ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С УПРАВЛЯЕМЫМ ВЕКТОРОМ ТЯГИ И УЗЕЛ ПОДВЕСКИ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ЖРД
CONTROLLED THRUST VECTOR LPRE AND LPRE COMBUSTION CHAMBER SUSPENSION ASSEMBLY

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 №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, насосы подачи компонентов - горючего и окислителя - с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания.
Недостатком этого двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси.
Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.
Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.
Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания, эта схема не приемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины. Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.
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°С. 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 за счет того, что жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги, содержащий 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 выход из турбины с головкой камеры сгорания через узел подвески, при этом газогенератор прикреплен к силовой раме при помощи шарнира, турбонасосный агрегат прикреплен к силовой раме при помощи не менее чем двух шарнирных тяг. Приводы могут быть выполнены в виде гидроцилиндров, прикрепленных шарнирно к силовой раме, на камере сгорания выполнено силовое кольцо, к которому прикреплены штоки приводов.
Решение указанных задач достигнуто в узле подвески камеры сгорания ЖРД, содержащем неподвижную часть, жестко соединенную с газоводом, и подвижную часть, жестко соединенную с головкой камеры сгорания, тем, что обе части образуют сферическое шарнирное соединение, имеющее сферические уплотнительные поверхности, и полость внутри, при этом его часть, соединенная с газоводом, выполнена как внешняя и состоит из двух деталей, верхней и нижней, стянутых болтовым соединением через регулировочную прокладку, сферические уплотнительные поверхности дополнительно уплотнены уплотнительными кольцами, установленными в кольцевых канавках обеих деталей. На верхней детали может быть выполнен опорный фланец, жестко соединенный с силовой плитой. Верхняя деталь может быть прикреплена к силовой раме не менее чем при помощи трех шарнирных тяг.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1…5, где:
- на фиг.1 приведена схема жидкостного ракетного двигателя,
- на фиг.2 приведена конструкция первого варианта узла подвески,
- на фиг.3 приведена конструкция второго варианта узла подвески,
- на фиг.4 приведена конструкция верхнего уплотнения узла подвески, вид А.
- на фиг.5 приведена конструкция нижнего уплотнения узла подвески, вид Б.
Жидкостный ракетный двигатель (фиг.1-5), 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.
THA 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, а ТНА 4 - при помощи не менее чем двух шарнирных тяг 15 (фиг.1). Между газоводом 5 и головкой 11 установлен узел подвески 16, обеспечивающий поворот камеры сгорания 2 при управлении вектором тяги R. Обеспечивают управление вектором тяги два привода 17, выполненные, например, в виде гидроцилиндров 18 со штоками 19. Приводы 17 установлены во взаимно перпендикулярных плоскостях, проходящих через продольную ось камеры сгорания 2. Гидроцилиндры 18 закреплены при помощи шарниров 14 к силовой раме 1, а штоки - к силовому кольцу 20, на цилиндрической части 12 камеры сгорания 2.
Выход из насоса горючего 8 трубопроводом 21, в котором установлены пускоотсечной клапан 22 и сильфон 23, соединен с главным коллектором 24. Выход из насоса окислителя 7 соединен трубопроводом 25, содержащим пускоотсечной клапан 26 с газогенератором 3, выход из дополнительного насоса горючего 9 трубопроводом 27, содержащим пускоотсечной клапан 28, соединен также с газогенератором 3.
На газогенераторе 3 и на камере сгорания 2 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 относительно точки «О».
Конструкция двух вариантов узла подвески 16 приведена на фиг.2 и 3.
Первый вариант узла подвески 16 камеры сгорания 2 ЖРД (фиг.2) содержит две части: неподвижную 32 и подвижную 33. Неподвижная часть 32 жестко соединена с газоводом 5, а подвижная часть 33 жестко соединена с головкой 11 камеры сгорания 2 за счет того, что обе части образуют сферическое шарнирное соединение 34, выполненное пустотелым внутри, при этом неподвижная часть 32, соединенная с газоводом 5, выполнена из двух деталей, верхней 35 и нижней 36, с горизонтальным разъемом «А-А» по максимальному диаметру сферы, стянутых болтовым соединением 37 через регулировочную прокладку 38, установленную во фланцевом соединении 39, сферические уплотнительные поверхности дополнительно уплотнены уплотнительными верхним и нижним уплотнительными кольцами, соответственно 40 и 41, установленными в кольцевых канавках «Б» и «В» обеих деталей 35 и 36, симметрично относительно прокладки 38. Уплотнительные кольца 40 и 41 могут быть выполнены из графита или медно-графитового соединения и обеспечивают работоспособность до температур 1500°С.Уплотнительные кольца 40 и 41 (фиг.4 и 5) подпружинены в сторону расположения сферической уплотнительной поверхности пружинами 43, например, тарельчатыми. Из условия обеспечения сборки уплотнительные кольца 40 и 41 могут быть выполнены с радиальным разрезом или из двух половин. Верхняя деталь 35 может быть прикреплена к силовой плите 1 не менее чем при помощи трех шарнирных тяг 15 с шарнирами 14.
Второй вариант подвески (фиг.3) отличается от первого (фиг.2) тем, что на верхней детали 35 во втором варианте исполнения узла подвески выполнен опорный фланец 42, жестко соединенный с силовой плитой. Во втором варианте исполнения (фиг.3), кроме того, газовод 5 подсоединен к детали 35 сбоку.
Уплотнительные кольца 40 и 41 (фиг.4 и 5) должны быть выполнены из жаростойкого материала, например графита, и подпружинены в сторону сферической уплотнительной поверхности пружинами 43, например, тарельчатыми, размещенными в кольцевых проточках «Б» и «В».
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 узел подвески 16 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.1-5 не показано), давление на выходах насосов 7, 8 и 9 возрастает.
Для управления вектором тяги R при помощи привода 17, воздействуя штоком 19 на силовое кольцо 20, поворачивают камеру сгорания 2 относительно узла подвески 16 (точка «О» 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.1-5 не показана). При вращении нижней детали 36 (фиг.2) она прижимается к верхней детали 35 реактивной тягой камеры сгорания 2, верхнее уплотнение 40 дополнительно 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. Нижнее уплотнение 41 осуществляет герметизацию стыка при транспортировке камеры сгорания и при подготовке ракеты к запуску и в первоначальный момент запуска, пока реактивная сила не превысит вес сопла.
Применение изобретения позволило:
1) значительно повысить надежность работы узла подвески камеры сгорания из-за отсутствия ненадежного сильфона и применения простого по конструкции сферического пустотелого шарнира, выполненного из жаропрочных материалов; применение двух кольцевых уплотнений, подпружиненных в сторону сферической уплотнительной поверхности, также обеспечивает герметизацию узла при транспортировке, 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 жидкие кислород и водород.