Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа
MULTI-CHAMBER LIQUID ROCKET ENGINE WITH THE GENERATOR GAS AFTERBURNING

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при изготовлении ракетных двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД).
В ракетной технике известны и нашли широкое распространение мощные жидкостные ракетные двигатели.
Известен двухкамерный ЖРД с дожиганием генераторного газа (см. патент RU №5158838, МПК F02K 9/42, 21.01.1999 г.) включающий в себя две камеры, закрепленные на раме, прикрепленный к раме турбонасосный агрегат (ТНА), имеющий турбину, насосы окислителя и горючего, газогенератор. Двигатель также содержит раздвоенный газовод, общий конец которого соединен с выходом из турбогазогенератора, а его концевые участки соединены с камерами через сильфонные компенсаторы, являющиеся узлами качания камер. Указанные газоводы прикреплены к раме с помощью узла, состоящего из двух цапф, вставленных в подшипниковые узлы опор установленных на раме в виде траверс, причем на цапфах посажены сферические подшипники скольжения, каждый из которых имеет внутреннее кольцо, выполненное эксцентричным и наружное кольцо. Цапфы посажены в подшипники через втулки, которые также имеют эксцентриситет. Это прототип предлагаемого изобретения.
Недостаток прототипа состоит в том, что в этом опорном узле имеются сферические подшипники скольжения, в которых установлено внутреннее кольцо, выполненное эксцентричным, а цапфа посажена в подшипник через втулку, которая также имеет эксцентриситет, что приводит при сборке газовода с рамой двигателя к большим трудностям, связанными при сборке с многочисленными сборками и разборками этого соединения.
Кроме того, применение траверс - две траверсы на каждую камеру - приводит к увеличению массы этого узла и соответственно, к увеличению массы двигателя.
Задачей изобретения является упрощение конструкции крепления газовода с рамой двигателя и уменьшение массы двигателя.
Эта задача решена за счет того, что в многокамерном ЖРД с дожиганием генераторного газа, включающим в себя по меньшей мере две камеры сгорания закрепленные на раме, турбонасосный агрегат, газогенератор и газовод, единый концевой участок которого соединен с выходом турбины, а другие концы газовода соединены с соответствующими камерами через сильфонные компенсаторы, являющиеся узлами качания камер, причем указанные участки газовода прикреплены к секциям рамы, причем применен узел крепления камеры и газовода к раме, который включает в себя две шаровые опори, диаметрально расположенные относительно оси газовода, установленные на силовом кольце, охватывающем газовод и жестко скрепленным с ним, которые установлены в стаканах, прикрепленных к кольцу, при этом головка шаровой опоры зажата между подпятником и регулировочной шайбой, а поджатие опор осуществляется накидной гайкой, навернутой на стакан шаровой опоры, при этом концевые участки шаровых опор ввернуты в резьбовые отверстия силовой опоры рамы, которая через силовые стержни соединена со шпангоутом ракеты.
Технический результат состоит в снижении трудоемкости при сборке двигателя, уменьшении его массы и упрощении конструкции двигателя. Кроме того, предлагаемое крепление газовода к раме позволяет компенсировать несоосности соединяемых конструкций.
Описание изобретения
Данное изобретение описывается со ссылками на чертежи:
- на Фиг. 1 представлен общий вид ЖРД;
- на Фиг. 2 вид А на Фиг. 1;
- на Фиг. 3 представлен Фрагмент I на Фиг. 1 увеличенного сечения сферического узла;
- на Фиг. 4 представлено сечение В-В на Фиг. 3.
Предложенный ЖРД включает в себя две камеры 1 и 2 (Фиг. 1), турбонасосный агрегат 3, содержащий насос горючего 4, насос окислителя 5 и турбину 6. Вход турбины 6 соединен с газогенератором 7, а выход турбины соединен с камерами 1 и 2 через газоводы 8. Невыходе из этих газоводов установлены сильфонные узлы качания 10 и 11 со своим карданными механизмами 12 и 13.
Каждая из камер имеет по два рулевых агрегата, шток каждого из которых шарнирно связан с соответствующими камерами (не показано).
Двигатель также содержит раму 14, имеющую силовые стержни с пятами 15 (Фиг. 2). через которые она крепится к шпангоуту ракеты 16. Другие концы силовых стержней прикреплены к дополнительным силовым пластинам 17 и 18 рамы у каждой камеры.
Узел крепления газовода к рамам изображен на Фиг. 3 и Фиг. 4. Он включает в себя две шаровые опоры 19 и 20, диаметрально расположенные относительно оси газовода, установленные на силовом кольце 21, охватывающем газовод 8 и жестко скрепленным с ним. Эти шаровые опоры установлены в стаканах 22 и 23, прикрепленных к кольцу 21 (Фиг. 3). Головка шаровой пяты 24 зажата между подпятниками 25 и 26 и регулировочной группой эксцентриков 27, 28, 29 и 30. Поджатие пят осуществляется накидными гайками 31 и 32, навернутыми на стаканы 22 и 23 шаровой опоры. Концевые участки шаровых опор ввернуты в резьбовые отверстия силовых опор - дополнительных силовых пластин 17 и 18 (Фиг. 1), которые через силовые стержни рамы 14 соединены со шпангоутом ракеты 16.
Работа двигателя
Тяга двигателя воспринимается опорами, роль которых выполняют на каждой камере две шаровые опоры 19 и 20, установленные между опорным кольцом 21, прикрепленным к прямолинейному участку газовода и охватывающим газовод, и дополнительными силовыми пластинами 17 и 18 рамы двигателя. Нижний пояс рамы 14 двигателя силовыми расходящимися стержнями передает тягу двигателя от дополнительных силовых пластин 17 и 18 через пяты 15 на шпангоут ракеты 16.
На работающем двигателе газоводы разогреваются, в результате чего они деформируются. Наличие двух пар шаровых опор 19 и 20 позволяет поглощать продольные деформации от удлинения неохлаждаемых участков газоводов.
Применение шаровых опор в качестве узлов, передающих тягу двигателя на его раму, позволяет существенно упростить конструкцию двигателя, уменьшить его массу и снизить трудоемкость при сборке газоводов с рамой двигателя.
Промышленное применение
Предлагаемое изобретение найдет применение в ракетной технике при создании многокамерных ЖРД с дожиганием генераторного газа.