Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при изготовлении ракетных двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД). Многокамерный ЖРД с дожиганием генераторного газа включает в себя по меньшей мере две камеры сгорания, закрепленные на раме, турбонасосный агрегат, газогенератор и газовод, единый концевой участок которого соединен с выходом турбины, а другие концы газовода соединены с соответствующими камерами через сильфонные компенсаторы, являющиеся узлами качания камер, причем указанные участки газовода прикреплены к секциям рамы, причем узел крепления газовода к раме включает в себя две шаровые опоры, диаметрально расположенные относительно оси газовода, установленные на силовом кольце, охватывающем газовод и жестко скрепленным с ним, которые установлены в стаканах, прикрепленных к кольцу, при этом головка шаровой опоры зажата между подпятником и регулировочной шайбой, а поджатие опор осуществляется накидной гайкой, навернутой на стакан шаровой опоры, при этом концевые участки шаровых опор ввернуты в резьбовые отверстия дополнительных силовых пластин рамы, которые через силовые стержни соединены со шпангоутом ракеты. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции двигателя, уменьшение его массы и снижение трудоемкости при сборке газоводов с рамой двигателя. 4 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при изготовлении ракетных двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД).

В ракетной технике известны и нашли широкое распространение мощные жидкостные ракетные двигатели.

Известен двухкамерный ЖРД с дожиганием генераторного газа (см. патент RU №5158838, МПК F02K 9/42, 21.01.1999 г.) включающий в себя две камеры, закрепленные на раме, прикрепленный к раме турбонасосный агрегат (ТНА), имеющий турбину, насосы окислителя и горючего, газогенератор. Двигатель также содержит раздвоенный газовод, общий конец которого соединен с выходом из турбогазогенератора, а его концевые участки соединены с камерами через сильфонные компенсаторы, являющиеся узлами качания камер. Указанные газоводы прикреплены к раме с помощью узла, состоящего из двух цапф, вставленных в подшипниковые узлы опор установленных на раме в виде траверс, причем на цапфах посажены сферические подшипники скольжения, каждый из которых имеет внутреннее кольцо, выполненное эксцентричным и наружное кольцо. Цапфы посажены в подшипники через втулки, которые также имеют эксцентриситет. Это прототип предлагаемого изобретения.

Недостаток прототипа состоит в том, что в этом опорном узле имеются сферические подшипники скольжения, в которых установлено внутреннее кольцо, выполненное эксцентричным, а цапфа посажена в подшипник через втулку, которая также имеет эксцентриситет, что приводит при сборке газовода с рамой двигателя к большим трудностям, связанными при сборке с многочисленными сборками и разборками этого соединения.

Кроме того, применение траверс - две траверсы на каждую камеру - приводит к увеличению массы этого узла и соответственно, к увеличению массы двигателя.

Задачей изобретения является упрощение конструкции крепления газовода с рамой двигателя и уменьшение массы двигателя.

Эта задача решена за счет того, что в многокамерном ЖРД с дожиганием генераторного газа, включающим в себя по меньшей мере две камеры сгорания закрепленные на раме, турбонасосный агрегат, газогенератор и газовод, единый концевой участок которого соединен с выходом турбины, а другие концы газовода соединены с соответствующими камерами через сильфонные компенсаторы, являющиеся узлами качания камер, причем указанные участки газовода прикреплены к секциям рамы, причем применен узел крепления камеры и газовода к раме, который включает в себя две шаровые опори, диаметрально расположенные относительно оси газовода, установленные на силовом кольце, охватывающем газовод и жестко скрепленным с ним, которые установлены в стаканах, прикрепленных к кольцу, при этом головка шаровой опоры зажата между подпятником и регулировочной шайбой, а поджатие опор осуществляется накидной гайкой, навернутой на стакан шаровой опоры, при этом концевые участки шаровых опор ввернуты в резьбовые отверстия силовой опоры рамы, которая через силовые стержни соединена со шпангоутом ракеты.

Технический результат состоит в снижении трудоемкости при сборке двигателя, уменьшении его массы и упрощении конструкции двигателя. Кроме того, предлагаемое крепление газовода к раме позволяет компенсировать несоосности соединяемых конструкций.

Описание изобретения

Данное изобретение описывается со ссылками на чертежи:

- на Фиг. 1 представлен общий вид ЖРД;

- на Фиг. 2 вид А на Фиг. 1;

- на Фиг. 3 представлен Фрагмент I на Фиг. 1 увеличенного сечения сферического узла;

- на Фиг. 4 представлено сечение В-В на Фиг. 3.

Предложенный ЖРД включает в себя две камеры 1 и 2 (Фиг. 1), турбонасосный агрегат 3, содержащий насос горючего 4, насос окислителя 5 и турбину 6. Вход турбины 6 соединен с газогенератором 7, а выход турбины соединен с камерами 1 и 2 через газоводы 8. Невыходе из этих газоводов установлены сильфонные узлы качания 10 и 11 со своим карданными механизмами 12 и 13.

Каждая из камер имеет по два рулевых агрегата, шток каждого из которых шарнирно связан с соответствующими камерами (не показано).

Двигатель также содержит раму 14, имеющую силовые стержни с пятами 15 (Фиг. 2). через которые она крепится к шпангоуту ракеты 16. Другие концы силовых стержней прикреплены к дополнительным силовым пластинам 17 и 18 рамы у каждой камеры.

Узел крепления газовода к рамам изображен на Фиг. 3 и Фиг. 4. Он включает в себя две шаровые опоры 19 и 20, диаметрально расположенные относительно оси газовода, установленные на силовом кольце 21, охватывающем газовод 8 и жестко скрепленным с ним. Эти шаровые опоры установлены в стаканах 22 и 23, прикрепленных к кольцу 21 (Фиг. 3). Головка шаровой пяты 24 зажата между подпятниками 25 и 26 и регулировочной группой эксцентриков 27, 28, 29 и 30. Поджатие пят осуществляется накидными гайками 31 и 32, навернутыми на стаканы 22 и 23 шаровой опоры. Концевые участки шаровых опор ввернуты в резьбовые отверстия силовых опор - дополнительных силовых пластин 17 и 18 (Фиг. 1), которые через силовые стержни рамы 14 соединены со шпангоутом ракеты 16.

Работа двигателя

Тяга двигателя воспринимается опорами, роль которых выполняют на каждой камере две шаровые опоры 19 и 20, установленные между опорным кольцом 21, прикрепленным к прямолинейному участку газовода и охватывающим газовод, и дополнительными силовыми пластинами 17 и 18 рамы двигателя. Нижний пояс рамы 14 двигателя силовыми расходящимися стержнями передает тягу двигателя от дополнительных силовых пластин 17 и 18 через пяты 15 на шпангоут ракеты 16.

На работающем двигателе газоводы разогреваются, в результате чего они деформируются. Наличие двух пар шаровых опор 19 и 20 позволяет поглощать продольные деформации от удлинения неохлаждаемых участков газоводов.

Применение шаровых опор в качестве узлов, передающих тягу двигателя на его раму, позволяет существенно упростить конструкцию двигателя, уменьшить его массу и снизить трудоемкость при сборке газоводов с рамой двигателя.

Промышленное применение

Предлагаемое изобретение найдет применение в ракетной технике при создании многокамерных ЖРД с дожиганием генераторного газа.

Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа, включающий в себя по меньшей мере две камеры сгорания, закрепленные на раме, турбонасосный агрегат, газогенератор и газовод, единый концевой участок которого соединен с выходом из турбины, а другие концы газовода соединены с соответствующими камерами через сильфонные компенсаторы, являющиеся узлами качания камер, причем указанные участки газовода прикреплены к секциям рамы, отличающийся тем, что узел крепления газовода к раме включает в себя две шаровые опоры, диаметрально расположенные относительно оси газовода, установленные на силовом кольце, охватывающем газовод и жестко скрепленным с ним, которые установлены в стаканах, прикрепленных к кольцу, при этом головка шаровой опоры зажата между подпятником и регулировочной шайбой, а поджатие опор осуществляется накидной гайкой, навернутой на стакан шаровой опоры, при этом концевые участки шаровых опор ввернуты в резьбовые отверстия дополнительных силовых пластин рамы, которые через силовые стержни соединены со шпангоутом ракеты, а гайка поджимает опору через регулировочные эксцентрики.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к нефтегазодобывающей промышленности, в частности к оборудованию для герметизации устья при бурении нефтяных и газовых скважин, и может применяться в случаях отклонения от вертикали буровой вышки или устьевого оборудования.

Изобретение относится к быстроразъемным шарнирным соединениям труб полевых магистральных сборно-разборных трубопроводов и может быть использовано в нефтяной и газовой промышленности.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к соединениям трубопроводов, и предназначено для компенсации линейных и угловых перемещений трубопровода при различных нагружениях его, воздействующих в процессе эксплуатации.

Изобретение относится к машиностроению и, в частности, к разъемным фланцевым шарнирным соединениям трубопроводов с диаметром проходного сечения от 40 мм до 200 мм, по которым транспортируется среда, обладающая высокой проникающей способностью и находящаяся при высокой температуре до 800°С и высоком давлении 450 кгс/см 2.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в агрегатах, содержащих трубопроводы, при монтаже которых возможна индивидуальная подгонка в местах содержания труб без механической обработки и сварки.

Изобретение относится к машиностроению, в частности к конструкции трубопроводов, и может быть использовано в авиационной технике для компенсации тепловых перемещений, линейных, осевых и угловых расхождений при монтаже магистральных трубопроводов отдельно собранных блоков.

Изобретение относится к гидромеханизации и предназначено для погружных пульпопроводов комплексов, разрабатывающих шельфовые месторождения полезных ископаемых. .

Изобретение относится к приспособлению для вымывания песчано-полимерной оправки из корпуса ракетного двигателя. Техническим результатом является снижение температуры массива материала теплозащитного покрытия корпуса РДТТ в районе фланцев в процессе вымывания формующей части оправки с помощью пара.

Изобретение относится к аэрокосмической области, в частности к области летательных аппаратов, приводимых в движение ракетными двигателями, а также к подающей цепи (6) для запитки ракетного двигателя (2) по меньшей мере первым компонентом жидкого топлива, при этом подающая цепь включает в себя по меньшей мере один первый теплообменник (18), пригодный, чтобы быть присоединенным к цепи (17) охлаждения для охлаждения по меньшей мере одного источника тепла посредством передачи тепла первому компоненту топлива, и дополнительно после упомянутого первого теплообменника - ответвление, проходящее через второй теплообменник.

Изобретение относится к аэрокосмической области, в частности к области летательных аппаратов, приводимых в движение ракетными двигателями, а также к подающей цепи (6) для запитки ракетного двигателя (2) по меньшей мере первым компонентом жидкого топлива, при этом подающая цепь включает в себя по меньшей мере один первый теплообменник (18), пригодный, чтобы быть присоединенным к цепи (17) охлаждения для охлаждения по меньшей мере одного источника тепла посредством передачи тепла первому компоненту топлива, и дополнительно после упомянутого первого теплообменника - ответвление, проходящее через второй теплообменник.

Изобретение относится к авиационно-космической области, и, в частности, к области летательных аппаратов, приводимых в движение ракетными двигателями. В частности, изобретение относится к схеме (6) питания для снабжения ракетного двигателя (2) по меньшей мере первым жидким топливом, причем упомянутая схема питания включает в себя по меньшей мере один буферный бак (20) для упомянутого первого жидкого топлива и первый теплообменник (18), который встроен в упомянутый буферный бак (20) и приспособлен для подсоединения к схеме (17) охлаждения для охлаждения по меньшей мере одного источника питания, чтобы охлаждать упомянутый источник тепла посредством передачи тепла первому топливу.

Изобретение относится к авиационно-космической области, и, в частности, к области летательных аппаратов, приводимых в движение ракетными двигателями. В частности, изобретение относится к схеме (6) питания для снабжения ракетного двигателя (2) по меньшей мере первым жидким топливом, причем упомянутая схема питания включает в себя по меньшей мере один буферный бак (20) для упомянутого первого жидкого топлива и первый теплообменник (18), который встроен в упомянутый буферный бак (20) и приспособлен для подсоединения к схеме (17) охлаждения для охлаждения по меньшей мере одного источника питания, чтобы охлаждать упомянутый источник тепла посредством передачи тепла первому топливу.

Изобретение относится к области ракетных двигателей, более конкретно к системе подачи ракетного топлива в ракетный двигатель (2), включающей в себя первый бак (3), второй бак (4), первую систему питания (6), соединенную с первым баком (3), и вторую систему питания (7), соединенную со вторым баком (4).

Изобретение относится к ракетной технике, в которой создание жидкостных ракетных двигателей с донной тепловой защитой, предназначенной для уменьшения теплового и газодинамического воздействия продуктов сгорания работающих двигателей, является актуальной задачей.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при изготовлении ракетных двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями. Многокамерный ЖРД с дожиганием генераторного газа включает в себя по меньшей мере две камеры сгорания, закрепленные на раме, турбонасосный агрегат, газогенератор и газовод, единый концевой участок которого соединен с выходом турбины, а другие концы газовода соединены с соответствующими камерами через сильфонные компенсаторы, являющиеся узлами качания камер, причем указанные участки газовода прикреплены к секциям рамы, причем узел крепления газовода к раме включает в себя две шаровые опоры, диаметрально расположенные относительно оси газовода, установленные на силовом кольце, охватывающем газовод и жестко скрепленным с ним, которые установлены в стаканах, прикрепленных к кольцу, при этом головка шаровой опоры зажата между подпятником и регулировочной шайбой, а поджатие опор осуществляется накидной гайкой, навернутой на стакан шаровой опоры, при этом концевые участки шаровых опор ввернуты в резьбовые отверстия дополнительных силовых пластин рамы, которые через силовые стержни соединены со шпангоутом ракеты. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции двигателя, уменьшение его массы и снижение трудоемкости при сборке газоводов с рамой двигателя. 4 ил.

Наверх