ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
LIQUID-PROPELLANT ENGINE

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к жидкостному ракетному двигателю (ЖРД), работающему по схеме с дожиганием генераторного газа.
При разработке ЖРД предъявляются предельно высокие требования по габаритно-массовым характеристикам. Реализация этих требований осуществляется за счет плотной упаковки агрегатов двигателя, оптимального раскрепления агрегатов между собой.
В большинстве случаев закрепление большого по массе турбонасосного агрегата (ТНА) осуществляется с помощью кронштейнов закрепленных на камере в районе критического сечения или на цилиндрической части.
Известна конструкция ЖРД изложенная в патенте RU 2490508 С1, в которой раскрепление ТНА осуществляется к двигательной раме и на растяжке к сопловой части камеры.
Недостатком данной конструкции является расположение TIIA на значительном удалении от камеры сгорания из-за раскрепления его на растяжке к головной части камеры и крепления к двигательной раме.
В конструкции ЖРД, изложенной в патенте RU 2612232 С1 (аналог) закрепление ТНА к камере осуществляется с помощью растяжек установленных на цилиндрической части камеры и газоводного подвода.
Недостатком данной конструкции является невозможность плотной компоновки двигателя.
В конструкции ЖРД, изложенной в патенте RU 2476709 и принятой за прототип, раскрепление ТНА к камере осуществляется с помощью растяжек, закрепленных на сопловой и цилиндрической частях камеры.
Недостатком данной конструкции является невозможность выполнения плотной компоновки двигателя, невозможности, в случае необходимости, расположения ТНА выше критического сечения камеры сгорания.
Кроме того, при необходимости, невозможно закрепить кронштейн турбонасного агрегата за газовод камеры, так как он имеет высокую температуру (порядка 700-950К), что приведет к появлению различных дефектов. Так же нахождение сосредоточенного усилия от кронштейна ТНА на горячей поверхности газовода камеры может привести к его разрушению.
Данное изобретение устраняет указанные недостатки прототипа за счет, установки опоры крепления на газоводе ЖРД, что позволяет уменьшить габаритные размеры ЖРД; охлаждения опоры крепления установленной на газоводе ЖРД, что позволяет уменьшить напряжения в крепежных элементах, возникающих из-за разницы температур; выполнения в охлаждаемой опоре крепления установленной на газоводе ЖРД каналов охлаждения, что позволяет интенсифицировать теплообмен.
Поставленная задача решается тем, что жидкостный ракетный двигатель содержит опору крепления, которая согласно изобретению
- установлена на газоводе;
- выполнена охлаждаемой;
- имеет каналы охлаждения;
- состоит не менее чем двух частей;
- содержит магистрали перепуска охлаждения между своими частями;
- части опоры соединены фланцевым соединением.
Такое исполнение конструкции позволяет, в случае крайней необходимости, обеспечит плотную упаковку агрегатов (компоновку) двигателя с обеспечением надежного закрепления ТНА за газовод камеры, снизить трудоемкость изготовления и увеличить долговечность работы двигателя.
Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемами, показанными на фиг. 1, 2, 3, 4, 5.
На фиг. 1 показано расположение опоры ТНА 3, выполненной методом послойного порошкового лазерного спекания гранул, па газоводе камеры 2, соединенной фланцевым соединением 4 и магистралями перепуска 5 с патрубком подвода горючего в опору 6, где
1 - камера.
На фиг. 2 представлен разрез крепления опоры ТНА 3 с кольцевыми каналами охлаждения 8 на газоводе камеры 2, где:
4 - фланцевые соединения опоры;
5 - магистраль перепуска;
6 - патрубок подвода горючего в кольцевые каналы охлаждения опоры;
7 - патрубок выхода горючего из каналов охлаждения опоры;
8 - кольцевые каналы охлаждения в опоре;
9 - полость во фланце;
10 - кронштейн крепления ТНА.
На фиг. 3 показ вид кольцевых каналов охлаждения 8, расположенных в опоре 3 на газоводе камеры 2.
На фиг. 4 показан фрагмент соединения кольцевых каналов 8 с полостью 9, расположенной во фланце 4, где:
2 - газовод камеры;
3 - опораТНА;
4 - фланцевое соединение опоры;
5 - магистраль перепуска;
8 - кольцевые каналы охлаждения в опоре;
9 - полость во фланце.
На фиг. 5 показан фрагмент подвода горючего из патрубка подвода (отвода) в кольцевые клапаны охлаждения, где:
2 - газовод камеры;
3 - опора ТНА;
7 - патрубок подвода горючего в кольцевые каналы охлаждения;
8 - кольцевые каналы охлаждения в опоре.
Жидкостный ракетный двигатель работает следующим образом.
В соответствии с циклограммой происходит запуск ЖРД. При этом генераторный газ с температурой ~ 700÷950К после турбины ТНА поступает в газовод 2 камеры 1. Одновременно часть расхода горючего после второй ступени насоса отбирается на охлаждение опоры крепления ТНА 3. Эта часть горючего через входной патрубок 6 поступает в кольцевые каналы охлаждения 8, после прохождения первой части опоры 3, горючее собирается в полости 9 фланцевого соединения 4, и по перепускным магистралям 5 поступает в кольцевые каналы охлаждения 8второй части опоры 3, охладив ее вторую часть, горючее из кольцевых каналов охлаждения 8 собирается в выходном патрубке 7 и направляется на вход в первую ступень ТНА.
Таким образом, установка опоры крепления на газоводе ЖРД позволяет уменьшить габаритные размеры ЖРД, охлаждение опоры крепления установленной на газоводе ЖРД позволяет уменьшить напряжения в крепежных элементах возникающих из-за разницы температур, выполнение в охлаждаемой опоре крепления установленной на газоводе ЖРД каналов охлаждения позволяет интенсифицировать теплообмен.