Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги, содержащий установленные два двигательных блока, каждый с газогенератором, камерами, агрегатами автоматики и регулирования, рамой, размещенным в центральной части двигательного отсека турбонасосным агрегатом с турбиной и насосами, соединенных своими затурбинными полостями и полостями после насосов разветвленными магистралями общих патрубков и расходящихся к камерам изогнутых симметричных трубопроводов подвода соответственно генераторного газа и компонентов к соответствующим полостям смесительных головок и трактам охлаждения камер, размещенных и скрепленных с рамами посредством траверс по периферии двигательного отсека, при этом в нем каждый двигательный блок расположен крестообразно и ортогонально относительно другого своими главными соответствующими продольными плоскостями симметрии и с радиально симметричным расположением камер, причем в каждом из двигательных блоков расходящиеся к камерам симметричные изогнутые трубопроводы подвода соответственно генераторного газа и компонентов к соответствующим полостям смесительных головок и трактам охлаждения камер выполнены с одинаковыми диаметрами поперечных сечений и одинаковой траектории и ориентированы изогнутыми частями в месте соединения с общим патрубком на первом блоке по направлению к срезам сопел, а на втором - в обратную вдоль продольной оси симметрии жидкостного ракетного двигателя сторону с образованием зазора между трубопроводами первого блока, а общие патрубки одного и второго двигательного блока выполнены газодинамически идентичными, например, с одинаковыми диаметрами поперечных сечений, радиусами, углами, количеством поворотов и длинами прямолинейных и криволинейных траекторий участков между ними. Изобретение обеспечивает расширение функциональных возможностей двигателя с дожиганием генераторного газа и с управляемым вектором тяги. 1 з.п. ф-лы, 11 ил.

 

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.

Известны многокамерные жидкостные ракетные двигатели с дожиганием генераторного газа с управляемым вектора тяги за счет качания камер в шарнирных узлах, расположенных в верхней части двигателя над смесительными головками камер, содержащие турбонасосный агрегат, газогенератор, магистрали изменяемого направления подвода генераторного газа с избытком одного из компонентов к смесительным головкам камер, расположенными выходной частью вдоль продольных осей камер и магистраль подвода недостающего в генераторном газе компонента, например, горючего, к камерам (патент РФ №2409754, МПК F02K 9/66)

В таком многокамерном жидкостном ракетном двигателе размещение узла качания над смесительными головками камер требует значительных радиальных габаритов двигательного отсека из-за значительной амплитуды перемещения срезов сопл при качании камер. Наиболее значительные амплитуды перемещения срезов сопл получаются в многокамерных жидкостных ракетных двигателях верхних ступеней ракет-носителей с длинными соплами высоких степеней расширения. Кроме того в многокамерных жидкостных ракетных двигателях при качании только в одной плоскости стабилизации для управления по крену необходимо использовать отдельные сопла крена, что сопряжено с потерей экономичности двигателя, например, из-за необходимости использования низкотемпературного генераторного газа после турбины турбонасосного агрегата.

Известны многокамерные жидкостные ракетные двигатели с дожиганием генераторного газа с управляемым вектором тяги, составленные из двухкамерных двигателей с заменой карданного подвеса каждой камеры на подвес с использованием траверс и качанием камер только в одной плоскости, за счет качания каждой камеры в карданных подвесах, расположенных в верхней части двигателя над смесительными головками камер, содержащие общий для каждой пары двух камер турбонасосный агрегат, газогенератор, гибкие магистрали в виде сильфонов подвода генераторного газа с избытком одного из компонентов к смесительным головкам камер и магистрали подвода недостающего в генераторном газе компонента, например, горючего, к камерам для их охлаждения (см. двигатель РД-180).

В этом многокамерном жидкостном ракетном двигателе, составленном из двух двухкамерных жидкостных ракетных двигателей кроме управления вектором тяги по тангажу и рысканию возможно управление по крену без дополнительных сопел крена. Кроме того, такой многокамерный жидкостный ракетный двигатель, составленный из двухкамерных жидкостных ракетных двигателей, обладающий преимуществами перед известными двухкамерными, а тем более перед однокамерными, предназначен для двигательной установки первой ступени ракеты - носителя и позволяет использовать траверсы с качанием камер только в одной плоскости. Важным преимуществом многокамерного двигателя, получаемого комплектацией двух форсированных двухкамерных двигателей, является упрощение стендовой наземной отработки на существующей стендовой базе, предназначенной для наземной отработки двигателей меньших тяг, например, половину величины тяги форсируемого двигателя.

Недостатком же 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 приводит к необходимости увеличивать радиальные габариты отсека размещения двигателей из-за значительных размеров выходных сечений сопел и их "размаха" при качании. Форсирование по тяге с одновременным увеличением давлений в камерах сгорания всегда ограничивается охлаждением камер при заданной экономичности. 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 многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги, содержащий установленные два двигательных блока каждый с газогенератором, камерами, агрегатами автоматики и регулирования, рамой, размещенным в центральной части двигательного отсека турбонасосным агрегатом с турбиной и насосами, соединенных своими затурбинными полостями и полостями после насосов разветвленными магистралями общих патрубков и расходящихся к камерам изогнутых симметричных трубопроводов подвода соответственно генераторного газа и компонентов к соответствующим полостям смесительных головок и трактам охлаждения камер, размещенных и скрепленными с рамами посредством траверс по периферии двигательного отсека (патент РФ №2525618 от 31.07.2017 г., МПК F02K 9/66) - прототип.

В известном многокамерном жидкостном ракетном двигателе с дожиганием с управляемым вектором тяги, содержащем два, например, двухкамерных двигательных блока каждый с газогенератором, камерами, агрегатами автоматики и регулирования, рамой, размещенным в центральной части двигательного отсека турбонасосным агрегатом с турбиной и насосами, соединенными своими затурбинными полостями и полостями после насосов разветвленными магистралями общих патрубков и расходящихся к камерам изогнутых симметричных трубопроводов подвода соответственно генераторного газа и компонентов к соответствующим полостям смесительных головок и трактам охлаждения камер, размещенных и скрепленными с рамами посредством траверс по периферии двигательного отсека гибкие трубопроводы для подачи генераторного газа от турбины турбонасосного агрегата к смесительным головкам камер расположены в районе минимального сечения камер, что значительно уменьшает требуемый размах сопел камер при качании и улучшает размещение форсируемого двигателя в существующих радиальных габаритах двигательного отсека. Кроме того, использование в комплектации двух двухкамерных блоков позволит использовать в большинстве случаев имеющееся стендовое оборудование для наземной отработки составных частей многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги.

Однако при возникновении новых задач по выполнению ступенчатого регулирования силы тяги в многокамерном жидкостном ракетном двигателе с дожиганием с управляемым вектором тяги, по меньшей мере в два раза меньше, чем исходная сила тяги многокамерного жидкостного ракетного двигателя, например на конечной ступени тяги, в указанном многокамерном жидкостном ракетном двигателе появляется несимметричное воздействие работающего двигательного блока, вектор силы тяги которого создает усилия крена или тангажа, которые необходимо парировать отклонением камер, что приводит к потерям эффективности силового воздействия камер для получения приращения скорости ступени ракеты-носителя, что снижает функциональные возможности многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги, скомплектованного из двух двигательных блоков и снижает среднетраекторный удельный импульс жидкостного ракетного двигателя, состоящего из двух двухкамерных.

Указанное техническое решение не всегда позволяет решить новые поставленные задачи по снижению разнотяговости камер в одинаковых плоскостях стабилизации из-за неизбежного отличия параметров каждого из скомплектованных двигательных блоков, так как в одной плоскости стабилизации расположены камеры от разных двух двигательных блоков, снабженных разными турбонасосными агрегатами, обеспечивающих не всегда одинаковые давления в камерах двух разных блоков, что не всегда допустимо. Даже комплектация многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги из двух двухкамерных блоков требует в некоторых случаях дополнительного подбора блоков с очень близкими параметрами по силе тяги каждого из блоков, что требует дополнительных затрат.

Кроме того, применение многокамерных жидкостных ракетных двигателей с дожиганием с управляемым вектором тяги, скомплектованных из двух двигательных двухкамерных блоков не всегда позволяет решать задачу резервирования каждого из двух блоков, каждый из которых может решать самостоятельно задачу выведения с меньшей тягой, но с большей длительностью работы, при известном расположении камер блоков с несимметричным приложением результирующих векторов сил тяг вдоль собственных осей симметрии, не совпадающих с продольной осью симметрии многокамерного жидкостного ракетного двигателя, что требует нерасчетного положения камер.

Указанное техническое решение не позволяет расширить функциональные возможности многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управлением вектором тяги, заключающихся в обеспечении работы на конечных ступенях тяги одного блока при отключенном состоянии другого блока с минимальным отклонением векторов тяги каждого из блоков от продольной оси симметрии многокамерного жидкостного ракетного двигателя, обеспечить резервирование и снижение разнотяговости симметрично расположенных камер в плоскостях стабилизации.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение вышеуказанных недостатков и расширение функциональных возможностей многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги, заключающихся в обеспечении работы на конечных ступенях тяги одного при отключенном состоянии другого с сохранением соосности векторов тяги каждого из блоков с продольной осью симметрии многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги с сохранением положения результирующего вектора тяги, а также обеспечения резервирования и снижения разнотяговости камер в одной плоскости стабилизации.

Приведенные выше недостатки исключены в предлагаемом изобретении.

Указанная задача изобретения достигается тем, что в нем каждый двигательный блок расположен крестообразно и ортогонально относительно другого своими главными соответствующими продольными плоскостями симметрии и с радиально симметричным расположением камер, причем, в каждом из двигательных блоков расходящиеся к камерам изогнутые симметричные трубопроводы подвода соответственно генераторного газа и компонентов к соответствующим полостям смесительных головок и трактам охлаждения камер выполнены с одинаковыми диаметрами поперечных сечений и одинаковой траектории и ориентированы изогнутыми частями в месте соединения с общим патрубком на первом блоке по направлению к срезам сопел, а на втором - в обратную вдоль продольной оси симметрии жидкостного ракетного двигателя сторону с образованием зазора между трубопроводами первого блока, а общие патрубки одного и второго двигательного блока выполнены гидравлически идентичными, например, с одинаковыми диаметрами поперечных сечений, радиусами траектории, углами, количеством поворотов и длинами прямолинейных и криволинейных траекторий участков между ними.

Задача изобретения достигается также тем, что общие патрубки первого и второго двигательных блоков выполнены из двух частей, первые из которых своими входами связанные с затурбинными полостями турбонасосных агрегатов продольными осями симметрии выходов расположены в плоскости, проходящей через продольные оси симметрии прямолинейных участков расходящихся к камерам изогнутых симметричных трубопроводов подвода генераторного газа и расположенной перпендикулярно продольной оси симметрии многокамерного жидкостного ракетного двигателя и на равном удалении от центров их максимально удаленных поперечных сечений изогнутых участков как одного двигательного блока, так и другого, причем, вторые участки общих патрубков одного и второго блока выполнены зеркальными относительно упомянутой выше плоскости, своими входами соединены с выходами первых участков, а выходами - с средними сечениями криволинейных участков изогнутых симметричных трубопроводов соответствующих двигательных блоков.

Предлагаемое изобретение представлено на чертеже рис. 1-11 (рис. 1 - проекционный вид сверху на многокамерный жидкостный ракетный двигатель с двигательными блоками, рис. 2 - проекционный вид спереди на многокамерный жидкостный ракетный двигатель с камерами, карданом и рамой, с расположением кардана в районе минимального сечения камеры, рис. 3 - укрупненный местный вид с изображением траверс, кардана, рулевых машинок, рис. 4 - разрез по А-А с изображением камер, разветвленных магистралей, общих патрубков подвода генераторного газа к камерам, рис. 5 - разрез по В-В с изображением продольных осей симметрии прямолинейных участков изогнутых симметричных трубопроводов подвода генераторного газа и самих трубопроводов, рис. 6 - два отдельных изогнутых симметричных трубопровода подвода генераторного газа каждого двигательного блока, рис. 7 - два изогнутых симметричных трубопровода подвода генераторного газа с общими патрубками двигательных блоков с элементами траекторий и поперечных сечений, рис. 8 - показано симметричное удаление центров поперечных сечений изогнутых участков от плоскости расположения продольной оси симметрии выхода патрубка подвода генераторного газа, рис. 9 - проекционный вид спереди на многокамерный жидкостный ракетный двигатель с расположением кардана над смесительной головкой камеры с изображением камер, рис. 10 - проекционный вид сверху на многокамерный жидкостный ракетный двигатель с расположением кардана в районе смесительной головки камеры, рис. 11 - показано симметричное удаление центров максимально удаленных поперечных сечений изогнутых участков от плоскости расположения продольной оси симметрии выхода общего патрубка подвода генераторного газа), где:

1. Первый двигательный блок;

2. Второй двигательный блок;

3. Газогенератор;

4. Камера;

5. Агрегат автоматики;

6. Агрегат регулирования;

7. Рама;

8. Турбонасосный агрегат;

9. Турбина;

10. Насос горючего;

11. Насос окислителя;

12. Затурбинная полость турбонасосного агрегата;

13. Полость после насоса горючего;

14. Полость после насоса окислителя;

15. Разветвленная магистраль подачи генераторного газа;

16. Разветвленная магистраль подачи горючего;

17. (18.) Общий патрубок подвода генераторного газа первого (второго) двигательного блока;

19. (20.) Изогнутый симметричный трубопровод подвода генераторного газа первого (второго) двигательного блока;

21. (22.) Изогнутый симметричный трубопровод подвода горючего к трактам охлаждения камер первого (второго) двигательного блока;

23. (24.) Полость генераторного газа смесительной головки камеры первого (второго) двигательного блока;

25. (26.) Смесительная головка камеры первого (второго) двигательного блока;

27. (28.) Тракт охлаждения камеры первого (второго) двигательного блока.

29. (30.) Траверса первого (второго) двигательного блока;

31. (32.) Кардан первого (второго) двигательного блока;

33. (34.) Продольная плоскость симметрии первого (второго) двигательного блока;

35. (36.) Изогнутая часть изогнутого симметричного трубопровода подвода генераторного газа первого (второго) двигательного блока;

37. Срез сопла камеры;

38. Продольная ось симметрии многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги;

39. Диаметр поперечного сечения общего патрубка подвода генераторного газа;

40. Поперечное сечение общего патрубка подвода генераторного газа;

41. Радиус траектории поперечного сечения общего патрубка подвода генераторного газа;

42. Угол поворота траектории поперечного сечения общего патрубка подвода генераторного газа;

43. Длина прямолинейной траектории поперечного сечения общего патрубка подвода генераторного газа;

44. Прямолинейный участок траектории поперечного сечения общего патрубка подвода генераторного газа;

45. Криволинейный участок траектории поперечного сечения общего патрубка подвода генераторного газа;

46. Траектория поперечного сечения общего патрубка подвода генераторного газа;

47. Соединительный участок между прямолинейной и криволинейной траекторией поперечного сечения общего патрубка подвода генераторного газа;

48. (49.) Первый (второй) участок общего патрубка подвода генераторного газа;

50. Продольная ось симметрии выхода патрубка подвода генераторного газа;

51. Плоскость расположения продольной оси симметрии выхода патрубка подвода генераторного газа;

52. (53.) Продольная ось симметрии прямолинейного участка изогнутого симметричного трубопровода подвода генераторного газа первого (второго) блока;

54. (55.) Прямолинейный участок симметричного изогнутого трубопровода подвода генераторного газа первого (второго) блока;

56. (57.) Удаление центров максимально удаленных поперечных сечений изогнутых участков первого (второго) блока от плоскости 51;

58. (59.) Центр максимально удаленного поперечного сечения изогнутого участка первого (второго) блока от плоскости 51;

60. (61.) Максимально удаленное поперечное сечение изогнутого участка первого (второго) блока от плоскости 51;

62. (63.) Вход второй части изогнутого участка общего патрубка подвода генераторного газа первого (второго) двигательного блока;

64. (65.) Выход первой части изогнутого участка общего патрубка подвода генераторного газа первого (второго) двигательного блока.

66. (67.) Выход второй части изогнутого участка общего патрубка подвода генераторного газа первого (второго) двигательного блока;

68. Рулевая машинка.

Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги, содержит установленные два двигательных блока: первый двигательный блок 1 и второй двигательный блок 2 каждый с газогенератором 3, камерами 4, агрегатами автоматики 5 и регулирования 6, рамой 7, размещенным в центральной части двигательного отсека турбонасосным агрегатом 8 с турбиной 9 и насосами 10 и 11, соединенными своими затурбинными полостями 12 и полостями 13 и 14 после насосов горючего и окислителя разветвленными магистралями 15 и 16 из общих патрубков 17 и 18 и расходящихся к камерам изогнутых симметричных трубопроводов подвода соответственно генераторного газа 19 и 20 и изогнутых симметричных трубопроводов подвода горючего 21 и 22 к соответствующим полостям 23 и 24 смесительных головок 25 и 26 и трактам охлаждения 27 и 28 камер 4, размещенных и скрепленных с рамой 7 посредством траверс 29 и 30 и карданов 31 и 32 на периферии двигательного отсека. Двигательный блок 1 расположен крестообразно и перпендикулярно относительно двигательного блока 2 своими главными соответствующими продольными плоскостями симметрии 33 и 34 и с радиально симметричным расположением камер 4, причем, в каждом из двигательных блоков 1 и 2 расходящиеся к камерам 4 симметричные изогнутые трубопроводы подвода соответственно генераторного газа 19 и 20 и изогнутые симметричные трубопроводы подвода горючего 21 и 22 к соответствующим полостям 23 и 24 смесительных головок 25 и 26 и трактам охлаждения 27 и 28 камер 4 выполнены с одинаковыми диаметрами поперечных сечений и по одинаковым траекториям и ориентированы изогнутыми частями 35 и 36 в месте соединения с общим патрубком 17 на первом двигательном блоке 1 по направлению к срезам сопел 37 камер 4, а на втором двигательном блоке 2 - в обратную от срезов сопел 37 вдоль продольной оси 38 симметрии жидкостного ракетного двигателя сторону с образованием зазора с трубопроводами генераторного газа 19 первого двигательного блока 1, а общие патрубки 17 и 18 одного и второго двигательного блока 1 и 2 выполнены с обеспечением получения одинаковых газодинамических потерь давления генераторного газа с одинаковыми диаметрами 39 поперечных сечений 40, радиусами 41, углами поворота 42 и количеством поворотов и длинами 43 прямолинейных 44 и криволинейных 45 траекторий 46 участков 47 между ними и последовательностями их расположения. Это необходимо для получения одинаковых давлений продуктов сгорания в камерах 4. Кроме того, общий патрубок 17 первого двигательного блока 1 и общий патрубок 18 второго двигательного блока 2 выполнены из двух участков 48 и 49, первые 48 из которых своими входами связанные с затурбинными полостями 12 турбонасосных агрегатов 8 и продольными осями симметрии выходов 50 расположены в плоскости 51, расположенной перпендикулярно продольной оси симметрии 38 многокамерного жидкостного ракетного двигателя и проходящей через продольные оси симметрии 52 и 53 прямолинейных участков 54 и 55 расходящихся к камерам 4 изогнутых симметричных трубопроводов подвода генераторного газа 19 и 20 и на равном удалении 56 и 57 от центров 58 и 59 их максимально удаленных поперечных сечений 60 и 61 изогнутых участков 37 и 38 как первого двигательного блока 1, так и второго двигательного блока 2. Вторые участки 49 выполнены и расположены зеркально относительно упомянутой выше плоскости 51, своими входами 62 и 63 соединены с выходами 64 и 65 первых участков 48, а выходами 66 и 67 - с прямолинейными участками 54 и 55 изогнутого трубопровода подвода генераторного газа 35 первого двигательного блока 1 и изогнутого трубопровода подвода генераторного газа второго двигательного блока 36 разветвленных магистралей 15 и 16 соответствующих двигательных блоков 1 и 2. Двигательные блоки 1 и 2 снабжены рулевыми машинками 68 для управления вектором тяги каждого из блоков при качании камер 4. После сборки первого двигательного блока 1 со вторым двигательным блоком 2 продольные оси симметрии их совпадают с продольной осью симметрии 38 многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги.

В составе каждого двигательного блока 1 и 2 (как вариант на рис. 9-11) выполнены симметрично расположенные две камеры 4, по одной с каждой стороны, но с карданами, расположенными на смесительной головке каждой камеры.

При таких двух вариантах расположение магистралей разводки генераторного газа обеспечивает расширение функциональных возможностей многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги, заключающихся в обеспечении работы с уменьшенной тягой на конечных ступенях тяги одного как при принудительном, так и при аварийном отключении другого, с сохранением соосности векторов тяги каждого и любого из двух двигательных блоков с продольной осью симметрии 38 многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги.

Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги работает следующим образом.

При запуске с включением агрегатов автоматики 5 и регулирования 6 и работе на рабочем режиме двигательного блока 1 и двигательного блока 2 генераторный газ из газогенератора 3 поступает на турбину 9 турбонасосного агрегата 8 каждого двигательного блока 1 и 2, а после поступает в затурбинные полости 12. Далее генераторный газ поступает в общие патрубки 17 и 18 изогнутых симметричных трубопроводов подвода генераторного газа 19 и 20. Первоначально газ поступает в первые участки 48 (одинаковые для первого 1 и второго двигательного блока 2) общих патрубков 17 и 18. Выходы 64 и 65 первых участков 48 своими продольными осями симметрии расположены в плоскости 51, которая является геометрическим местом точек, равноудаленных от центров 58 и 59 их максимально удаленных поперечных сечений 60 и 61 изогнутых частей 35 (горизонтально) и 36 (горизонтально), поэтому газодинамические потери давления генераторного газа на участках 48 в первом двигательном блоке равны газодинамическим потерям во втором двигательном блоке 2. В первом двигательном блоке 1 генераторный газ далее поступает во второй участок 49 общего патрубка 17 двигательного блока 1, который ориентирован в сторону, обратную от срезов сопел камер 4. Во втором двигательном блоке 2 генераторный газ поступает во второй участок 49 общего для всех камер 4 двигательного блока 2, который ориентирован в сторону срезов сопел камер 4. За счет того, что вторые участки 49 общих патрубков 17 и 18 выполнены зеркальными относительно плоскости 51, они имеют одинаковые газодинамические потери за счет одинаковых диаметров 39 поперечных сечений 40, радиусов 41, углов 42 и количества поворотов и длин 43 прямолинейных 44 и криволинейных 45 участков по траекториям 46 и соединительных участков между ними 47 и последовательностей их расположения, на выходах 66 и 67 обеспечивается реализация одинаковых значений давлений генераторного газа.

Далее генераторный газ попадает (в двигательном блоке 1) в прямолинейный участок 54 изогнутого трубопровода подвода генераторного газа первого двигательного блока 35 в его среднее сечение, а в двигательном блоке 2- в прямолинейный участок 55 изогнутого трубопровода подвода генераторного газа второго двигательного блока 36 в среднее сечение. Так как прямолинейный участок 54 изогнутого трубопровода подвода генераторного газа первого двигательного блока 35 и прямолинейный участок 55 изогнутого трубопровода подвода генераторного газа второго двигательного блока 36 расположены симметрично относительно плоскости 51, то сечения 37 и изогнутых частей изогнутого трубопровода подвода генераторного газа второго двигательного блока 36 расположены симметрично относительно плоскости 51, и на участках 49 из-за зеркального относительно плоскости 51 их выполнения их в них обеспечивается равенство газодинамических потерь давления генераторного газа. Из-за одинаковости поперечных сечений симметричных изогнутых трубопроводов подвода генераторного газа 19 и 20, в том числе изогнутых частей 35 и 36, только лишь ориентированными на первом двигательном блоке 1 в обратную от срезов сопел камер 4 сторону, а на втором двигательном блоке 2 - в сторону срезов сопел камер 4, распределение генераторного газа к камерам 4 обеих блоков 1 и 2 обеспечивается с одинаковыми газодинамическими потерями, что в результате обеспечивается одинаковое давление генераторного газа на входе в смесительные головки камер первого двигательного блока 1 и второго двигательного блока 2 и продуктов сгорания в камерах 4. За счет такого же выполнения изогнутых трубопроводов подвода горючего 21 и 22 к трактам охлаждения 27 или 28 камер 4, ориентации изогнутыми участками симметрично относительно плоскости 51 также обеспечивается одинаковое распределение массовых расходов горючего по трактам охлаждения камер первого двигательного блока 1 и второго двигательного блока 2. Результирующий вектор силы тяги первого двигательного блока 1 и результирующий вектор силы тяги второго двигательного блока 2 направлены вдоль продольной оси 38 многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги.

При резервировании двигательных блоков 1 и 2 многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги работа его проходит в следующей последовательности. При уменьшении тяги или при полном отключении первого двигательного блока 1 (или второго двигательного блока 2) по команде от системы управления (на рис. 1-9 не показана) с помощью агрегатов автоматики 5 и регулирования 6 поступление компонентов топлива от насоса горючего 10 и насоса окислителя 11 в газогенератор 3 и генераторного газа на турбину 6 турбонасосного агрегата 8, а следовательно, и в смесительные головки 25 (или смесительные головки 26) камер 4 прекращается, прекращается также подача горючего к трактам охлаждения 27 (или к трактам охлаждения 28). В многокамерном жидкостном ракетном двигателе в работе остается только один, например, второй двигательный блок 2, камеры которого расположены диаметрально противоположно относительно продольной оси симметрии многокамерного жидкостного ракетного двигателя 38. Рулевые машинки 68 управляют отклонением камер 4 в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, которые обеспечиваются качанием их в кардане второго двигательного блока 32 м и траверсах 30, обеспечивая управление по тангажу, рысканию и крену. Результирующий вектор силы тяги камер 4 при этом направлен вдоль продольной оси симметрии второго двигательного блока 2, совпадающей с продольной осью симметрии 38, что не вызывает дополнительных боковых сил, влияющих на дальнейшее движение ракеты-носителя и требующих их компенсации дополнительным отклонением камер 4, и не требует увеличения отклонения камер для парирования несоосности вектора тяги, обеспечивая положение вектора тяги, совпадающее с продольной осью симметрии многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги 38, что повышает среднетраекторный удельный импульс тяги многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги. Выполнение функций многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги обеспечивается с увеличением длительности работы.

В предлагаемом многокамерном жидкостном ракетном двигателе с дожиганием с управляемым вектором тяги расширяются функциональные возможности многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги, заключающихся в обеспечении работы с меньшей тягой на конечных ступенях тяги одного двигательного блока при принудительном или аварийном отключенном состоянии другого двигательного блока с сохранением соосности векторов тяги каждого из блоков с продольной осью симметрии жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги, а также обеспечении резервирования двигательных блоков и повышении среднетраекторной удельной тяги.

1. Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги, содержащий установленные два двигательных блока, каждый с газогенератором, камерами, агрегатами автоматики и регулирования, рамой, размещенным в центральной части двигательного отсека турбонасосным агрегатом с турбиной и насосами, соединенных своими затурбинными полостями и полостями после насосов разветвленными магистралями общих патрубков и расходящихся к камерам изогнутых симметричных трубопроводов подвода соответственно генераторного газа и компонентов к соответствующим полостям смесительных головок и трактам охлаждения камер, размещенных и скрепленных с рамами посредством траверс по периферии двигательного отсека, отличающийся тем, что в нем каждый двигательный блок расположен крестообразно и ортогонально относительно другого своими главными соответствующими продольными плоскостями симметрии и с радиально симметричным расположением камер, причем в каждом из двигательных блоков расходящиеся к камерам симметричные изогнутые трубопроводы подвода соответственно генераторного газа и компонентов к соответствующим полостям смесительных головок и трактам охлаждения камер выполнены с одинаковыми диаметрами поперечных сечений и одинаковой траектории и ориентированы изогнутыми частями в месте соединения с общим патрубком на первом блоке по направлению к срезам сопел, а на втором - в обратную вдоль продольной оси симметрии жидкостного ракетного двигателя сторону с образованием зазора между трубопроводами первого блока, а общие патрубки одного и второго двигательного блока выполнены газодинамически идентичными, например, с одинаковыми диаметрами поперечных сечений, радиусами, углами, количеством поворотов и длинами прямолинейных и криволинейных траекторий участков между ними.

2. Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги по п. 1, отличающийся тем, что общие патрубки первого и второго двигательных блоков выполнены из двух частей, первые из которых, своими входами связанные с затурбинными полостями турбонасосных агрегатов и продольными осями симметрии выходов, расположены в плоскости, проходящей через продольные оси симметрии прямолинейных участков расходящихся к камерам изогнутых симметричных трубопроводов подвода генераторного газа и расположенной перпендикулярно продольной оси симметрии многокамерного жидкостного ракетного двигателя и на равном удалении от центров их максимально удаленных поперечных сечений изогнутых симметричных трубопроводов как одного двигательного блока, так и другого, причем вторые участки общих патрубков одного и второго блока выполнены зеркальными относительно упомянутой выше плоскости, своими входами соединены с выходами первых участков, а выходами - со средними сечениями криволинейных участков изогнутых симметричных трубопроводов соответствующих двигательных блоков.



 

Похожие патенты:

Ракетный двигатель твердого топлива с изменяемым вектором тяги по направлению состоит из силового теплоизолированного корпуса и центрального тела, образующих в выходной части контур кольцевого сопла, канального заряда твердого топлива, скрепленного с силовым теплоизолированным корпусом, воспламенительного устройства и сопловой заглушки, привода перемещения, расположенного в центральном теле.

Изобретение относится к многокамерным жидкостным ракетным двигателям с дожиганием и управляемым вектором тяги. Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием и управляемым вектором тяги содержит раму, газогенератор, турбонасосный агрегат с насосами, входные магистрали окислителя и горючего с входными патрубками и установленными на них пусковыми клапанами, несколько неподвижных основных камер, соединенных газоводами с полостью турбины и магистралями с полостями насосов, и сопел управления, соединенных магистралями с пуско-отсечными клапанами с затурбинной полостью турбонасосного агрегата, при этом установлен дополнительный насосный агрегат с насосами горючего и окислителя и электрическим приводом в виде электродвигателя, соединенным электрической системой с установленным аккумулятором, входы одноименных компонентов которых соединены магистралями с установленными на них пуско-отсечными клапанами с полостями входных патрубков перед пуско-отсечными клапанами.

Изобретение относится к управлению вектором тяги жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД содержит камеру с охлаждаемой сверхзвуковой частью сопла, неохлаждаемый насадок из углерод-углеродного композиционного материала, соединенных между собой с помощью разъемного соединения, рулевые агрегаты и раму, согласно изобретению на охлаждаемой части сопла и неохлаждаемом насадке выполнены бурты округлой формы и имеющие эквидистантные поверхности с графитовым покрытием, между которыми установлены в двух взаимно перпендикулярно-расположенных плоскостях четыре дефлектора округлой формы из углерод-углеродного композиционного материала, внутренние и наружные поверхности которых идентичны по форме поверхностям буртов с осью вращения, расположенной на оси охлаждаемой части сопла, и с торцевой поверхностью дефлектора, являющейся продолжением профилированной поверхности сопла при их нахождении в исходном положении.

Изобретение относится к ракетным двигателям, в которых для управления вектором тяги в полете используются различные органы управления, расположенные у среза сопла или внутри него.

Изобретение относится к ориентируемой системе ракетного двигателя для летательных аппаратов. Система ориентируемого ракетного двигателя для летательного аппарата, содержащая ракетный двигатель (4), содержащий камеру (7) сгорания и сопло (8), подсоединенное посредством горловины (9) сопла, при этом система выполнена с возможностью ориентировать ракетный двигатель (4) относительно исходного положения, определяющего исходную ось, которая, при нахождении ракетного двигателя (4) в исходном положении, ортогональна к отверстию (10) для выброса газов из сопла и проходит через центр (C) отверстия (10) для выброса газов, при этом система содержит средство (11) наклона, посредством которого ракетный двигатель (4) жестко подсоединен к горловине (9) сопла посредством прилегающей части сопла (8) и которое наклоняет сопло (8) и камеру (7) сгорания в противоположных направлениях так, что ракетный двигатель принимает, относительно исходного положения, наклонные положения, в которых центр (C) отверстия (10) для выброса газов из сопла (8) расположен, по меньшей мере, приблизительно на исходной оси, при этом средство (11) наклона содержит полую опорную конструкцию (14A), имеющую форму усеченной пирамиды, которая выполнена с возможностью деформации в обоих направлениях первого направления (12) деформации под действием первого приводного средства (15), на малом основании (24) которой размещен ракетный двигатель (4) и внутри которой размещена камера (7) сгорания.

Изобретение относится к управлению вектором тяги жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). ЖРД содержит камеру с охлаждаемой сверхзвуковой частью сопла, неохлаждаемый насадок из углерод-углеродного композиционного материала (УУКМ), рулевые агрегаты и раму, наружная поверхность неохлаждаемого насадка в районе среза выполнена в виде сферы с центром вращения на оси камеры, на которую устанавливается дефлектор из УУКМ, состоящий из двух частей, соединенных между собой при помощи фланцевого соединения с уплотнением из терморасширенного графита, внутренняя поверхность которого имеет сферическую форму, эквидистантную сферической поверхности неохлаждаемого насадка, а на наружной поверхности выполнены проушены для закрепления к рулевым агрегатам, которые крепятся к раме двигателя, при этом сферические поверхности неохлаждаемого насадка и дефлектора имеют графитовое покрытие.

Изобретение относится к области ракетостроения, в частности к жидкостным ракетным двигателям с управляемым вектором тяги. Жидкостной ракетный двигатель с управляемым вектором тяги, содержащий камеру с возможностью качания в цапфах в главных плоскостях стабилизации, магистрали подвода компонентов на периферии двигателя вдоль его оси, турбонасосный агрегат с центробежными основными насосами высокого давления и подкачивающие агрегаты, выходы насосов которых выполнены в виде спиральных отводов с коническими патрубками и соединены у последних с входами основных насосов по периферии камеры двумя парами двух взаимно перпендикулярных последовательных гибких трубопроводов в виде сильфонов, параллельных главным плоскостям стабилизации и соединенных криволинейными патрубками, согласно изобретению подкачивающие центробежные насосы установлены своими входами соосно магистралям подвода компонентов, а коническими патрубками выходов вдоль продольных осей симметрии первых по направлению к насосам высокого давления и ближайшим сильфонам гибких трубопроводов, причем подкачивающий насос одного компонента выполнен с возможностью вращения ротора в противоположном направлении от направления вращения ротора подкачивающего насоса другого компонента.

Изобретение относится к узлам качания камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) и может быть использовано для установки геометрической оси камеры, качающейся в одной плоскости, в заданном положении, с высокой точностью.

Изобретение относится к области ракетостроения, а именно к способам повышения тяги ракетного двигателя, и может быть использовано для увеличения тяги ракетных и авиационных двигателей.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано в ракетных комплексах на базе ракет-носителей несимметричного пакетного типа с жидкостными ракетными двигателями.

Изобретение относится к области ракетной техники и, в частности, к жидкостным ракетным двигателям, работающим на земле и в пустоте в составе ракетного блока. Способ повышения удельного импульса тяги серийно изготавливаемых жидкостных ракетных двигателей заключающийся в том, что повышают давление в камере сгорания и повышают геометрическую степень расширения сопла за счет установки соплового насадка на срезе сопла серийно изготовленной камеры или изменения контура последних секций сопла.

Пульсирующий кумулятивный ракетный двигатель содержит камеру сгорания, сопловой блок, канал подачи кислорода и канал подачи водорода, камеру распределения кислорода, камеру распределения водорода, камеру вихревой закрутки кислорода, камеру вихревой закрутки водорода.

Группа изобретений относится к ракетной технике. Устройство для разложения перекиси водорода содержит камеру разложения с расположенным внутри нее катализатором, выполненную с возможностью поступления в нее перекиси водорода с концентрацией от 80% до 100% из резервуара для хранения.

Группа изобретений относится к ракетной технике. Устройство для разложения перекиси водорода содержит камеру разложения с расположенным внутри нее катализатором, выполненную с возможностью поступления в нее перекиси водорода с концентрацией от 80% до 100% из резервуара для хранения.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата, содержащая маршевый двигатель с насосной системой подачи компонентов топлива в камеру сгорания из объемных баков 1 низкого давления, двигатели 5 ориентации и стабилизации с подачей компонентов топлива в камеры сгорания из баков 10 высокого давления, при этом баки 10 высокого давления выполнены малообъемными и проточными, разделены подвижным герметичным элементом - сильфоном 14 на жидкостную 11 и газовую 15 полости, при этом объемные баки 1 дополнительно сообщены с жидкостными полостями 11 малообъемных баков 10 магистрали 4, в этих магистралях 4 установлены насосы 6 с приводом от электродвигателей 7, обратные клапаны 9, жидкостные полости 11 малообъемных баков 10 сообщены с входами в двигатели 5 ориентации и стабилизации, их газовые полости 15 заполнены газом наддува и герметично отдалены от жидкостных полостей 11 баков и окружающей среды, а на входах магистралей подачи компонентов топлива в двигатели 5 ориентации и стабилизации последовательно установлены сигнализаторы давления 12 верхнего и нижнего уровня давления компонентов топлива и регуляторы 13 давления.

Изобретение относится к наддуву топливных баков ракетного двигателя. Устройство содержит основной нагреватель (58), приспособленный для нагревания компонента ракетного топлива, поступающего из бака (16) перед его возвращением в этот бак.

Изобретение относится к ракетной технике. Способ дросселирования тяги ЖРД, основанный на снижении массовых расходов компонентов топлива в камеру с нерегулируемыми форсунками, при котором после уменьшения массовых расходов ниже заданных значений подают газ в полости магистралей питания камеры на входах в форсуночную головку камеры и смешивают его с жидкими компонентами топлива, создавая гомогенные мелкодисперсные эмульсии компонентов топлива, относительные объемные газосодержания которых увеличивают с увеличением степени дросселирования тяги.

Изобретение относится к ракетным двигателям. В ракетном двигателе, содержащем газогенератор, связанный газоводами с теплообменником и смесительной головкой камеры сгорания через дроссель с баками горючего и окислителя, снабженном системой автоматического запуска и управления, согласно изобретению газогенератор оснащен запальным устройством со свечой зажигания, форсункой, соединенной с воздушным баллоном, баком горючего, а также двумя инжекторами с форсунками, один из которых присоединен через дроссель к баку с горючим, другой - через дроссель к баку с окислителем, при этом оба инжектора через газозаборники соединены с полостью высокого давления газогенератора.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке ракеты-носителя (РН) для легких нагрузок. Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) включает камеры сгорания, четыре пневмонасосных агрегата для подачи топлива и окислителя, бак с гелием высокого давления, бак с жидким метаном, при этом каждый пневмонасосный агрегат содержит два выхода для отвода газообразной и жидкой компоненты, причем газообразные компоненты метана, кислорода отводятся к рулевым камерам сгорания для последующего дожигания.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано в космической технике или авиации. Способ создания тяги двигателя, основанный на использовании энергетических ресурсов топлива, в котором рабочее тело вводят в сопло тангенциально с критической скоростью в поперечном направлении и обеспечивают потоку круговое - вращательное движение по всей длине сопла.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги, содержащий установленные два двигательных блока, каждый с газогенератором, камерами, агрегатами автоматики и регулирования, рамой, размещенным в центральной части двигательного отсека турбонасосным агрегатом с турбиной и насосами, соединенных своими затурбинными полостями и полостями после насосов разветвленными магистралями общих патрубков и расходящихся к камерам изогнутых симметричных трубопроводов подвода соответственно генераторного газа и компонентов к соответствующим полостям смесительных головок и трактам охлаждения камер, размещенных и скрепленных с рамами посредством траверс по периферии двигательного отсека, при этом в нем каждый двигательный блок расположен крестообразно и ортогонально относительно другого своими главными соответствующими продольными плоскостями симметрии и с радиально симметричным расположением камер, причем в каждом из двигательных блоков расходящиеся к камерам симметричные изогнутые трубопроводы подвода соответственно генераторного газа и компонентов к соответствующим полостям смесительных головок и трактам охлаждения камер выполнены с одинаковыми диаметрами поперечных сечений и одинаковой траектории и ориентированы изогнутыми частями в месте соединения с общим патрубком на первом блоке по направлению к срезам сопел, а на втором - в обратную вдоль продольной оси симметрии жидкостного ракетного двигателя сторону с образованием зазора между трубопроводами первого блока, а общие патрубки одного и второго двигательного блока выполнены газодинамически идентичными, например, с одинаковыми диаметрами поперечных сечений, радиусами, углами, количеством поворотов и длинами прямолинейных и криволинейных траекторий участков между ними. Изобретение обеспечивает расширение функциональных возможностей двигателя с дожиганием генераторного газа и с управляемым вектором тяги. 1 з.п. ф-лы, 11 ил.

Наверх