Способ комплектации жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги

Изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к способам комплектации жидкостных ракетных двигателей с дожиганием с управляемым вектором тяги. Cпособ 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 карданом, устанавливаемым по периферии стыка корпуса сужающегося участка сопла с расширяющимся, и далее с цапфами траверс и рамой жидкостного ракетного двигателя, при этом в нем 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. Изобретение обеспечивает снижение радиальных габаритов и массы двигателя за счет обеспечения возможности изготовления кардана в виде цельного монолитного блока с помощью объемной штамповки без разъемов силовой периметрической части и цапф. 13 ил.

 

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.

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 карданом, устанавливаемым по периферии стыка корпуса сужающегося участка сопла с расширяющимся, и далее с цапфами траверс и рамой жидкостного ракетного двигателя, отличающийся тем, что в нем 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.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги, содержащий с возможностью качания вдоль главных плоскостей стабилизации сопло камеры и карданный узел с цапфами в ортогональных плоскостях между траверсами и рамой и смонтированным между карданным узлом и наружным корпусом сопла камеры в районе минимального сечения сопла разъемным бандажом с цапфами, установленным торцевыми частями на торцах кольцевых буртов корпуса сопла до минимального по потоку газов в сопле и после минимального сечения, при этом между разъемным бандажом и корпусом камеры и соосно им установлены конические втулки, ориентированные минимальными диаметрами первая - на входное, а вторая - на выходное от минимального сечение сопла, причем минимальными диаметрами, закрепленными на торцах корпуса сопла, а максимальными первая - на бандаже со стороны входной части сопла, а вторая - на бандаже со стороны выходной части сопла, причем в конусных стенках втулок выполнены сквозные радиальные пазы, образующие проушины, установленные последними в пазах втулок без взаимного соприкосновения проушин.

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.

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 ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги, содержащий с возможностью качания вдоль главных плоскостей стабилизации сопло камеры и карданный узел с цапфами в ортогональных плоскостях между траверсами и рамой и смонтированным между карданным узлом и наружным корпусом сопла камеры в районе минимального сечения сопла разъемным бандажом с цапфами, установленным торцевыми частями на торцах кольцевых буртов корпуса сопла до минимального по потоку газов в сопле и после минимального сечения, при этом между разъемным бандажом и корпусом камеры и соосно им установлены конические втулки, ориентированные минимальными диаметрами первая - на входное, а вторая - на выходное от минимального сечение сопла, причем минимальными диаметрами, закрепленными на торцах корпуса сопла, а максимальными первая - на бандаже со стороны входной части сопла, а вторая - на бандаже со стороны выходной части сопла, причем в конусных стенках втулок выполнены сквозные радиальные пазы, образующие проушины, установленные последними в пазах втулок без взаимного соприкосновения проушин.

Изобретение относится к области энергетического машиностроения и касается выполнения узла качания камеры жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) с дожиганием генераторного газа.

Изобретение относится к ракетной технике. В двухкамерном жидкостном ракетном двигателе с управляемым вектором тяги, содержащем две камеры с возможностью качания каждой в своей плоскости стабилизации в цапфах и траверсах относительно оси качания, проходящей через плоскость минимального сечения сопла камеры, перпендикулярной продольной оси двигателя, и расположенный вдоль продольной оси двигателя общий для двух камер турбонасосный агрегат с турбиной и патрубком отвода генераторного газа, соединенный выходом с помощью последовательных на каждую камеру криволинейного жесткого патрубка, газоводов, а в районе минимального сечения сопла - гибкого трубопровода, перпендикулярного оси качания, с полостью смесительной головки, и установленные на трубопроводах генераторного газа теплообменники для нагрева газа наддува баков, гибкий трубопровод ориентирован и установлен входом генераторного газа по направлению к смесительной головке камеры, а выходной частью, соединенной газоводом со смесительной головкой, в обратном от смесительной головки камеры направлении, причем теплообменники установлены на газоводах на участках от гибкого трубопровода до смесительной головки камеры.

Изобретение относится к области ракетостроения, в частности к узлам качания камер ЖРД, может быть использовано в космической технике и авиации. Узел качания камеры, расположенный между камерой и газоводом, включающий герметизирующее устройство, сферический неподвижный корпус, подвижный стакан, неподвижный и подвижный экраны, образующие центральный продольный канал, рамочный кардан, имеющий возможность качаться с камерой и герметизирующим устройством в 2-х взаимно перпендикулярных плоскостях относительно общего центра и газовода, согласно изобретению, герметизирующее устройство конструктивно совмещено с силовыми элементами и содержит силовой опорный вкладыш, жестко закрепленный на стакане и имеющий шаровую поверхность, эквидистантную сферической поверхности корпуса, покрытую материалом с низким коэффициентом трения и высоким уплотняющим свойством, например «Афталом».

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании карданных подвесов однокамерных жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с дожиганием генераторного газа.

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 ракетной технике и, в частности, к устройствам, воспринимающим тягу жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) и позволяющим обеспечить проток компонентов топлива из баков ракеты в магистрали двигателя и качание двигателя.

Изобретение относится к способам управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения на стартовой позиции. Способ включает зажигание топлива в камерах сгорания двигателей, выход на режим предварительной ступени, проверку работоспособности на этом режиме и выдачу команды на перевод тяги всех двигателей на главную ступень.

Изобретение относится к области ракетостроения, в частности к узлу качания камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) с дожиганием генераторного газа после турбины турбонасосного агрегата в камере сгорания, и может быть использовано в системах трубопроводов с рабочим телом высокого давления и высокой температуры.

Изобретение относится к ракетной технике. .

Изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к способам комплектации жидкостных ракетных двигателей с дожиганием с управляемым вектором тяги. Cпособ 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 карданом, устанавливаемым по периферии стыка корпуса сужающегося участка сопла с расширяющимся, и далее с цапфами траверс и рамой жидкостного ракетного двигателя, при этом в нем 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. Изобретение обеспечивает снижение радиальных габаритов и массы двигателя за счет обеспечения возможности изготовления кардана в виде цельного монолитного блока с помощью объемной штамповки без разъемов силовой периметрической части и цапф. 13 ил.

Наверх