патрубков перед пусковыми клапанами.
Указанная выше задача изобретения решается также тем, что в известном многокамерном жидкостном ракетном двигателе с дожиганием с управляемым вектором тяги установлен второй дополнительный агрегат с генератором тока с гидротурбиной, вход в которую соединен с занасосной полостью одного из компонентов турбонасосного агрегата, а выход - магистралью с установленным на ней пуско-отсечным клапаном с полостью одноименного компонента камер управления, причем генератор тока соединен с аккумулятором посредством фидеров с возможностью отключения при выключении основных камер.
Предлагаемый многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги приведен на чертеже (фиг. 1-4, фиг. 1 - пневмогидравлическая схема функционирования двигателя с изображением соединений газовых, гидравлических магистралей с агрегатами и электрическая схема соединения электрических приводов дополнительных насосов и генератора тока с аккумулятором; фиг. 2 - общий вид сверху на многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги с изображением неподвижных основных камер, камер управления, дополнительных насосов окислителя и горючего с электроприводами, аккумулятора; фиг. 3 - общий вид сбоку (Вид А) с изображением аккумулятора, камер управления и рулевых машинок; фиг. 4 - общий аксонометрический вид многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги с изображением рамы, турбонасосного агрегата, неподвижных основных камер, камер управления, рулевых машинок, газоводов, разветвленных магистралей подвода горючего и окислителя к камерам управления), где показаны следующие агрегаты:
1. Рама;
2. Газогенератор;
3. Турбонасосный агрегат;
4. Насос горючего;
5. Насос окислителя;
6. Входная магистраль окислителя;
7. Входная магистраль горючего;
8. Входной патрубок окислителя;
9. Входной патрубок горючего;
10. Пуско-отсечной клапан окислителя;
11. Пуско- отсечной клапан горючего;
12. Неподвижная основная камера;
13. Газовод;
14. Затурбинная полость;
15. Турбина;
16. Магистраль;
17. Пуско-отсечной клапан;
18. Дроссель;
19. Полость насоса горючего;
20. Магистраль горючего газогенератора;
21. Пуско-отсечной клапан горючего газогенератора;
22. Регулятор;
23. Магистраль окислителя газогенератора;
24 Пуско-отсечной клапан окислителя газогенератора;
25. Полость насоса окислителя;
26. Камера управления;
27. Разветвленная магистраль;
28. Пуско-отсечной клапан;
29. Разветвленная магистраль;
30. Пуско-отсечной клапан;
31. Рулевая машинка;
32. Дополнительный насос горючего;
33. Магистраль;
34. Пуско-отсечной клапан;
35. Электропривод;
36. Вал электропривода;
37. Муфта;
38. Вал дополнительного насоса горючего;
39. Электрическая система электропривода;
40. Коммутатор;
41. Аккумулятор;
42. Контейнер;
43. Кронштейн;
44. Дополнительный насос окислителя;
45. Магистраль;
46. Пуско-отсечной клапан;
47. Электропривод;
48. Вал электропривода;
49. Муфта;
50. Вал дополнительного насоса окислителя;
51. Электрическая система электропривода;
52. Коммутатор;
53. Дополнительный агрегат;
54. Генератор тока;
55. Гидротурбина;
56. Вход гидротурбины;
57. Выход гидротурбины;
58. Магистраль;
59. Пуско-отсечной клапан;
60. Полость горючего камеры управления;
61. Фидер.
Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги, содержит раму 1, газогенератор 2, турбонасосный агрегат 3 с насосами горючего 4 и окислителя 5, входные магистрали окислителя 6 и горючего 7 с входными патрубками окислителя 8 и входными патрубками горючего 9 и установленными на них пуско-отсечными клапанами окислителя 10 и пуско-отсечными клапанами горючего 11. Четыре неподвижных основных камеры 12 соединены газоводами 13 с затурбинной полостью 14 турбины 15 магистралями 16 с установленными на них пуско-отсечными клапанами 17 и дросселем 18 с полостью 19 насоса горючего 4. Газогенератор 2 соединен с полостью 19 насоса горючего 4 магистралью горючего 20 с установленным на ней пуско-отсечным клапаном 21 и регулятором 22. Газогенератор 2 соединен магистралью окислителя 23 с установленным на ней пуско-отсечным клапаном 24 с полостью 25 насоса окислителя 5.Камеры управления 26 соединены разветвленной магистралью 27 с установленным на ней пуско-отсечным клапаном 28 с полостью окислителя 25 за насосом окислителя 5 турбонасосного агрегата 3. Камеры управления 26 также соединены разветвленной магистралью 29 с установленным на ней пуско-отсечным клапаном 30 с полостью горючего 19 насоса горючего 4 турбонасосного агрегата 3. Камеры управления 26 снабжены рулевыми машинками 31, которые с возможностью взаимодействия с рамой 1 с одной стороны и камерами управления 19 с другой, предназначены для управления вектором тяги. За раму 1 закреплен дополнительный насос горючего 32, вход которого соединен магистралью 33 с установленным на ней пуско-отсечным клапаном 34 с входным патрубком горючего 9, с электроприводом 35, вал которого 36 связан через муфту 37 с валом 38 дополнительного насоса горючего 32. Электрическая система 39 электропривода 35 соединена через коммутатор 40, связанный с системой управления ракеты (на фиг. 1-8 - не показана), с аккумулятором 41, установленным с помощью контейнера 42 и кронштейнов 43 на раме 1. За раму 1 закреплен дополнительный насос окислителя 44, вход которого соединен магистралью 45 с установленным на ней пуско-отсечным клапаном 46 с входным патрубком окислителя 8, с электроприводом 47, вал которого 48 связан через муфту 49 с валом 50 дополнительного насоса окислителя 44. Электрическая система 51 электропривода 47 соединена через коммутатор 52, связанный с системой управления ракеты (на фиг. 1-8 - не показана), с аккумулятором 41.
Дополнительный агрегат 53 с генератором тока 54 с гидротурбиной 55, вход 56 в которую соединен с полостью 19 насоса горючего 4 турбонасосного агрегата 3, а выход 57 гидротурбины 55 - магистралью 58 с установленным на ней пуско-отсечным клапаном 59 с полостью горючего 60 камеры управления 26, причем генератор тока 54 соединен с аккумулятором 41 посредством фидера 61 с возможностью его отключения по команде системы управления при выключении неподвижных основных камер 12.
Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги работает следующим образом. На основном режиме работы пуско-отсечной клапан окислителя 10 и пуско-отсечной клапан горючего 11 переводят в открытое положение, окислитель и горючее поступают входных патрубков окислителя 8 и входных патрубков горючего 9 на входы насосов горючего 4 и окислителя 5, а далее после насосов горючего 4, одна часть горючего через регулятор 22 и открытый пуско-отсечной клапан 21 на газогенератор 2, а другая часть через открытые дроссель 18 и открытые пуско-отсечные клапаны 17 поступает в неподвижные основные камеры 12. После газогенератора 2 генераторный газ поступает на турбину 15 турбонасосного агрегата 3, далее из затурбинной полости 14 поступает в газоводы 13 и в неподвижные основные камеры 12. Из полости 19 насоса горючего 4 горючее через разветвленную магистраль 29 и открытый пуско-отсечной клапан 30 поступает в камеры управления 26, управляемые с помощью рулевых машинок 31, и на гидротурбину 55, связанную с генератором тока 54 для подзарядки установленного аккумулятора 41. Из полости 25 насоса окислителя 5 окислитель через разветвленную магистраль 27 и открытый пуско-отсечной клапан 28 поступает в камеры управления 26.
Выключение неподвижных основных камер 12 осуществляется подачей команды от системы управления (на фиг. 1-8 не показана) на закрытие пуско-отсечных клапанов 10, 11, пуско-отсечных клапанов 21 и 24, пуско-отсечных клапанов 17. После этого прекращается подача компонентов в газогенератор 2, обороты турбины турбонасосного агрегата 3 уменьшаются до нуля, уменьшаются давления за насосами горючего 4 и окислителя 5, пуско-отсечные клапаны 21 и 24 закрываются, неподвижные основные камеры 12 прекращают работу, фидер 56, связанный с системой управления, получает команду на отключение электрической части генератора тока 54 и прекращение зарядки аккумулятора 41, а пуско-отсечные клапаны 33 и 46 открываются, обеспечивая поступление горючего от входного патрубка горючего 9 перед пусковым клапаном горючего 10 на вход дополнительного насоса горючего 32 и поступление окислителя от полости входного патрубка окислителя 8 перед пусковым клапаном окислителя 11 на вход дополнительного насоса окислителя 44 с одновременным включением электропривода 47 дополнительного насоса окислителя 44, с одновременным включением электропривода 28 дополнительного насоса горючего 25. Камеры управления 26 на данном режиме работают от дополнительного насоса окислителя 44 и дополнительного насоса горючего 32, электроприводы 35 и 47 которых работают от аккумулятора 41, чем обеспечивают перевод ступени ракеты на новую траекторию с малыми тягами камер управления 26, за счет чего обеспечивают достаточную точность выведения, кроме того, обеспечивают выработку остатков топлива в топливных баках с меньшими массовыми расходами с помощью дополнительного насоса горючего 32 и дополнительного насоса окислителя 44, производительность которых является значительно меньшей, чем у насоса горючего 4 и насоса окислителя 5 турбонасосного агрегата 3 для неподвижных основных камер 12 на основном режиме работы многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги.
В этом случае отпадает необходимость в разработке отдельного автономного двигателя с дополнительным газогенератором, турбонасосным агрегатом с приводом от турбины с помощью генераторного газа, а также с дополнительными в данном случае агрегатами автоматики и регулирования, исчезает необходимость утилизации генераторного газа после турбины с нерациональным выбросом компонентов.
Применение предполагаемого изобретения расширяет функциональные возможности жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги за счет обеспечения работы камер управления при выключенных турбонасосном агрегате и неподвижных основных камер, выработки остатков компонентов топлива и обеспечения перевода ступени ракеты на новую траекторию с достаточной точностью выведения с использованием камер управления малых тяг на конечном режиме работы.