СПОСОБ КОМПЛЕКТАЦИИ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ С ДОЖИГАНИЕМ С УПРАВЛЯЕМЫМ ВЕКТОРОМ ТЯГИ
METHOD FOR COMPLETION OF LIQUID-PROPELLANT ENGINE WITH AFTERBURNING WITH CONTROLLED VECTOR OF THRUST

Изобретение относится к ракетной технике, в которой создание жидкостных ракетных двигателей с минимально возможной массой, минимально возможными продольными и радиальными габаритами, что является актуальным, особенно для жидкостных ракетных двигателей верхних ступеней ракет-носителей, а более конкретно, к способам комплектации жидкостных ракетных двигателей с дожиганием с управляемым вектором тяги.
Известны способы комплектации жидкостных ракетных двигателей с дожиганием с управляемым вектором тяги, включающие операции сборки корпуса камеры, выполненного из цилиндрической части, сужающегося и расширяющегося участков сопла, с карданом, устанавливаемым на смесительной головке камеры и далее с цапфами траверс и рамой жидкостного ракетного двигателя, магистраль изменяемого направления подвода генераторного газа с избытком одного из компонентов к смесительной головке камеры, расположенную выходной частью вдоль продольной оси камеры и магистраль подвода недостающего в генераторном газе компонента, например, горючего, к камерам (см. описание патента РФ на полезную модель №72019 по МПК F02K 9/66, F02K 9/42 от 14.09.2007 г.).
При таком способе комплектации каждый из входящих в состав жидкостного ракетного двигателя узлов, комплектуемых и в дальнейшем собираемых в одно целое жидкостного ракетного двигателя, проходит полный цикл автономной параллельной сборки. В соответствии с таким технологическим процессом разработки и изготовления узлов жидкостного ракетного двигателя выбор размеров сопрягаемых частей камеры, кардана и рамы, а также других узлов обусловлен размерами гибкого трубопровода для подвода генераторного газа к смесительной головке камеры. Узел качания имеет относительно малые радиальные габариты. В таком жидкостном ракетном двигателе размещение узла качания, обладающего относительной конструктивной простотой, опорной частью на смесительной головке камеры, позволяет управлять вектором тяги, однако требует увеличения осевых габаритов двигательного отсека.
Недостатком двигательных установок верхних ступеней ракет - носителей с размещением узла качания над смесительными головками камер и заданными углами качания камер в карданном подвесе является то, что это размещение приводит к необходимости увеличивать радиальные габариты отсека размещения сопел двигателей в его нижней части из-за значительных размеров выходных сечений сопел и их «размаха» при качании. Наиболее значительные амплитуды перемещения среза сопла получаются в жидкостных ракетных двигателях верхних ступеней ракет-носителей с длинными соплами высоких степеней расширения. При форсировании по тяге таких двигателей с ограничением давления продуктов сгорания в камерах в заданных радиальных габаритах двигательного отсека существует ограничение по уровню форсирования и по достижимым степеням расширения сопел (по экономичности) или по углам качания камер, что не всегда приемлемо.
Известен также способ комплектации жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги, включающий операции сборки корпуса камеры, выполненного из цилиндрической части, сужающегося и расширяющегося участков сопла, с монолитным карданом, устанавливаемым в районе минимального сечения сопла камеры по периферии стыка корпуса, сужающегося участка сопла с расширяющимся, и далее с цапфами траверс и рамой жидкостного ракетного двигателя. Кардан с узлом его сопряжения с камерой собирается со стороны цилиндрической части камеры с последующим креплением к цапфам камеры и к траверсам рамы (см. патент РФ по МПК F02K 9/66 №2409754 за 2009 г.).
Осевые и радиальные габариты в таком жидкостном ракетном двигателе можно уменьшить. Однако в данном случае неиспользованной является периферийная часть минимального сечения сопла камеры, кардан приходится выполнять с размерами, превышающими наружный диаметр камеры, что является ограничением по уменьшению радиальных габаритов кардана и массы жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги. В жидкостном ракетном двигателе с дожиганием с управляемым вектором тяги с качанием только камеры радиальные габариты и длины участков гибких магистралей подвода генераторного газа и одного из компонентов для охлаждения камеры, расположенных по периферии кардана, в связи с этим также увеличиваются, что приводит к увеличению массы.
Известен также способ комплектации жидкостных ракетных двигателей с дожиганием с управляемым вектором тяги, включающий операции сборки корпуса камеры, выполненного из цилиндрической части, сужающегося и расширяющегося участков сопла, с карданом, устанавливаемым в районе минимального сечения сопла камеры по периферии стыка корпуса сужающегося участка сопла с расширяющимся, и далее с цапфами траверс и рамой жидкостного ракетного двигателя, в котором кардан собирается в составе жидкостного ракетного двигателя одним из последних, и собирается из отдельных полок рамки кардана, соединяемых в процессе сборки друг с другом с помощью элементов разъемного соединения, шпилек, болтов, гаек и т.п. (см. описание к в патенту РФ по МПК F02K 9/80 патент РФ №2579293 от 24.03.2015 г., рис. 4 - прототип).
В известном способе комплектации жидкостного ракетного двигателя с дожиганием генераторного газа с управляемым вектором тяги габариты кардана в меньшей степени зависят от размеров цилиндрической части камеры, так как сборку разборного кардана можно осуществлять в районе минимального сечения сопла камеры, диаметр которого меньше диаметра цилиндрической части камеры. Однако разборный кардан в этом случае имеет значительную массу из-за прочностных ограничений именно разъемных соединений, из-за чего приходится нерационально увеличивать толщину и массу стенок полок кардана и кардана в целом. Особенно значительно увеличение массы кардана наблюдается для жидкостных ракетных двигателей с дожиганием с управляемым вектором тяги форсируемых до больших значений тяги камеры.
Задачей предлагаемого изобретения является устранение вышеуказанных недостатков и значительного снижение радиальных габаритов и массы жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги за счет обеспечения возможности изготовления кардана в виде цельного монолитного блока с помощью объемной штамповки без разъемов силовой периметрической части и цапф и рационального использования свободного пространства по периферии минимального сечения сопла камеры с максимальным приближением кардана к корпусу минимального сечения сопла камеры.
Приведенные выше недостатки исключены в предполагаемом изобретении.
Указанная задача изобретения достигается тем, что в способе комплектации жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги установку кардана осуществляют перед операцией соединения корпусов сужающейся и расширяющейся части сопла, кардан раскрепляют с помощью технологических приспособлений с возможностью фиксации от продольных и поперечных перемещений его при операциях сборки корпусов сужающегося и расширяющегося участков сопла, соединяют два корпуса сужающейся и расширяющейся части сопла, например, сваркой, а установку кардана в цапфах камер и в цапфах траверс, сборку траверс с рамой осуществляют после полного цикла изготовления камеры.
На чертежах рис. 1 - 13 представлена реализация предлагаемого способа комплектации многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги (рис. 1 - фрагмент многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги в собранном виде с рамой, траверсами, карданом, камерой и гибкими магистралями, рис. 2 - камера с собранным карданом, рис. 3 - аксонометрический вид собранного блока камеры с гибкими магистралями, карданом, траверсами, подшипниками и рулевыми машинками, рис. 4 - аксонометрический вид собранного блока камеры с гибкими магистралями, карданом, траверсами, подшипниками и трубопроводами соединения гибких магистралей, рис. 5 - вид сверху на собранный блок камеры с гибкими магистралями, карданом, траверсами, подшипниками и рулевыми машинками, рис. 6 - собранная камера с блоком камеры и блоком расширяющейся части сопла и технологическим коаксиальным хомутом, рис. 7 - разрез по А-А (рис. 6) с изображением составных частей камеры, собираемых после установки кардана с креплением его коаксиальным хомутом, рис. 8 - увеличенный разрез кардана с камерой в собранном виде, рис. 9 - увеличенный разрез камеры до сварки корпусов блока камеры с блоком расширяющейся части сопла и после сварки, рис. 10 - аксонометрический вид схемы сварки блока камеры с блоком расширяющейся части сопла с технологическим хомутом крепления кардана, рис. 11 - аксонометрический вид с другой стороны на схему сварки блока камеры с блоком расширяющейся части сопла с технологическим хомутом крепления кардана, рис. 12 - продольный разрез сварочного стола, камеры с карданом и технологическим хомутом, центрирующего шаблона, манипулятора, мастер-кондуктора, рис. 13 - аксонометрическое изображение кардана) где:
1. Камера;
2. Блок камеры сгорания;
3. Блок расширяющейся части сопла;
4. Смесительная головка;
5. Камера сгорания;
6. Участок входной части сопла;
7. Выход блока камеры сгорания;
8. Минимальное сечение сопла;
9. Участок выходной части сопла;
10. Внутренняя обечайка сопла блока камеры;
11. Фрезерованные продольные каналы;
12. Продольные ребра;
13. Внешний корпус камеры сгорания;
14. Корпус входной части сопла;
15. Участок корпуса минимального сечения сопла;
16. Профильная кольцевая разделка;
17. Кольцевой выступ;
18. Внутренняя обечайка блока расширяющейся части сопла;
19. Фрезерованные продольные каналы;
20. Продольные ребра;
21. Внешний корпус расширяющегося участка выходной части сопла;
22. Участок минимального диаметра;
23. Кольцевой выступ;
24. Профильная кольцевая разделка;
25. Кардан;
26. Цапфа кардана;
27. Внешняя часть кардана;
28. Сплошная рамка кардана;
29. Первая плоскость стабилизации;
30. Цапфа кардана;
31. Внешняя часть кардана;
32. Вторая плоскость стабилизации;
33. Рама;
34. Траверса;
35. Цапфа траверсы;
36. Платик;
37. Кронштейн;
38. Посадочное место кронштейна под подшипник;
39. Подшипник;
40. Посадочное место траверсы под подшипник;
41. Подшипник;
42. Коаксиальный хомут;
43. Кронштейн;
44. Хомут;
45. Эластичная лента;
46. Манипулятор;
47. Сварочный стапель;
48. Центрирующий шаблон;
49. Базовая поверхность минимального сечения сопла;
50. Мастер - кондуктор;
51. Сварочный вращатель;
52. Накладка;
53. Первая составляющая часть накладки;
54. Вторая составляющая часть накладки;
55. Рулевая машинка;
56. Гибкая магистраль генераторного газа;
57. Гибкая магистраль одного из компонентов для охлаждения камеры.
Реализация указанного способа комплектации жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги осуществляется выполнением следующей последовательности операций. Камера 1 в соответствии с технологическим процессом собирается из нескольких составных частей и состоит из блока камеры сгорания 2 и блока расширяющейся части сопла 3. Блок камеры сгорания 2 состоит из смесительной головки 4, камеры сгорания 5 и участка входной части сопла 6. На выходе 7 по потоку продуктов сгорания блок камеры сгорания 2 содержит минимальное сечение сопла 8 и далее расширяющийся участок выходной части сопла 9. Блок камеры сгорания 2 состоит из внутренней обечайки 10, как правило, выполненной из высокотеплопроводного жаростойкого материала с фрезерованными продольными каналами 11 для подачи одного из компонентов в качестве охладителя, скрепленного по вершинам продольных ребер 12 с внешним корпусом 13 камеры сгорания 5, корпуса 14 входной части сопла 6, участка корпуса 15 минимального сечения сопла 8 и профильную кольцевую разделку 16 расширяющегося участка выходной части сопла 9. Внутренняя обечайка 10 блока камеры сгорания 2 после пайки с корпусом 13 и окончательной обработки имеет выступающий в продольном направлении кольцевой выступ 17, предназначенный для последующей сварки с блоком расширяющейся части сопла 3. Блок расширяющейся части сопла 3 состоит из внутренней обечайки 18, как правило, выполненной из жаростойкого материала с фрезерованными продольными каналами 19 для подачи одного из компонентов в качестве охладителя, скрепленного по вершинам продольных ребер 20 с внешним корпусом 21 расширяющегося участка выходной части сопла 9. Внутренняя обечайка 18 блока расширяющейся части сопла 3 после окончательного изготовления и обработки расширяющегося участка выходной части сопла 9 имеет выступающий в продольном направлении на участке минимального диаметра 22 кольцевой выступ 23, предназначенный для последующей сварки с кольцевым выступом 17 расширяющегося участка выходной части сопла 9, а на корпусе 21 - профильную кольцевую разделку 24, предназначенную для сварки с участком корпуса 16, выполненного в составе блока камеры сгорания 2.
Кардан 25 выполнятся в виде основы из цельномонолитного замкнутого прямоугольного профиля из стальной штампованной заготовки с выштампованными на периферии профиля заготовками под цапфы 26 с последующей их обработкой, расположенных с внешней части 27 сплошной рамки 28 в первой плоскости стабилизации 29, и цапф 30, расположенных с внешней части 31 сплошной рамки 28 во второй плоскости стабилизации 32. В связи с тем, что кардан 25 не имеет разъемных соединений, как если бы он был выполнен из двух и более частей, прочность его, как показывают расчеты, обеспечивает передачу силы тяги от камеры 1 силовой части жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги с уменьшенными габаритами кардана 25. Еще в большей степени снижение радиальных габаритов жидкостного ракетного двигателя с дожиганием генераторного газа с управляемым вектором тяги в целом достигается с применением гранульного лазерного спекания материала кардана 25 с минимальной механической обработкой только цапф 26 и 30, обеспечивающего максимальную прочность при малых габаритах.
По известным технологическим процессам изготавливается рама 33, траверсы 34 с цапфами 35. На корпусе 13 или 14 блока камеры сгорания 2 выполнены ответные места в виде платиков 36 под кронштейны 37 блока камеры 2, имеющие посадочные места 38 под подшипники 39, сопрягаемые с цапфами 26 кардана 25. В траверсах 34, сопрягаемых с рамой 33 в цапфах 35 выполнены посадочные места 40 под подшипники 41, сопрягаемые с цапфами 30 кардана 25.
На блок камеры сгорания 2 в пространство над участками корпуса 15 и 16 устанавливается кардан 25 на равном удалении от корпуса 13 и закрепляется с помощью технологического крепежного устройства, например из коаксиального хомута 42, установленного на корпус камеры 13 и четырех связанных с цапфами 29 и 30 кронштейнов 43 с хомутами 44, снабженными на внутренних поверхностях, как и коаксиальный хомут 42, эластичными лентами 45 для исключения повреждений корпуса 13 и цапф 29 и 30 кардана при последующих производственных операциях с камерой 1 в соответствии с технологическим процессом, в том числе и при испытании на прочность и герметичность камеры 1.
Далее блок камеры сгорания 2 вместе с карданом 25 устанавливается с юстировкой горизонтально на манипуляторе 46 сварочного стапеля 47 с центрирующим шаблоном 48, в качестве базовой поверхности 49 использующим поверхность минимального сечения сопла 8 с креплением по внешней части корпусов 13 и 14. С помощью мастер-кондуктора 50 (одного для сборки всех камер 1 на линии сборки) устанавливается горизонтально на том же манипуляторе 46 сварочного стапеля 47 устанавливается блок расширяющейся части сопла 3, обеспечивая с помощью горизонтального перемещения и центрирования внутренней обечайки 18 относительно базовой поверхности 49 минимального сечения сопла 8. Далее производится сварка, например электронно-лучевая, кольцевых выступов 17 и 23 с применением сварочного вращателя 51. После этого с помощью накладки 52 (из двух сопрягаемых частей 53 и 54) производится сварка корпусов 13 и 21 по профильным кольцевым разделкам 16 и 24.
Далее камера 1 проходит полный цикл окончательного изготовления и испытаний и используется в качестве сборочной единицы для комплектации (сборки) жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги.
Последующая комплектация жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги производится сборкой камеры 1 с карданом 25 с заменой технологического хомута 42 и четырех связанных с цапфами 29 и 30 кронштейнов 43 с хомутами 44 на кронштейны 37 с посадочными местами 38 и подшипниками 39, примонтированные за платики 36 с камерой 1. Траверсы 34 с цапфами 35 и посадочными местами 40 собирают с цапфами 30 кардана 25 с помощью подшипников 41. Скомплектованный блок камеры 2 с карданом 25 и траверсами 34 присоединяется к раме 33. В первой плоскости стабилизации 29 и во второй плоскости стабилизации 32 к кардану 25 с одной стороны и к раме 33 с другой примонтированы рулевые машинки 55. По периферии узла качания располагают гибкие магистрали генераторного газа 56 и гибкие магистрали одного из компонентов 57 для охлаждения камеры 1.
За счет небольших радиальных габаритов кардана 25, максимально приближенного к камере и размещенного в участке корпуса 15 минимального сечения сопла 8 размещение кронштейнов 37 и траверс 34 выполнено с минимальными радиальными габаритами, что позволяет скомпоновать жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги в меньших габаритах и с меньшей массой.
Предлагаемый способ комплектации жидкостного ракетного двигателя с дожиганием обеспечивает значительное снижение радиальных габаритов и массы жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги.