ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С ДОЖИГАНИЕМ
LIQUID ROCKET ENGINE WITH AFTERBURNING

Изобретение относится к ракетной технике, в которой создание жидкостных ракетных двигателей с минимально возможными массой, минимальными продольными и радиальными габаритами является всегда актуальным, особенно для жидкостных ракетных двигателей верхних ступеней ракет-носителей, а более конкретно, к устройству жидкостного ракетного двигателя с дожиганием.
Известен жидкостный ракетный двигатель с дожиганием, содержащий двигательный отсек с опорным узлом, работающую на генераторном газе с избытком одного из компонентов турбину турбонасосного агрегата с затурбинной полостью соединенной с газоводом камеры, снабженную коллектором подвода в тракт охлаждения камеры недостающего в газогенераторе одного из компонентов (см. справочник под редакцией Шустова И.Г. «Двигатели 1944-2000: авиационные, ракетные, морские, наземные», М., изд. «АКС - Конверсалт, 2000 г., стр. 215, НК-43).
В таких жидкостных ракетных двигателях с дожиганием, максимальное приближение к камере сгорания турбонасосного агрегата при продольном его расположении относительно оси симметрии камеры, позволяет уменьшить момент инерции жидкостного ракетного двигателя с дожиганием, что снижает величину управляющих усилий рулевых камер на управление вектором тяги при однокамерном варианте его использования. Расположение некоторых агрегатов в полости отсека между камерой сгорания и турбонасосным агрегатом позволяет более полно использовать объем двигательного отсека и снизить радиальные габариты жидкостного ракетного двигателя с дожиганием. Однако, из-за преобладающей массы турбонасосного агрегата и расположением его на расстоянии от продольной оси камеры все же результирующий момент инерции жидкостного ракетного двигателя с дожиганием для преобладающих вариантов использования такого двигателя является недостаточно малым, что требует длительных воздействий управляющих усилий (импульса силы) для управления вектором тяги.
Известны также жидкостные ракетные двигатели с дожиганием, содержащие двигательный отсек с опорной рамой с возможностью качания в одной из плоскостей стабилизации, работающую с избытком одного из компонентов турбину турбонасосного агрегата с затурбинной полостью соединенной с газоводом камеры с минимальным сечением и выходным участком сопла, снабженным коллектором подвода в тракт охлаждения камеры недостающего в турбине одного из компонентов, соединенными с опорной рамой (см. справочник под редакцией Шустова И.Г. «Двигатели 1944-2000: авиационные, ракетные, морские, наземные», М., изд. «АКС - Конверсалт, 2000 г., стр. 273, РД-191 прототип).
В таких жидкостных ракетных двигателях с дожиганием, даже для первых ступеней ракет носителей, максимальное приближение к камере сгорания турбонасосного агрегата при продольном его расположении относительно оси симметрии камеры, позволяет уменьшить момент инерции жидкостного ракетного двигателя с дожиганием. Для жидкостных ракетных двигателей с дожиганием верхних ступеней ракет носителей больших тяг получение малого момента инерции качающейся части сдерживается значительными габаритными размерами и массой сопла камеры, приводящими к значительному доминированию части момента инерции камеры в общем результирующем моменте инерции жидкостного ракетного двигателя с дожиганием, а также доле в положении координат центра масс всего двигателя, близкого к продольной оси симметрии камеры. Высотное сопло такого жидкостного ракетного двигателя с дожиганием и так повышает момент инерции качающейся части всего жидкостного ракетного двигателя с дожиганием, оставляя разработчику вариант снижения общего момента инерции за счет снижения массы как самой камеры, так и масс остальных агрегатов, а также за счет выбора их местоположения в компоновке всего жидкостного ракетного двигателя с дожиганием, при этом не ухудшая их в работу в общей принципиальной схеме функционирования агрегатов в составе жидкостного ракетного двигателя с дожиганием. В таких жидкостных ракетных двигателях с дожиганием, из-за неполного использования свободного центрального объема полости двигательного отсека, приходится увеличивать радиальные габариты жидкостного ракетного двигателя с дожиганием, снижая относительную плотность компоновки агрегатов и увеличивая составляющие результирующего момента инерции, пропорционально второй степени расстояния центров масс агрегатов от общего центра масс жидкостного ракетного двигателя с дожиганием. При расположении турбонасосного агрегата жидкостного двигателя с дожиганием в плоскости вдоль продольной оси двигателя и на значительном радиальном удалении от продольной оси симметрии камеры, так же как и большинство агрегатов, дают весьма значительную величину результирующего момента инерции всего жидкостного ракетного двигателя с дожиганием. Как следствие, из-за повышенного значения результирующего момента инерции жидкостного ракетного двигателя, при корректировке траектории ракеты носителя приходится задавать корректирующие усилия от силы тяги, как по углу поворота камеры, так и по длительности нахождения камеры в повернутом положении, что приводит к неизбежным потерям силы тяги в направлении движения, а, следовательно, и к неполучению конечной скорости движения ракеты носителя при располагаемой массе топлива. Если для управления вектором тяги использованы рулевые камеры, как правило, характеризующиеся пониженной по сравнению с основной камерой экономичностью, то при повышенной величине момента инерции жидкостного ракетного двигателя с дожиганием, следует ожидать еще больших потерь экономичности.
Задачей предлагаемого изобретения является устранение вышеуказанных недостатков и уменьшение радиальных габаритов, массы и момента инерции двигателя.
Указанная выше задача изобретения решается тем, что в известном жидкостном ракетном двигателе с дожиганием, содержащем двигательный отсек с опорной рамой с возможностью качания в одной из плоскостей стабилизации, работающую с избытком одного из компонентов турбину турбонасосного агрегата с затурбинной полостью соединенной с газоводом камеры с минимальным сечением и выходным участком сопла, снабженным коллектором подвода в тракт охлаждения камеры недостающего в турбине одного из компонентов, соединенными с опорной рамой, в нем корпус турбонасосного агрегата своим цилиндрическим участком размещен продольной осью симметрии под острым углом к продольной оси симметрии двигателя, например, 40° - 45°, в параллельной продольной оси двигателя плоскости с размещением в секторном пространстве полости двигательного отсека с внешней части минимального сечения сопла с обеспечением минимального расстояния между продольными осями симметрии камеры и турбонасосного агрегата, а корпусов камеры и турбонасосного агрегата - с зазором без касания их друг с другом.
Указанная выше задача изобретения также решается тем, что в известном жидкостном ракетном двигателе с дожиганием, цилиндрический участок корпуса турбонасосного агрегата, размещенный в секторном пространстве полости двигательного отсека с внешней части минимального сечения сопла, выполнен с расположением в нем разделительных полостей между насосами компонентов турбонасосного агрегата.
Указанная выше задача изобретения также решается тем, что в известном жидкостном ракетном двигателе с дожиганием параллельная продольной оси двигателя плоскость размещения продольной оси симметрии турбонасосного агрегата размещена перпендикулярно плоскости качания опорной рамы.
Предлагаемый жидкостный ракетный двигатель с дожиганием приведен на чертеже (фиг. 1-10, фиг. 1 - проекционный вид сбоку с изображением двигательного отсека 1, турбонасосного агрегата 4 и его угловой координаты размещения; фиг. 2 - проекционный вид А сверху с изображением главной плоскости стабилизации 3, плоскости качания 76, плоскости размещения 53 турбонасосного агрегата 4, газовода 10; фиг. 3 - аксонометрическая проекция жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с изображением основных его агрегатов и узлов: опорной рамы 2, камеры 7, турбонасосного агрегата 4, гибкой магистрали 63, дросселя 26,клапана горючего 19, входной магистрали окислителя 35, входной магистрали горючего 36; фиг. 4 - проекционный разрез вдоль продольной ось симметрии двигателя 52 поперек турбонасосного агрегата 4 с изображением полости двигательного отсека 55 размещения цилиндрического участка 43 корпуса 44 турбонасосного агрегата на минимальном расстоянии 59 от внешней части 56 минимального сечения 13 сопла 11, с минимальным расстоянием 57 между продольной осью симметрии 52 двигателя и плоскостью размещения 76 турбонасосного агрегата 4, камеры 7 и ее трубопровода 18, магистрали 21; фиг. 5 -продольный разрез Б-Б двигателя вдоль плоскости размещения 53 турбонасосного агрегата 4, где показана средняя часть 42 корпуса турбонасосного агрегата 4, турбина 5, затурбинная полость 6, сопловой аппарат турбины 78, участок сопла 11; фиг. 6 - проекционный разрез вдоль продольной оси 52 двигателя, где изображены поперечные сечения гибких магистралей 31 и 32,входной патрубок наддува бака 62 и выходной патрубок наддува бака 69; фиг. 7 - увеличенный местный вид поперечных сечений траверс 29 и 30, гибких магистралей 31 и 32, неподвижных их частей 68 и 75, входного патрубка наддува бака 62, выходного патрубка наддува бака 69; фиг. 8 - увеличенный вид Г разреза цилиндрического участка 43 корпуса 44 турбонасосного агрегата 4, разделительной полости 45, манжетных уплотнений 46, 47, полости низкого давления насоса окислителя 48, полости низкого давления насоса горючего 49; фиг.9 - проекционный вид сбоку Д на двигатель вдоль плоскости 76 размещения продольной оси симметрии 50 турбонасосного агрегата 4, траверсу 29, входной патрубок насоса окислителя 39, насос окислителя 40, гибкую магистраль 31 и ее первую часть 33 и вторую ее часть 37, на теплообменник 61, на трубопровод 72 и выход теплообменника 73; фиг. 10 - аксонометрическая проекция жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с изображением траверсы 29, гибкой магистрали 70, подвижной части 71 гибкой магистрали 70, трубопровода 72), где показаны следующие агрегаты:
1. Двигательный отсек;
2. Опорная рама;
3. Плоскость стабилизации;
4. Турбонасосный агрегат;
5. Турбина;
6. Затурбинная полость;
7. Камера;
8. Смесительная головка;
9. Полость генераторного газа;
10. Газовод;
11. Сопло;
12. Выходной участок сопла;
13. Минимальное сечение сопла;
14. Тракт охлаждения сопла;
15. Выход тракта охлаждения сопла;
16. 17. Коллектор;
18. Трубопровод;
19. Клапан горючего;
20. Вход тракта охлаждения сопла;
21. Магистраль;
22. Выход тракта охлаждения камеры;
23. Тракт охлаждения камеры сгорания;
24. Камера сгорания;
25. Вход тракта охлаждения камеры сгорания;
26. Дроссель;
27. Выход насоса горючего;
28. Насос горючего;
29,30. Траверса;
31,32. Гибкая магистраль;
33,34. Первая часть гибкой магистрали;
35. Входная магистраль окислителя;
36. Входная магистраль горючего;
37,38. Вторая часть гибкой магистрали;
39. Входной патрубок насоса окислителя;
40. Насос окислителя;
41. Входной патрубок насоса горючего;
42. Средняя часть корпуса турбонасосного агрегата;
43. Цилиндрический участок корпуса турбонасосного агрегата;
44. Корпус турбонасосного агрегата;
45. Разделительная полость;
46,47. Манжетное уплотнение;
48. Полость низкого давления насоса окислителя;
49. Полость низкого давления насоса горючего;
50. Продольная ось симметрии турбонасосного агрегата;
51. Острый угол;
52. Продольная ось симметрии двигателя;
53. Плоскость размещения продольной оси симметрии турбонасосного агрегата;
54. Секторное пространство;
55. Полость двигательного отсека;
56. Внешняя часть корпуса минимального сечения;
57. Минимальное расстояние;
58. Корпус камеры;
59. Зазор;
60. Точка пересечения;
61. Теплообменник;
62. Входной патрубок наддува бака;
63. Гибкая магистраль;
64. Подвижная часть гибкой магистрали;
65. Трубопровод;
66. Вход теплообменника;
67. Цапфа качающейся камеры;
68. Неподвижная часть гибкой магистрали;
69. Выходной патрубок наддува бака;
70. Гибкая магистраль;
71. Подвижная часть гибкой магистрали;
72. Трубопровод;
73. Выход теплообменника;
74. Цапфа качающейся камеры;
75. Неподвижная часть гибкой магистрали;
76. Плоскость качания;
77. Газогенератор;
78. Сопловой аппарат турбины;
79. Ось качания.
Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием содержит двигательный отсек 1 с опорной рамой 2 с возможностью качания в одной из плоскостей стабилизации 3, турбонасосный агрегат 4, снабженный турбиной 5 с затурбинной полостью 6, камеру 7 со смесительной головкой 8 и полостью генераторного газа 9, соединенной газоводом 10 с затурбинной полостью 6 турбонасосного агрегата 4. Сопло 11 камеры 7 содержит выходной участок 12 и минимальное сечение 13 и снабжено трактом охлаждения 14. Выход 15 тракта охлаждения 14 сопла 11 с помощью последовательного коллектора 16, коллектора 17 и трубопровода 18 и клапана горючего 19 соединен с полостью смесительной головки 8.
Вход 20 тракта охлаждения 14 сопла 11 соединен магистралью 21 с выходом 22 тракта охлаждения 23 камеры сгорания 24 и минимального сечения 13 сопла 11. Вход 25 тракта охлаждения 23 камеры сгорания 24 соединен с помощью дросселя 26 с выходом 27 насоса горючего 28. Опорная рама 2 снабжена траверсами 29, 30, с которыми связаны соответственно гибкие магистрали 31 и 32, соединенные одной частью 33 и 34 с входными магистралями компонентов окислителя 35 и горючего 36 соответственно, а другой частью 37 и 38 с входным патрубком 39 насоса окислителя 40 и входным патрубком 41 насоса горючего 28. Турбонасосный агрегат 4 в своей средней части 42 содержит цилиндрический участок 43 корпуса 44, в котором находится разделительная полость 45 между насосом горючего 28 и насосом окислителя 40, снабженная уплотнениями 46 и 47 с минимально возможными диаметрами и проходными сечениями из-за этого для уменьшения утечек компонентов из полости низкого давления 48 насоса окислителя 40 и из полости низкого давления 49 насоса горючего 28, поэтому цилиндрический участок 43 корпуса 44 имеет минимальные радиальные габариты. Корпус 44 турбонасосного агрегата 4 своим цилиндрическим участком 43 размещен продольной осью симметрии 50 под острым углом 51 к продольной оси симметрии 52 двигателя, например в параллельной продольной оси 52 двигателя плоскости размещения 53 продольной оси симметрии 50 турбонасосного агрегата 4 с размещением в секторном пространстве 54 полости 55 двигательного отсека 1 с внешней части 56 минимального сечения 13 сопла 11 с обеспечением минимального расстояния 57 между продольной осью симметрии 52 двигателя и продольной осью симметрии 50 турбонасосного агрегата 4, а корпуса 58 камеры 7 со стороны внешней части корпуса 56 минимального сечения 13 сопла 11 и турбонасосного агрегата 4 - с зазором 59 без касания их друг с другом. Цилиндрический участок корпуса 43 турбонасосного агрегата 4, размещенный в секторном пространстве полости двигательного отсека с внешней части 56 минимального сечения 13 сопла 11, выполнен с расположением в нем разделительных полостей 45 между насосом окислителя 40 и насосом горючего 28 турбонасосного агрегата 4. При выборе положения корпуса 44 турбонасосного агрегата 4 своей продольной осью симметрии 50 под увеличивающимся острым углом 51 к продольной оси симметрии 52двигателя в параллельной продольной оси 52 двигателя плоскости 53 с размещением в секторном пространстве 54 полости 55 двигательного отсека 1 с внешней части 56 минимального сечения 13 сопла 11 с обеспечением минимального расстояния 57 между продольной осью симметрии 52 двигателя при повороте относительно точки 60 пересечения продольной оси симметрии 52 и проекции на нее продольной оси симметрии 50 турбонасосного агрегата 4, с обеспечением положения корпуса 58 камеры 7 со стороны внешней части корпуса 56 минимального сечения 13 сопла 11 и турбонасосного агрегата 4 - с зазором 59 без касания их друг с другом момент инерции от турбонасосного агрегата уменьшается, а момент инерции из-за увеличивающейся длины и массы газовода 10 и магистрали 21 увеличивается, а в целом момент инерции жидкостного ракетного двигателя с дожиганием увеличивается. Равно как и при уменьшении острого угла 51 момент инерции из-за турбонасосного агрегата 4 увеличивается, а момент инерции от газовода 10 и магистрали 21 уменьшается, а в целом момент инерции жидкостного ракетного двигателя с дожиганием увеличивается. Минимальный момент инерции двигателя обеспечивается положением продольной оси 50 турбонасосного агрегата под углом в интервале 40-45 градусов относительно продольной оси двигателя 52. На участке газовода 10 установлен теплообменник 61 для нагрева инертного газа наддува топливных баков (на фиг. 1-10 не показаны). Для подвода инертного газа к теплообменнику 61 от входного патрубка 62 использована гибкая магистраль 63, соединенная одной подвижной частью 64 трубопроводом 65 с входом 66 теплообменника 61, закрепленная за цапфу 67 качающейся камеры 7, а другой неподвижной частью 68 за траверсу 29. Для отвода инертного газа от теплообменника 61 к выходному патрубку 69 использована гибкая магистраль 70, соединенная одной подвижной частью 71 трубопроводом 72 с выходом 73 теплообменника 61, закрепленная подвижной частью за цапфу 74 качающейся камеры 7, а другой неподвижной частью 75 за траверсу 30. Плоскость 53 размещения продольной оси симметрии 50 турбонасосного агрегата 4 размещена параллельно продольной оси симметрии 52 двигателя, и одновременно перпендикулярно плоскости качания 76 опорной рамы 2, в которой качается камера 7 и турбонасосный агрегат 4. В данной конструктивной схеме (фиг. 1-10) показана реализация предлагаемого жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с расположением агрегатов согласно принципиальной пневмогидравлической схемы жидкостного ракетного двигателя с дожиганием, с использованием газогенератора 77 для получения генераторного газа с избытком одного из компонентов, например, окислителя, для подачи в сопловой аппарат 78 турбины 5, а также в жидкостном ракетном двигателе с дожиганием по безгенераторной схеме, где в качестве рабочего тела на турбине используется горючее, например метан, нагретое в тракте охлаждения 23 камеры сгорания 24 и сопла 11, в котором достигается минимальный момент инерции относительно оси качания 79 при качании в плоскости стабилизации 3.
Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием на установившемся режиме работает следующим образом. По входной магистрали окислителя 35 окислитель поступает в гибкую магистраль 31, далее во входной патрубок 39 насоса окислителя 40, а после него в газогенератор 77, где, взаимодействуя с частью горючего, отбираемого от насоса горючего 28, превращается в генераторный газ, поступающий на турбину 78, а далее в затурбинную полость и в полость генераторного газа 9 смесительной головки 8 камеры сгорания 24. По входной магистрали горючего 36 горючее поступает в гибкую магистраль 32, далее во входной патрубок 41 насоса горючего 28, а после него в дроссель 26 и на вход тракта охлаждения 25 камеры сгорания 24, далее по тракту охлаждения 22 камеры сгорания на вход в тракт охлаждения сопла 11 и далее с помощью трубопровода поступает в смесительную головку 8 камеры сгорания 24. Для управления вектором тяги подвижные части жидкостного ракетного двигателя с дожиганием, камера 7, а также связанные жестко с ней турбонасосный агрегат 4, газогенератор 77, газовод 10, теплообменник 61, выход насоса горючего 27, дроссель 26, клапан 19, подвижные части 37, 38 гибких магистралей 31, 32, качаются относительно оси качания 79, с расположением продольной оси симметрии двигателя 52 в плоскости качания 76. Минимальный зазор 59 между внешней частью корпуса 56 минимального сечения 13 сопла 11 и цилиндрическим участком корпуса 43 турбонасосного агрегата 4, а также корпуса 44 турбонасосного агрегата в целом, обеспечивает минимальный момент инерции жидкостного ракетного двигателя с дожиганием относительно оси качания 79, радиальные габариты и массу жидкостного ракетного двигателя. Как следствие, из-за уменьшенного значения результирующего момента инерции жидкостного ракетного двигателя, при корректировке траектории ракеты носителя снижаются корректирующие усилия от силы тяги, как по углу поворота камеры, так и по длительности нахождения камеры в повернутом положении, что приводит к повышенном нахождении вектора силы тяги в направлении движения, а следовательно, и к получению увеличенной конечной скорости движения ракеты носителя при располагаемой массе топлива.
Применение предлагаемого жидкостного ракетного двигателя с дожиганием позволит снизить момент инерции жидкостного ракетного двигателя с дожиганием относительно оси качания 79, радиальные габариты и массу жидкостного ракетного двигателя.