Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги

Изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к устройству многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги. Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги содержит газогенератор, турбонасосный агрегат, несколько камер, расположенных в плоскостях стабилизации, соединенных газоводами с затурбинной полостью турбонасосного агрегата, и сопла управления, соединенные с затурбинной полостью турбонасосного агрегата входами магистралей с установленными на них пуско-отсечными клапанами, при этом выходы магистралей через выполненные в их стенках сквозные каналы с установленными в них гидравлическими диодами соединены трубопроводами с полостями генераторного газа смесительных головок камер. Гидравлические диоды выполнены в виде центробежных форсунок, обращенных соплами в сторону полостей магистралей. Изобретение обеспечивает повышение точности управляющего усилия с помощью сопел управления. 1 з.п. ф-лы, 9 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.

Известен однокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа с управляемым вектором тяги, содержащий камеру с узлом подвески для качания посредством приводов, турбонасосный агрегат, газогенератор, агрегаты автоматики и регулирования, гибкую магистраль подвода генераторного газа с избытком одного из компонентов к смесительной головке камеры и сопла управления, соединенные с затурбинной полостью турбины турбонасосного агрегата с помощью магистралей с установленными на них пуско-отсечными клапанами (см. патент РФ №2441170 от 10.11.2010 г. МПК F02K 9/84).

В таком однокамерном жидкостном ракетном двигателе с дожиганием генераторного газа с управляемым вектором тяги, особенно верхних ступеней ракет, для уменьшения осевых габаритов приходится выполнять сопло камеры с выдвижным насадком, что без того усложняет конструкцию наличием приводов для качания и систем управления механическим качанием камеры. Гибкий трубопровод большого диаметра для обеспечения прочности требует дополнительного охлаждения компонентом топлива, а наличие сильфона с таким диаметром требует значительного периода отработки и значительной массы силовой части карданного узла сильфона, работающего при повышенной температуре, обусловленной перетеканию тепла в районе крайних торцев конструкции крепления концов сильфона, хотя и пониженной по сравнению с температурой генераторного газа в турбине турбонасосного агрегата. Для жидкостных ракетных двигателей с дожиганием генераторного газа с управляемым вектором тяги верхних ступеней ракет потребности в управляющих усилиях значительно ниже, чем для нижних и особенно первых ступеней ракет, и при значительной тяге камеры незначительное управляющее усилие требует малых углов поворота камеры, что связано с неизбежной абсолютной погрешностью управления и постоянной корректировкой траектории поворотом камеры. Для современных технологий изготовления многокамерных жидкостных ракетных двигателей с дожиганием с управляемым вектором тяги достижение минимальной разнотяговости камер является выполнимой задачей и потребность значительных управляющих усилий для коррекции траектории значительно снижается. Поэтому выполнение камер с узлом подвески, создающих основную силу тяги, с дополнительной функцией управления вектором тяги с малыми управляющими усилиями приводит к неоправданному росту массы жидкостных ракетных двигателей с дожиганием генераторного газа с управляемым вектором тяги.

Известны также многокамерные жидкостные ракетные двигатели с дожиганием генераторного газа с управляемым вектора тяги, содержащие газогенератор, турбонасосный агрегат, несколько неподвижно относительно рамы камер, расположенных в плоскостях стабилизации, соединенных газоводами с затурбинной полостью турбонасосного агрегата, и сопла управления, соединенные с затурбинной полостью турбонасосного агрегата входами магистралей с установленными на них пуско-отсечными клапанами (книга «Научно-технические разработки КБ «Салют» 2012-2013 гг. Н 34 (Вып. 4) Под ред. Ю.О. Бахвалова. М., «Машиностроение-Полет», стр. 218-223, рис. 1-6) - прототип.

В таком многокамерном жидкостном ракетном двигателе с дожиганием с управлением вектором тяги управление по тангажу, крену и рысканию осуществляется включением импульсной подачи генераторного газа с дозированием массового расхода и дозированной длительностью импульса тяги, достаточной для коррекции траектории движения, от затурбинной полости турбонасосного агрегата к соплам управления, собранным в четыре блока по три сопла, расположенным равномерно по главным плоскостям стабилизации. Изготовление многокамерных жидкостных ракетных двигателей с дожиганием с управляемым вектором тяги с использованием современных технологий изготовления и более высокоточного оборудования достижение минимальной разнотяговости камер является выполнимой задачей и потребность значительных управляющих усилий для коррекции траектории значительно снижается.

Однако, потребность коротких импульсов подачи высокотемпературного газа, отбираемых от затурбинной полости и транспортировка его к удаленным на периферию к соплам управления, собранным в блоки совместно с клапанами управления, накладывает ограничения на понижение температуры генераторного газа по мере транспортировки из-за потерь тепла через трубопровод в процессе управления с открытыми пуско-отсечными клапанами, но особенно в режиме ожидания с закрытыми пуско-отсечными клапанами, когда генераторный газ находится в тупиковой полости трубопровода в ожидании включения сопел для создания управляющего усилия. Если неоправданные потери тепла управляющего генераторного газа в процессе движения можно уменьшить установкой теплоизоляции с внешней части трубопроводов, то нестационарный режим теплоотдачи газа в конструкцию пуско-отсечного клапана и в стенку теплоизоляции в режиме ожидания (пуско-отсечной клапан закрыт) от небольшого объема генераторного газа приводит к понижению температуры генераторного газа и первые объемы генераторного газа будут поступать с пониженной температурой, что приведет к нерасчетному истечению газа с неоправданно увеличенным массовым расходом, но что более важно, к нерасчетному режиму управления.

Таким образом, указанное техническое решение не всегда позволяет решить задачу по повышению точности управления вектором тяги многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги из-за влияния длительности периода ожидания на точность создания управляющего усилия с помощью сопел управления отбором газа от затурбинной полости турбонасосного агрегата, что приводит к снижению экономичности создания управляющих усилий.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение вышеуказанных недостатков и повышение точности управляющего усилия с помощью сопел управления, повышения экономичности управления многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляющим вектором тяги.

Приведенные выше недостатки исключены в предполагаемом изобретении.

Указанная задача изобретения достигается тем, что в нем выходы магистралей через выполненные в их стенках сквозные каналы с установленными в них гидравлическими диодами соединены трубопроводами с полостями генераторного газа смесительных головок камер.

Указанная цель изобретения также достигается тем, что гидравлические диоды выполнены в виде центробежных форсунок, обращенных соплами в сторону полостей магистралей.

Предполагаемое изобретение представлено на чертежах рис. 1-9 (рис. 1 - вид сверху на многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги, где показаны плоскости стабилизации, блоки управления и магистрали отбора на них генераторного газа, рис. 2 - проекционный вид сбоку с изображением блоков управления и магистралей отбора на них генераторного газа, рис. 3 - блоки управления и трубопроводы соединения их со смесительными головками камер, рис. 4 - аксонометрический вид сбоку, где показаны газоводы соединения камер с затурбинной полостью, трубопроводы и магистрали подвода генераторного газа на блоки управления, рис. 5 - увеличенный местный вид сверху на блок управления и его составные части, рис. 6 - увеличенный разрез блока управления и его составных части и гидравлического диода (центробежной форсунки), рис. 7 - разрез блока управления вдоль оси трубопровода и центробежной форсунки, рис. 8 - аксонометрическое изображение блока управления с размещением пуско-отсечных клапанов и сопел управления, рис. 9 - проекционный вид снизу со стороны донной защиты), где показаны следующие агрегаты:

1. Газогенератор;

2. Турбонасосный агрегат;

3. Камера;

4. Первая плоскость стабилизации;

5. Вторая плоскость стабилизации;

6. Газовод;

7. Затурбинная полость турбонасосного агрегата;

8. Рама;

9. Донная защита;

10. Тяга;

11. Периферия донной защиты;

12. Сопло управления креном;

13. Сопло управления тангажем;

14. Сопло управления рысканием;

15. Разветвленная магистраль;

16. Блок управления;

17. Мембранный клапан;

18. Магистраль;

19. Вход магистрали;

20. Выход магистрали;

21. Вход пуско-отсечного клапана;

22. Вход пуско-отсечного клапана;

23. Вход пуско-отсечного клапана;

24. Пуско-отсечной клапан;

25. Пуско-отсечной клапан;

26. Пуско-отсечной клапан;

27. Стенка магистрали;

28. Сквозной канал;

29. Гидравлический диод;

30. Трубопровод;

31. Полость генераторного газа смесительной головки;

32. Смесительная головка;

33. Центробежная форсунка;

34. Сопло центробежной форсунки;

35. Камера закручивания;

36. Стенка камеры закручивания;

37. Тангенциальный канал;

38. Полость магистрали;

39. Теплоизоляция.

Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги, содержит газогенератор 1, турбонасосный агрегат 2, несколько камер 3, расположенных - две в первой плоскости стабилизации 4, и две другие во второй плоскости стабилизации 5, соединенных газоводами 6 с затурбинной полостью турбонасосного агрегата 7. Камеры 3 закреплены неподвижно за раму 8. В нижней части двигателя установлена донная защита 9, закрепленная с помощью тяг 10 за раму 8. По периферии 11 донной защиты 9 установлены сопла управления креном 12, сопла управления тангажем 13 и сопла управления рысканием 14, объединенные вместе с разветвленными магистралями 15 в блоки управления 16. Вход каждого блока управления 16 соединен с затурбинной полостью турбонасосного агрегата 7 через мембранный клапан 17 магистралью 18. Вход 19 магистрали 18 соединен с затурбинной полостью турбонасосного агрегата 7, а выход 20 - с входами 21, 22, 23 пуско-отсечных клапанов 24, 25 и 26. На выходе 20 в стенке 27 магистрали 18 выполнен сквозной канал 28. В сквозном канале 28 установлен гидравлический диод 29, соединенный трубопроводом 30 с полостью генераторного газа 31 смесительной головки 32 камеры 3. Гидравлический диод 29 выполнен с возможностью обеспечения минимального сопротивления генераторного газа в одном направлении и максимального сопротивления в другом направлении. Таким гидравлическим диодом может быть обратный клапан с неполным закрытием. Наилучшим вариантом выполнения гидравлического диода является центробежная форсунка 33, снабженная соплом 34, камерой закручивания 35, в стенке которой 36 выполнены тангенциальные каналы 37. Минимальное гидравлическое сопротивление (максимальный массовый расход генераторного газа) центробежная форсунка 33 имеет в направлении от сопла 34 к камере закручивания 35 и к тангенциальным каналам 37. Максимальное гидравлическое сопротивление (минимальный массовый расход генераторного газа) центробежная форсунка 33 имеет в направлении от тангенциальных каналов 37, далее к камере закручивания 35 и к соплу 34. Центробежная форсунка 33 в трубопроводе 30 установлена с ориентацией сопла 34 в сторону полости 38 магистрали 18. Магистрали 18 и трубопроводы 30 покрыты теплоизоляцией 39.

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

При запуске с включением в работу газогенератора 1 турбонасосного агрегата 2 и камер 3 генераторный газ поступает в затурбинную полость турбонасосного агрегата 7 и далее через газоводы 6 в полости генераторного газа 31 смесительных головок 32. Пуско-отсечные клапаны 24, 25 и 26 блоков управления 16 находятся в закрытом положении. От затурбинной полости турбонасосного агрегата 7 через мембранный клапан 17 по магистрали 18 генераторный газ поступает на выход 20 и далее в сопло 34 центробежной форсунки 33, через камеру закручивания 35, тангенциальные каналы 37 и по трубопроводу 30 в полость генераторного газа 31 смесительной головки 32 камеры 3. При равенстве перепадов давления генераторного газа между полостью генераторного газа 31 смесительной головки 32 и затурбинной полостью турбонасосного агрегата 7 по газоводам 6 перепаду генераторного газа по магистрали 18, центробежной форсунки 33 и далее трубопровода 30, массовые расходы генераторного газа перераспределяются пропорционально площадям поперечного сечения через них, но суммарный массовый расход генераторного газа через каждую камеру 3 обеспечивается одинаковым. Температуры генераторного газа на входах 21, 22 и 23 в пуско-отсечные клапаны 24, 25 и 26 имеют одинаковые заданные значения из-за циркуляции генераторного газа от затурбинной полости турбонасосного агрегата 7 через магистрали 18, центробежные форсунки 33 и трубопроводы 30 в полости генераторного газа 31 смесительных головок 32, даже при начальной потере тепла для разогрева магистралей 18 и теплоизоляции 39. При открытии пуско-отсечных клапанов 24, 25 или 26 любого из блоков управления 16 по заданной программе от системы управления (на рис. 1-9 не показана) на сопла управления креном 12, сопла управления тангажем 13 и сопла управления рысканием 14 поступает генераторный газ заданной температуры и давления, обеспечивая при заданной длительности импульса силы тяги заданный момент управления. При этом, из-за открытых пуско-отсечных клапанов 24, 25, 26 при возможном падении давления генераторного газа на их входах 21, 22 и 23 поступление массовый расхода генераторного газа от полостей генераторного газа 31 смесительных головок 32 через трубопровод 30 осуществляется в малых количествах из-за значительного гидравлического сопротивления гидравлического диода в виде центробежной форсунки 33 (от тангенциальных каналов 37, камеры закручивания 35 и до сопла 34), что одновременно не приводит к снижению массового расхода через смесительные головки 32 камер 3. При закрытии каждого в отдельности пуско-отсечного клапана 24, 25, 26 блока управления 16 или всех вместе циркуляция генераторного газа по линии от затурбинной полости турбонасосного агрегата 7 по магистрали 18 и далее через сопло 34, камеру закручивания 35, тангенциальные каналы 37 и трубопровод 30 в полость генераторного газа 31 смесительных головок 32 камер 3 возобновляется с обеспечением температуры генераторного газа в требуемых высоких пределах в режиме ожидания перед требуемым в любой момент работы многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги включением сопел управления креном 12, сопел управления тангажем 13 или сопел управления рысканием 14.

В предлагаемом многокамерном жидкостном ракетном двигателе с дожиганием с управляемым вектором тяги повышается точность обеспечения управляющего усилия с помощью сопел управления, повышения экономичности системы управления и в целом экономичности многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляющим вектором тяги.

1. Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги, содержащий газогенератор, турбонасосный агрегат, несколько камер, расположенных в плоскостях стабилизации, соединенных газоводами с затурбинной полостью турбонасосного агрегата, и сопла управления, соединенные с затурбинной полостью турбонасосного агрегата входами магистралей с установленными на них пуско-отсечными клапанами, отличающийся тем, что выходы магистралей через выполненные в их стенках сквозные каналы с установленными в них гидравлическими диодами соединены трубопроводами с полостями генераторного газа смесительных головок камер.

2. Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги по п. 1, отличающийся тем, что гидравлические диоды выполнены в виде центробежных форсунок, обращенных соплами в сторону полостей магистралей.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетных двигателей. Сопло ракетного двигателя на цилиндрических эластичных шарнирах содержит неподвижную часть, поворотную часть, соединенную с неподвижной частью через промежуточный подвижный корпус, охватывающий поворотную часть вдоль ее оси, и герметизирующий эластичный шарнир с сферическим центром в центре вращения поворотной части, соединенный с неподвижной частью по скользящей герметичной посадке.

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 ракетной технике и может быть использовано при создании ракетных двигателей. Сопло ракетного двигателя на роликовой опоре содержит неподвижную часть, поворотную часть, резиновое уплотнительное кольцо, герметизирующее объем камеры сгорания по сферическому поясу на поворотной части, определяющему центр вращения последней.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетных двигателей. Сопло ракетного двигателя содержит неподвижную часть и герметично скрепленную с ней при помощи двух эластичных шарниров поворотную часть, один эластичный шарнир - герметизирующий, другой - опорный.

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано при создании конструкций ракетных двигателей различного назначения. Фланец поворотного сопла содержит конический корпус с утопленной в двигатель частью с опорной поверхностью на эластичный шарнир в условиях применения с одной стороны и присоединительным шпангоутом для каркаса поворотного сопла с другой, а также силовой опорный пояс между ними, имеющий присоединительные отверстия для присоединения к фланцу двигателя, конструктивно отделяющий утопленную часть конического корпуса.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке поворотных управляющих сопел изменяемой геометрии для ракетных двигателей. Поворотное управляющее сопло ракетного двигателя состоит из соединенных узлом качания неподвижной и подвижной частей, с расположенным на срезе раструба подвижной части раскладным сопловым насадком и механизмом его разложения, выполненным в виде нескольких равномерно расположенных вокруг сопла раздвижных телескопических штанг.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к упругим элементам конструкций для соединения пространственно подвижных звеньев, например поворотных сопел.

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.

При сборке сопла ракетного двигателя с эластичным опорным шарниром сопло устанавливают вертикально стыковочным фланцем на базовую поверхность стыковочного фланца жесткого основания и сжимают эластичный опорный шарнир с заданным усилием.

Каркас поворотного сопла из композиционных материалов представляет собой шпангоут с элементами крепления навесных функциональных изделий и встраивания его в состав поворотного сопла и имеет опоры механизмов поворота сопла.

Изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к устройству многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги. Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги содержит газогенератор, турбонасосный агрегат, несколько камер, расположенных в плоскостях стабилизации, соединенных газоводами с затурбинной полостью турбонасосного агрегата, и сопла управления, соединенные с затурбинной полостью турбонасосного агрегата входами магистралей с установленными на них пуско-отсечными клапанами, при этом выходы магистралей через выполненные в их стенках сквозные каналы с установленными в них гидравлическими диодами соединены трубопроводами с полостями генераторного газа смесительных головок камер. Гидравлические диоды выполнены в виде центробежных форсунок, обращенных соплами в сторону полостей магистралей. Изобретение обеспечивает повышение точности управляющего усилия с помощью сопел управления. 1 з.п. ф-лы, 9 ил.

Наверх