ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С УПРАВЛЯЕМЫМ ВЕКТОРОМ ТЯГИ И УЗЕЛ ПОДВЕСКИ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ
LIQUID PROPELLANT ROCKET ENGINE WITH CONTROLLED VECTOR OF THRUST AND UNIT OF COMBUSTION CHAMBER SUSPENSION

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, и предназначено для управления вектором тяги двигателя.
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания.
Недостатком этого двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси.
Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.
Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.
Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания, эта схема не приемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины. Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.
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 ТНА по патенту РФ на изобретение №2161263, прототип.
Этот двигатель содержит силовую раму, камеру сгорания, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, газогенератор и турбонасосный агрегат, подстыкованный к газогенератору посредством газовода, содержащий, в свою очередь, турбину, насос окислителя, насос горючего и дополнительный насос горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с камерой сгорания, и узел качания камеры сгорания ЖРД, установленный между газоводом и камерой сгорания, точнее головкой камеры сгорания. Этот узел выполнен в виде сильфона и кардана, которые совместно обеспечивают качание камеры сгорания и герметизацию подвода газогенераторного газа, имеющего большие давление и температуру. Кроме того, предусмотрена система охлаждения сильфона, так как его работоспособность в столь экстремальных условиях вызывает сомнение.
Турбонасосный агрегат содержит турбину с рабочим колесом и насосы окислителя, горючего и дополнительный насос горючего, установленные соосно и содержащие, в свою очередь, каждый, по меньшей мере, одно центробежное рабочее колесо и, по меньшей мере, один шнек, внешний и внутренний валы, рабочее колесо турбины, установленное на внутреннем валу, насос окислителя выполнен двухступенчатым, причем обе ступени выполнены шнекоцентробежными, а между шнеком и центробежным рабочим колесом второй ступени насоса окислителя установлена гидротурбина, закрепленная на внешнем валу, который проходит внутри центробежного рабочего колеса первой ступени и соединен со шнеком первой ступени двухступенчатого насоса, шнек имеет внешнее бандажное кольцо, жестко соединенное с центробежным рабочим колесом второй ступени первого насоса.
Недостатки этого двигателя и ТНА, входящего в его состав: плохая управляемость вектором тяги по углам тангажа и рыскания и сложность и ненадежность узла подвески камеры сгорания ЖРД из-за наличия большого количества деталей, малой прочности тонкостенных сильфонов, работающих при высоких давлении и температуре, применения охлаждения этого узла горючим, которое не только усложняет конструкцию этого узла, но и делает ее работу чрезвычайно опасной, так как при разрыве сильфона горючее и газогенераторный газ, содержащий избыток окислителя, войдут в контакт, что неизбежно приведет к пожару в двигательном отсеке ракеты.
Кроме того, ТНА имеет большие габариты из-за того, что его валы вращаются с одинаковыми угловыми скоростями. Реально для каждого компонента ракетного топлива при проектировании ТНА, например, из-за разной плотности компонентов ракетных топлив каждый насос должен иметь свои оптимальные частоты вращения.
Задачи создания изобретения - улучшение управления вектором тяги, упрощение узла подвески камеры сгорания и повышение надежности этого узла.
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 двух приводов, установленных во взаимно-перепендикулярных 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, отличается тем, что газогенератор прикреплен к силовой раме при помощи шарнира, закрепленного в его верхней точке, газовод жестко прикреплен к силовой плите, внутри газовода при помощи шарового шарнира прикреплена центральная тяга, проходящая внутри узла подвески, другой конец которого жестко соединен с перфорированной плитой, установленной внутри головки камеры сгорания, узел подвески выполнен в виде верхнего и нижнего фланцев с гибким элементом, например сильфоном, между ними. Приводы выполнены в виде гидроцилиндров, прикрепленных шарнирно к силовой раме, штоки которых прикреплены к нижнему кольцу узла подвески.
Решение указанных задач достигнуто в узле подвески камеры сгорания ЖРД, содержащем верхний фланец, жестко соединенный с газоводом, и нижний фланец, жестко соединенный с головкой камеры сгорания, и гибкий элемент, например сильфон, между ними, отличающемся тем, что внутри гибкого элемента установлена центральная силовая тяга, один конец которой при помощи шарового шарнира закреплен внутри на газоводе, а другой - на перфорированной плите, установленной внутри головки камеры сгорания. Гибкий элемент изнутри может быть закрыт двумя независимыми стаканами, установленными частично друг в друге с зазором. Гибкий элемент снаружи закрыт двумя независимыми стаканами, установленными частично друг в друге с зазором.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1…3, где:
- на фиг.1 приведена схема жидкостного ракетного двигателя,
- на фиг.2 приведена конструкция узла подвески камеры сгорания,
- на фиг.3 приведена конструкция гибкого элемента узла подвески.
Жидкостный ракетный двигатель (фиг.1…3) 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 26.
Камера сгорания 2 содержит головку 6, цилиндрическую часть 7, сопло 8. ТНА 4 содержит турбину 9, насос окислителя 10 и насос горючего 11. Турбонасосный агрегат 4 может содержать дополнительный насос горючего 12.
Выход из насоса горючего 11 соединен трубопроводом 13 с входом в дополнительный насос горючего 12 (при его наличии). ТНА 4 закреплен на силовой раме 1 при помощи шарнира 19. Между газоводом 5 и камерой сгорания 2, точнее ее головкой 11, установлен узел подвески 15 камеры сгорания 2. Он обеспечивает качание камеры сгорания 2 в двух плоскостях относительно точки «О», для управления вектором тяги R.
Для этого двигатель содержит два привода 16, установленных во взаимно-перпендикулярных плоскостях относительно продольной оси камеры сгорания 2, выполненных, например, в виде гидроцилиндров 17, имеющих штоки 18 и прикрепленных шарнирами 19 к силовой раме 1. Приводы 17 служат для управления ракетой по углам тангажа и рыскания.
Возможная пневмогидравлическая схема ЖРД приведена на фиг.1 и содержит трубопровод горючего 20, подсоединенный одним концом к выходу из насоса горючего 11, содержащего пускоотсечной клапан 21 и сильфон 22, выход этого трубопровода соединен с главным коллектором 23 камеры сгорания 2. Выход из насоса окислителя 10 трубопроводом окислителя 24, содержащим пускоотсечной клапан окислителя 25, соединен с газогенератором 3. Также выход из дополнительного насоса горючего 12 трубопроводом горючего 26, содержащим пускоотсечной клапан горючего 27, соединен с газогенератором 3. На газогенераторе 3 и на камере сгорания 2 установлено, по меньшей мере, по одному запальному устройству 28. Газовод 5 жестко соединен с силовой рамой 1 при помощи кронштейна 29, например, сваркой.
Двигатель оборудован блоком управления 30, который электрическими связями 31 соединен с запальными устройствами 29 и с пускоотсечными клапанами 21, 25 и 27.
Особенностью двигателя (фиг.1 и 2) является то, что газогенератор 3, а вместе с ним и ТНА 4 закреплен на силовой раме 1 при помощи кронштейна 29.
Узел подвески 15 камеры сгорания 2 содержит два фланца: верхний 32 и нижний 33, и гибкий элемент 34, например сильфон 35, между ними. Верхний фланец 32 жестко соединен с газоводом 5, а нижний фланец 33 жестко соединен с головкой 6 камеры сгорания 2.
Внутри гибкого элемента 34 (сильфона 35) установлен силовой стержень 36, закрепленный при помощи сферического шарнира 37 на внутренней поверхности газовода 5.
Другой конец силового стержня 36 жестко закреплен на перфорированной плите 38, установленной внутри головки 6 камеры сгорания 2 (фиг.2).
Сильфон 35 может быть защищен изнутри внутренними стаканами 39 и 40, частично установленными друг в друге с зазором. Также снаружи сильфон 35 может быть защищен внешними стаканами 41 и 42, также частично вложенными друг в друга с зазором для обеспечения качания узла на небольшой угол, 5…6 град при управлении вектором тяги.
Двигатель запускается следующим образом.
В исходном положении пускоотсечные клапаны 21, 25 и 27 двигателя закрыты. При запуске ЖРД с блока управления 30 по электрическим каналам связи 31 подается команда на открытие пускоотсечных клапанов 21, 25 и 27, установленных за насосом окислителя 10 и после насоса горючего 11, а также и после дополнительного насоса горючего 12 при его наличии. Окислитель и горючее поступают в газогенератор 3, где воспламеняются при помощи запальника 28. Газогенераторный газ и горючее подаются в камеру сгорания 2. Горючее охлаждает камеру сгорания 2, проходя между оболочками ее сопла 8 и цилиндрической части 7, имеющими регенеративный тракт охлаждения (на фиг.1…3 не показано), выходит во внутреннюю полость камеры сгорания 2 для дожигания газогенераторного газа, идущего из газогенератора 3. Воспламенение этих компонентов осуществляется также запальным устройством 28, установленным на камере сгорания 2.
После запуска турбонасосного агрегата 4 газогенераторный газ подается из газогенератора 3 в турбину 9, раскручивается ротор ТНА (на фиг.1…3 не показано), давление на выходах насосов 10, 11 и 12 (при его наличии) возрастает. Далее по газоводу 5 и через узел подвески 15 газогенераторный газ подается внутрь головки 6 камеры сгорания 2 и далее проходит через перфорированную плиту 38 и форсунки (форсунки на фиг.1…3 не показаны).
Для управления вектором тяги R, при помощи привода 16 воздействуя штоком 18 на нижний фланец 33, поворачивают камеру сгорания 2 относительно сферического шарнира 37 на угол 5…7°. При этом направление вектора тяги R1 отклоняется относительно первоначального положения R1 продольной оси симметрии камеры сгорания 2 и относительно ракеты, на которой этот двигатель установлен (ракета на фиг.1…3 не показана). Сильфон 35 герметизирует соединение подвижных и неподвижных деталей, а именно фланцев 32 и 33, и не позволяет газогенераторному газу, имеющему температуру около 500°С и давление 300…400 атм, прорываться через эти стыки и вызвать пожар в двигательном отсеке.