Камера жидкостного ракетного двигателя с газодинамическим способом управления вектором тяги

Авторы патента:

Горохов Виктор Дмитриевич (RU)

Хрисанфов Сергей Петрович (RU)

Космачёва Валентина Петровна (RU)

F02K9/80 - отличающиеся управлением величиной и направлением тяги (F02K 9/26,F02K 9/56,F02K 9/94 имеют преимущество)

Владельцы патента RU 2771254:

Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)

Изобретение относится к ракетным двигателям, в которых реализован газодинамический способ управления вектором тяги. Камера жидкостного ракетного двигателя с газодинамическим способом управления вектором тяги содержит на сверхзвуковой части коллектор тракта охлаждения и отверстия вдува генераторного газа, согласно изложению отверстия вдува генераторного газа расположены ближе к критическому сечению камеры, чем отверстия коллектора тракта охлаждения, при этом отверстия вдува генераторного газа выполнены в стенке камеры между каналами тракта охлаждения. Изобретение обеспечивает повышение удельного импульса тяги жидкостного ракетного двигателя с газодинамическим способом управления вектором тяги. 4 ил.

Изобретение относится к ракетным двигателям, в которых реализован газодинамический способ управления вектором тяги. Использование изобретения позволяет повысить удельный импульс тяги жидкостного ракетного двигателя с газодинамическим способом управления вектором тяги.

Газодинамический способ управления вектором тяги основан на создании локальных зон повышенного давления на стенке сопла с целью создания бокового усилия. Для этого в основной поток продуктов сгорания в камере через отверстия вдувается струя жидкости или газа, которая при взаимодействии с основным потоком приводит к отрыву потока и созданию бокового усилия. Чаще всего для управления вектором тяги используется, вдув генераторного газа.

Расположение отверстий вдува оказывает существенное влияние на эффективность управления вектором тяги, чем ближе они к критическому сечению камеры, тем больше площадь стенки на которую действует повышенное давление и тем меньше необходимый массовый расход вдуваемого генераторного газа для создания требуемого бокового усилия, и, соответственно выше удельный импульс тяги жидкостного ракетного двигателя.

Известна конструкция камеры жидкостного ракетного двигателя РД-857 для второй ступени баллистической ракеты РТ-20 (8К99) и созданная на ее основе конструкция камеры жидкостного ракетного двигателя РД-862 (принята за прототип) для второй ступени баллистической ракеты MP УР-100 (см. «История создания ЖРД КБЮ», Наука и техника, №10 (149), октябрь 2018).

Недостатком данной конструкции является расположение отверстий вдува генераторного газа на неохлаждаемой части сопла на значительном расстоянии от критического сечения камеры, что существенно снижает эффективность управления вектором тяги и, соответственно, удельный импульс тяги жидкостного ракетного двигателя.

Повышение удельного импульса тяги путем расположения отверстий вдува ближе к критическому сечению камеры вызывает конструктивные трудности в связи с необходимостью расположения отверстий вдува генераторного газа в охлаждаемой части сопла, которая содержит ребра и каналы охлаждения.

Поставленная техническая задача решается тем, что камера жидкостного ракетного двигателя с газодинамическим способом управления вектором тяги, содержащая на сверхзвуковой части коллектор тракта охлаждения и отверстия вдува генераторного газа, согласно изложению, отверстия вдува генераторного газа расположены ближе к критическому сечению камеры, чем отверстия коллектора тракта охлаждения, при этом отверстия вдува генераторного газа выполнены в стенке камеры между каналами тракта охлаждения.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемами, показанными на фиг. 1, 2, 3, 4.

Камера (фиг. 1) содержит сверхзвуковую часть с расположенными секторами подвода генераторного газа 4, коллектор 5 тракта охлаждения камеры 1. Сектора 4 подвода генераторного газа через магистраль 3 соединены с газораспределителем генераторного газа 2.

На фиг. 2 изображен сектор 4 подвода генераторного газа, из которого через отверстия вдува 6 в стенке камеры 7 генераторный газ поступает в проточную сверхзвуковую часть 8 камеры 1.

На фиг. 3 изображен коллектор 5 тракта охлаждения, который соединяет магистраль подвода охладителя (не показана) с трактом охлаждения камеры 1 через отверстия 9 в наружной стенке 10. На фиг. 4 изображен сектор подвода генераторного газа 4 с отверстиями вдува 6, через которые генераторный газ поступает в сверхзвуковую проточную часть 8 камеры 1, образуя прямой скачок уплотнения 11, за которым реализуется зона 12 с повышенным статическим давлением на стенке камеры 7.

Камера жидкостного ракетного двигателя с газодинамическим способом управления вектором тяги работает следующим образом.

При работе двигателя охладитель, в зависимости от используемой на жидкостном ракетном двигателе схемы охлаждения, из коллектора 5 через отверстия 9 в наружной стенке 10 поступает в тракт охлаждения камеры 1, или, наоборот, из тракта охлаждения камеры 1 через отверстия 9 в наружной стенке 10 собирается в коллекторе 5. При течении по тракту охлаждения охладитель огибает стенки отверстий вдува 6.

При необходимости получения бокового управляющего усилия в определенной плоскости генераторный газ из генераторной полости подается в газораспределитель 2, который направляет через магистраль 3 в сектор вдува 4, расположенный в той плоскости, где необходимо получить боковое усилие и на той части камеры, куда должно оно быть направлено.

Из сектора подвода генераторного газа 4 через отверстия 6, расположенные в стенке 7 между каналами тракта охлаждения, генераторный газ поступает в проточную сверхзвуковую полость 8 камеры 1.

В результате взаимодействия генераторного газа со сверхзвуковым потоком продуктов сгорания в полости 8 образуется прямой скачок уплотнения 11, за которым реализуется зона 12 с повышенным статическим давлением на стенке 7 камеры 1. В результате разности давлений на стенке 7 в зоне камеры за скачком уплотнения 12 и давлением на противоположной части стенки, обтекаемой невозмущенным потоком, образуется боковое управляющее усилие.

Когда необходимость в получении бокового управляющего усилия пропадает, подается соответствующая команда на газораспределитель 2, и подача генераторного газа в сектор подвода генераторного газа 4 прекращается; обтекание всех поверхностей сверхзвуковой части камеры осуществляется невозмущенным равномерным потоком продуктов сгорания.

Таким образом, выполнение отверстий вдува генераторного газа между каналами тракта охлаждения позволяет расположить сектора подвода генераторного газа в непосредственной близости к критическому сечению камеры, что снижает массовый расход вдуваемого генераторного газа для создания требуемого бокового усилия и, соответственно, повышает удельный импульс тяги жидкостного ракетного двигателя.

Камера жидкостного ракетного двигателя с газодинамическим способом управления вектором тяги, содержащая на сверхзвуковой части коллектор тракта охлаждения и отверстия вдува генераторного газа, отличающаяся тем, что отверстия вдува генераторного газа расположены ближе к критическому сечению камеры, чем коллектор тракта охлаждения, при этом отверстия вдува генераторного газа выполнены в стенке камеры между каналами тракта охлаждения.

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано для управления положением камер сгорания жидкостных ракетных двигателей. Система управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя содержит раму с карданным подвесом под установку жидкостного ракетного двигателя, два электромеханических привода, закрепленные на раме в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, а также формирователь командного сигнала, электрически соединенный с двумя автономными вычислительными устройствами.

Пароводяной ракетный двигатель // 2764948

Изобретение использует уникальные теплофизические свойства воды в различных агрегатных и фазовых состояниях для создания реактивного двигателя без применения в конструкции двигателей специальных материалов с особыми тепло- и огнестойкостью и уникальных технологий изготовления. Пароводяной реактивный двигатель стартовых ускорителей для тяжёлых ракет-носителей представляет собой водонаполняемую камеру с расширительным каналом вдоль продольной оси камеры, с сопловой головкой в головной части двигателя и устройством управления тягой, встроенной в расширительный канал.

Стартовый блок ракеты // 2752300

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к стартовым устройствам ракет. Стартовый блок ракеты содержит кольцевой корпус, стартовый двигатель с реактивным соплом, устройство отклонения вектора тяги, узел крепления к ракете, систему коррекции.

Система управления потоком с сетью параллельно соединенных топливных каналов // 2731077

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Система (22) управления потоком содержит сеть (34) топливных каналов, содержащую первую (36) и вторую (38) части сети, расположенные друг относительно друга с возможностью параллельного протекания по ним потоков.

Система управления потоком с сетью параллельно соединенных топливных каналов // 2731077

Стартовый твердотопливный ускоритель ракеты-носителя и способ его сборки // 2724096

Предлагаемое изобретение относится к области ракетостроения, а именно к стартовым твердотопливным ускорителям ракеты-носителя. Стартовый твердотопливный ускоритель состоит из секций канальных зарядов с корпусами типа кокон и поворотного сопла.

Способ комплектации жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги // 2708014

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.

Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги // 2707997

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.

Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги // 2707015

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 (рдтт) с изменяемым вектором тяги по направлению и сопловая заглушка // 2703599

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.

Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги // 2771474

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Многокамерный жидкостной ракетный двигатель с управляемым вектором тяги содержит газогенератор, турбонасосный агрегат с насосами, входы которых соединены с топливными баками двигательной установки, раму, выступающую конусной центральной частью относительно периферийной, донную защиту, несколько неподвижных примонтированных к раме камер в центральной части, размещенных симметрично относительно продольной оси симметрии двигателя, соединенных кронштейнами с цапфами, установленными с возможностью вращения в траверсах посредством рулевых машинок, узлов качания камер управления, расположенных по периферии в секторах между неподвижными камерами в плоскостях стабилизации, соединенные магистралями с полостями после насосов турбонасосного агрегата. Траверса и цапфа каждого узла качания расположены внутри конусной центральной части донной защиты. Узел соединения кронштейна с цапфой выполнен в виде балки крепления камеры управления через перпендикулярный своей осью симметрии относительно цапфы и продольной оси симметрии камеры управления цилиндрический шарнир. Балка снабжена приводом поворота камеры управления вокруг цилиндрического шарнира. При реализации изобретения обеспечивается повышение ресурса работы основного жидкостного ракетного двигателя, упрощение средств защиты от теплового воздействия на агрегаты двигателя при вертикальной посадке возвращаемой ступени ракеты-носителя, уменьшение массы средств тепловой изоляции топливных баков и агрегатов центрального основного жидкостного ракетного двигателя. 1 з.п. ф-лы, 9 ил.