ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ И УЗЕЛ ПОДВЕСКИ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ЖРД
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 №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 градусов Цельсия. Кроме того, этот узел достаточно сложный, содержит значительное количество деталей и имеет большой вес, что нежелательно для ЖРД.
2. Подвеска ТНА 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 щарнирно 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 чертежах, где:
на фиг.1 приведена схема жидкостного ракетного двигателя,
на фиг.2 приведена конструкция узла подвески.
Жидкостный ракетный двигатель (фиг.1 и 2) 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. ТНА 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 мене 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. Между газоводом 5, выполненным прямолинейным, и головкой 11 установлен сильфон 17, подстыкованный с одной стороны к газоводу 5, а с другой - к патрубку 18, выполненному на головке 11 перпендикулярно оси камеры сгорания 2. Патрубок 18 имеет такой же диаметр, как газовод 5 и сильфон 17, и выполнен соосно для уменьшения потерь давления газа.
Обеспечивают управление вектором тяги два привода, выполненные, например, в виде гидроцилиндров 19 со штоками 20. Приводы 19 установлены во взаимно-перпендикулярных плоскостях, проходящих через продольную ось камеры сгорания 2. Приводы 19 закреплены при помощи шарниров 14 к силовой раме 1, а штоки 20 - к 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 1 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», а сильфон 17 позволяет отклонять камеру сгорания 2.
Конструкция узла подвески 16 приведена на фиг.2. Узел подвески 16 камеры сгорания 2 ЖРД (фиг.2) содержит две части: неподвижную 32 и подвижную 33. Неподвижная часть 32 жестко соединена с силовой рамой 1, а подвижная часть 33 жестко соединена с головкой 11 камеры сгорания 2 за счет того, что обе части образуют сферическое шарнирное соединение 34, при этом неподвижная часть 32, 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. В верхней части узла подвески 16 выполнен фланец 40.
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 (не показано), давление на выходах насосов 7, 8 и 9 возрастает.
Для управления вектором тяги R при помощи привода 19, воздействуя штоком 20 на силовое кольцо, поворачивают камеру сгорания 2 относительно узла подвески 16 (точка «О» на угол 5…7°). При этом направление вектора тяги R1 отклоняется относительно первоначального положения RO продольной оси симметрии камеры сгорания 2 и относительно ракеты, на которой этот двигатель установлен (ракета не показана). При вращении нижней детали 36 (фиг.2) она прижимается к верхней детали 35 реактивной тягой камеры сгорания 2, что 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 вызывать пожар в двигательном отсеке. Герметизацию стыка при транспортировке камеры сгорания и при подготовке ракеты к запуску и в первоначальный момент запуска, пока реактивная сила не превысит вес сопла, осуществляет нижняя часть шарнирного соединения 34 под действием собственного веса.
Применение изобретения позволило следующее.
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.