МНОГОКАМЕРНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С ДОЖИГАНИЕМ С УПРАВЛЯЕМЫМ ВЕКТОРОМ ТЯГИ
MULTI-CHAMBER LIQUID-PROPELLANT ROCKET ENGINE WITH AFTERBURNING WITH CONTROLLED THRUST VECTOR

Изобретение относится к ракетной технике, в которой создание жидкостных ракетных двигателей с минимально возможными массой, продольными и радиальными габаритами является всегда актуальным, особенно для жидкостных ракетных двигателей верхних ступеней ракет-носителей, а более конкретно, к устройству многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги.
Известен однокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа с управляемым вектором тяги, содержащий камеру с узлом подвески для качания посредством приводов, турбонасосный агрегат, газогенератор, агрегаты автоматики и регулирования, гибкую магистраль подвода генераторного газа с избытком одного из компонентов к смесительной головке камеры и сопла управления, соединенные с затурбинной полостью турбины турбонасосного агрегата с помощью магистралей с установленными на них пуско-отсечными клапанами (см. патент РФ №2441170 от 10.11.2010 г. МПК F02K 9/84).
В таком однокамерном жидкостном ракетном двигателе с дожиганием генераторного газа с управляемым вектором тяги, особенно верхних ступеней ракет, для уменьшения осевых габаритов приходится выполнять сопло камеры с выдвижным насадком, что без того усложняет конструкцию наличием приводов для качания и систем управления механическим качанием камеры. Гибкий трубопровод большого диаметра для обеспечения прочности требует дополнительного охлаждения компонентом топлива, а наличие сильфона с таким диаметром требует значительного периода отработки и значительной массы силовой части карданного узла сильфона, работающего при повышенной температуре, обусловленной перетеканию тепла в районе крайних торцев конструкции крепления концов сильфона, хотя и пониженной по сравнению с температурой генераторного газа в турбине турбонасосного агрегата. Для жидкостных ракетных двигателей с дожиганием генераторного газа с управляемым вектором тяги верхних ступеней ракет потребности в управляющих усилиях значительно ниже, чем для нижних и особенно первых ступеней ракет, и при значительной тяге камеры незначительное управляющее усилие требует малых углов поворота камеры, что связано с неизбежной абсолютной погрешностью управления и постоянной корректировкой траектории поворотом камеры. Для современных технологий изготовления многокамерных жидкостных ракетных двигателей с дожиганием с управляемым вектором тяги достижение минимальной разнотяговости камер является выполнимой задачей и потребность значительных управляющих усилий для коррекции траектории значительно снижается. Поэтому выполнение камер с узлом подвески, создающих основную силу тяги, с дополнительной функцией управления вектором тяги с малыми управляющими усилиями приводит к неоправданному росту массы жидкостных ракетных двигателей с дожиганием генераторного газа с управляемым вектором тяги.
Известны также многокамерные жидкостные ракетные двигатели с дожиганием генераторного газа с управляемым вектора тяги, содержащие газогенератор, турбонасосный агрегат, несколько неподвижно относительно рамы камер, расположенных в плоскостях стабилизации, соединенных газоводами с затурбинной полостью турбонасосного агрегата, и сопла управления, соединенные с затурбинной полостью турбонасосного агрегата входами магистралей с установленными на них пуско-отсечными клапанами (книга «Научно-технические разработки КБ «Салют» 2012-2013 гг. Н 34 (Вып. 4) Под ред. Ю.О. Бахвалова. М., «Машиностроение-Полет», стр. 218-223, рис. 1-6) - прототип.
В таком многокамерном жидкостном ракетном двигателе с дожиганием с управлением вектором тяги управление по тангажу, крену и рысканию осуществляется включением импульсной подачи генераторного газа с дозированием массового расхода и дозированной длительностью импульса тяги, достаточной для коррекции траектории движения, от затурбинной полости турбонасосного агрегата к соплам управления, собранным в четыре блока по три сопла, расположенным равномерно по главным плоскостям стабилизации. Изготовление многокамерных жидкостных ракетных двигателей с дожиганием с управляемым вектором тяги с использованием современных технологий изготовления и более высокоточного оборудования достижение минимальной разнотяговости камер является выполнимой задачей и потребность значительных управляющих усилий для коррекции траектории значительно снижается.
Однако, потребность коротких импульсов подачи высокотемпературного газа, отбираемых от затурбинной полости и транспортировка его к удаленным на периферию к соплам управления, собранным в блоки совместно с клапанами управления, накладывает ограничения на понижение температуры генераторного газа по мере транспортировки из-за потерь тепла через трубопровод в процессе управления с открытыми пуско-отсечными клапанами, но особенно в режиме ожидания с закрытыми пуско-отсечными клапанами, когда генераторный газ находится в тупиковой полости трубопровода в ожидании включения сопел для создания управляющего усилия. Если неоправданные потери тепла управляющего генераторного газа в процессе движения можно уменьшить установкой теплоизоляции с внешней части трубопроводов, то нестационарный режим теплоотдачи газа в конструкцию пуско-отсечного клапана и в стенку теплоизоляции в режиме ожидания (пуско-отсечной клапан закрыт) от небольшого объема генераторного газа приводит к понижению температуры генераторного газа и первые объемы генераторного газа будут поступать с пониженной температурой, что приведет к нерасчетному истечению газа с неоправданно увеличенным массовым расходом, но что более важно, к нерасчетному режиму управления.
Таким образом, указанное техническое решение не всегда позволяет решить задачу по повышению точности управления вектором тяги многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги из-за влияния длительности периода ожидания на точность создания управляющего усилия с помощью сопел управления отбором газа от затурбинной полости турбонасосного агрегата, что приводит к снижению экономичности создания управляющих усилий.
Задачей предлагаемого изобретения является устранение вышеуказанных недостатков и повышение точности управляющего усилия с помощью сопел управления, повышения экономичности управления многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляющим вектором тяги.
Приведенные выше недостатки исключены в предполагаемом изобретении.
Указанная задача изобретения достигается тем, что в нем выходы магистралей через выполненные в их стенках сквозные каналы с установленными в них гидравлическими диодами соединены трубопроводами с полостями генераторного газа смесительных головок камер.
Указанная цель изобретения также достигается тем, что гидравлические диоды выполнены в виде центробежных форсунок, обращенных соплами в сторону полостей магистралей.
Предполагаемое изобретение представлено на чертежах рис. 1-9 (рис. 1 - вид сверху на многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги, где показаны плоскости стабилизации, блоки управления и магистрали отбора на них генераторного газа, рис. 2 - проекционный вид сбоку с изображением блоков управления и магистралей отбора на них генераторного газа, рис. 3 - блоки управления и трубопроводы соединения их со смесительными головками камер, рис. 4 - аксонометрический вид сбоку, где показаны газоводы соединения камер с затурбинной полостью, трубопроводы и магистрали подвода генераторного газа на блоки управления, рис. 5 - увеличенный местный вид сверху на блок управления и его составные части, рис. 6 - увеличенный разрез блока управления и его составных части и гидравлического диода (центробежной форсунки), рис. 7 - разрез блока управления вдоль оси трубопровода и центробежной форсунки, рис. 8 - аксонометрическое изображение блока управления с размещением пуско-отсечных клапанов и сопел управления, рис. 9 - проекционный вид снизу со стороны донной защиты), где показаны следующие агрегаты:
1. Газогенератор;
2. Турбонасосный агрегат;
3. Камера;
4. Первая плоскость стабилизации;
5. Вторая плоскость стабилизации;
6. Газовод;
7. Затурбинная полость турбонасосного агрегата;
8. Рама;
9. Донная защита;
10. Тяга;
11. Периферия донной защиты;
12. Сопло управления креном;
13. Сопло управления тангажем;
14. Сопло управления рысканием;
15. Разветвленная магистраль;
16. Блок управления;
17. Мембранный клапан;
18. Магистраль;
19. Вход магистрали;
20. Выход магистрали;
21. Вход пуско-отсечного клапана;
22. Вход пуско-отсечного клапана;
23. Вход пуско-отсечного клапана;
24. Пуско-отсечной клапан;
25. Пуско-отсечной клапан;
26. Пуско-отсечной клапан;
27. Стенка магистрали;
28. Сквозной канал;
29. Гидравлический диод;
30. Трубопровод;
31. Полость генераторного газа смесительной головки;
32. Смесительная головка;
33. Центробежная форсунка;
34. Сопло центробежной форсунки;
35. Камера закручивания;
36. Стенка камеры закручивания;
37. Тангенциальный канал;
38. Полость магистрали;
39. Теплоизоляция.
Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги, содержит газогенератор 1, турбонасосный агрегат 2, несколько камер 3, расположенных - две в первой плоскости стабилизации 4, и две другие во второй плоскости стабилизации 5, соединенных газоводами 6 с затурбинной полостью турбонасосного агрегата 7. Камеры 3 закреплены неподвижно за раму 8. В нижней части двигателя установлена донная защита 9, закрепленная с помощью тяг 10 за раму 8. По периферии 11 донной защиты 9 установлены сопла управления креном 12, сопла управления тангажем 13 и сопла управления рысканием 14, объединенные вместе с разветвленными магистралями 15 в блоки управления 16. Вход каждого блока управления 16 соединен с затурбинной полостью турбонасосного агрегата 7 через мембранный клапан 17 магистралью 18. Вход 19 магистрали 18 соединен с затурбинной полостью турбонасосного агрегата 7, а выход 20 - с входами 21, 22, 23 пуско-отсечных клапанов 24, 25 и 26. На выходе 20 в стенке 27 магистрали 18 выполнен сквозной канал 28. В сквозном канале 28 установлен гидравлический диод 29, соединенный трубопроводом 30 с полостью генераторного газа 31 смесительной головки 32 камеры 3. Гидравлический диод 29 выполнен с возможностью обеспечения минимального сопротивления генераторного газа в одном направлении и максимального сопротивления в другом направлении. Таким гидравлическим диодом может быть обратный клапан с неполным закрытием. Наилучшим вариантом выполнения гидравлического диода является центробежная форсунка 33, снабженная соплом 34, камерой закручивания 35, в стенке которой 36 выполнены тангенциальные каналы 37. Минимальное гидравлическое сопротивление (максимальный массовый расход генераторного газа) центробежная форсунка 33 имеет в направлении от сопла 34 к камере закручивания 35 и к тангенциальным каналам 37. Максимальное гидравлическое сопротивление (минимальный массовый расход генераторного газа) центробежная форсунка 33 имеет в направлении от тангенциальных каналов 37, далее к камере закручивания 35 и к соплу 34. Центробежная форсунка 33 в трубопроводе 30 установлена с ориентацией сопла 34 в сторону полости 38 магистрали 18. Магистрали 18 и трубопроводы 30 покрыты теплоизоляцией 39.
Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги работает следующим образом.
При запуске с включением в работу газогенератора 1 турбонасосного агрегата 2 и камер 3 генераторный газ поступает в затурбинную полость турбонасосного агрегата 7 и далее через газоводы 6 в полости генераторного газа 31 смесительных головок 32. Пуско-отсечные клапаны 24, 25 и 26 блоков управления 16 находятся в закрытом положении. От затурбинной полости турбонасосного агрегата 7 через мембранный клапан 17 по магистрали 18 генераторный газ поступает на выход 20 и далее в сопло 34 центробежной форсунки 33, через камеру закручивания 35, тангенциальные каналы 37 и по трубопроводу 30 в полость генераторного газа 31 смесительной головки 32 камеры 3. При равенстве перепадов давления генераторного газа между полостью генераторного газа 31 смесительной головки 32 и затурбинной полостью турбонасосного агрегата 7 по газоводам 6 перепаду генераторного газа по магистрали 18, центробежной форсунки 33 и далее трубопровода 30, массовые расходы генераторного газа перераспределяются пропорционально площадям поперечного сечения через них, но суммарный массовый расход генераторного газа через каждую камеру 3 обеспечивается одинаковым. Температуры генераторного газа на входах 21, 22 и 23 в пуско-отсечные клапаны 24, 25 и 26 имеют одинаковые заданные значения из-за циркуляции генераторного газа от затурбинной полости турбонасосного агрегата 7 через магистрали 18, центробежные форсунки 33 и трубопроводы 30 в полости генераторного газа 31 смесительных головок 32, даже при начальной потере тепла для разогрева магистралей 18 и теплоизоляции 39. При открытии пуско-отсечных клапанов 24, 25 или 26 любого из блоков управления 16 по заданной программе от системы управления (на рис. 1-9 не показана) на сопла управления креном 12, сопла управления тангажем 13 и сопла управления рысканием 14 поступает генераторный газ заданной температуры и давления, обеспечивая при заданной длительности импульса силы тяги заданный момент управления. При этом, из-за открытых пуско-отсечных клапанов 24, 25, 26 при возможном падении давления генераторного газа на их входах 21, 22 и 23 поступление массовый расхода генераторного газа от полостей генераторного газа 31 смесительных головок 32 через трубопровод 30 осуществляется в малых количествах из-за значительного гидравлического сопротивления гидравлического диода в виде центробежной форсунки 33 (от тангенциальных каналов 37, камеры закручивания 35 и до сопла 34), что одновременно не приводит к снижению массового расхода через смесительные головки 32 камер 3. При закрытии каждого в отдельности пуско-отсечного клапана 24, 25, 26 блока управления 16 или всех вместе циркуляция генераторного газа по линии от затурбинной полости турбонасосного агрегата 7 по магистрали 18 и далее через сопло 34, камеру закручивания 35, тангенциальные каналы 37 и трубопровод 30 в полость генераторного газа 31 смесительных головок 32 камер 3 возобновляется с обеспечением температуры генераторного газа в требуемых высоких пределах в режиме ожидания перед требуемым в любой момент работы многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги включением сопел управления креном 12, сопел управления тангажем 13 или сопел управления рысканием 14.
В предлагаемом многокамерном жидкостном ракетном двигателе с дожиганием с управляемым вектором тяги повышается точность обеспечения управляющего усилия с помощью сопел управления, повышения экономичности системы управления и в целом экономичности многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляющим вектором тяги.