Рідинна ракетна двигунна установка щільного компонування з регульованим вектором тяги

Рідинна ракетна двигунна установка щільного компонування з регульованим вектором тяги, що містить два послідовно розташовані паливні баки, 3 71862 4 чених двигунних установок із регульованим векторахунок розширення його функціональних можлиром тяги є те, що вони не можуть забезпечити востей, шляхом введення нових схемних і консщільне компонування розгінного блока. Забезпетруктивних рішень при забезпеченні щільної комчення поворотів двигуна (або його камери) у карпоновки і високих габаритно-масових дановому підвісі неминуче спричиняє за собою характеристик. збільшення габаритів двигуна і потребує вільного Поставлена задача вирішується тим, що в простору в хвостовому відсіку двигунної установки. двигунній установці з щільним компонуванням суКрім того зберігається необхідність застосування місно застосовано кільцевий вихлоп генераторноспеціальних кренових сопел або спеціальних крего газу турбіни ТНА в надзвукову частину сопла і нових двигунів. систему з вузлами несиметричної інжекції рідинЗазначених вище недоліків не мають двигуннні них компонентів палива, що хімічно реагують з установки з газодинамічним регулюванням вектовихлопними газами. Вузли інжекції встановлені на ру тяги камери з допалюванням генераторного соплі за кільцевою щілиною вдуву вихлопного газу газу турбіни в основній камері та вдувом генературбіни в кожній площині стабілізації розгінного торного газу високого тиску в надзвукову частину блоку ракети-носія по каналам тангажу та курсу. сопла (Фіг.1в), але такі системи використовуються Вузли інжекції постачені регуляторами витрати в двигунних установках з допалюванням генераторідини, що подається в надзвукову частину сопла рного газу в основній камері згоряння. В складі цих через кожний інжектор. двигунів є газогенератор великого тиску і великих Суть винаходу пояснюється кресленням (Фіг.1 секундних витрат газу, частину якого можливо вита 2), де показаний запропонований устрій. Рідинкористати для вдуву в надзвукову частину сопла з на ракетна двигунна установка (Фіг.1а) містить два метою регулювання вектору тяги. В двигунних послідовно розташовані паливні баки - верхній бак установках без допалювання вихлопного генера(наприклад, пального) 1 циліндричної або сферичторного газу турбіни реалізувати такі системи неної форми з увігнутим дном і нижній бак (наприможливо. клад, окислювача) 2 тороподібної форми. У внутНайбільш близьким аналогом (прототипом вирішній зоні торового баку нерухомо і щільно находу) є рідинна ракетна двигунна установка компонується двигун 3, принципова схема якого щільного компонування, описана в [1, стор.100] і показана на Фіг.2. Двигун містить камеру згоряння показана на Фіг.1а. 4 із соплом 5, турбонасосну систему 6 подачі паДо загальних істотних ознак прототипу сталива в камеру згоряння без допалювання вихлопвиться послідовне розташування двох баків із ного генераторного газу турбіни 7, що містить викомпонентами ракетного палива (окислювача і хлопний колектор 8, сполучений газоводом 9 із пального), при цьому нижній бак виконано у виглякільцевим колектором 10, розташованим у середді тору у внутрішній порожнині якого розташовано ній частині сопла. Внутрішня порожнина колектора двигун, другий паливний бак, наприклад, циліндсполучена кільцевою щілиною А с внутрішньою ричної або сферичної форми розташовується над проточною частиною сопла. За щілиною А (розріз торовим баком і в просторі над двигуном. Двигун А-А) вдува вихлопного газу турбіни в кожній чверті установлюється нерухомо і щільно компонується в сопла (фіг. 2, розріз Б-Б), у площинах стабілізації просторі, обмеженому з боків внутрішньою обололітального апарата встановлені інтерцепторні вузнкою тора, а поверх циліндричною або шароподібли 11 управління вектором тяги двигуна по кананою оболонкою нижнього днища верхнього паливлах тангажу та курсу. Кожний інтерцепторний вуного бака. Для поліпшення габаритнозол 11 (Фіг.2, виноска II), сполучено із паливною компоновочних характеристик двигунної установки високонапорною магістраллю 12 двигуна і з призі складу двигуна вилучено вихлопні сопла, що водом 13, на який надходять командні сигнали від викидають відпрацьований на турбіні турбонасоссистеми управління і стабілізації польоту літальноного агрегату генераторний газ. Вихлопний колекго апарата по каналах тангажу і курсу. тор турбіни, аналогічно як у двигуна, що показаний Устрій працює таким чином. в [4], сполучений газоводом із колектором вдуву Турбонасосна система 6 подає компоненти вихлопного газу, встановленому на надзвуковій палива в камеру згоряння 4, продукти згоряння частині сопла. палива витікають із сопла, створюючи осьову реаНедоліком двигуна-прототипу є те, що він не ктивну тягу двигуна. Вихлопний газ турбіни 7 із забезпечує створення управляючих зусиль для колектора 8 по газоводу 9 надходить до кільцевого управління і стабілізації польоту літального апараколектора вдува 10 і далі через кільцеву щілину ту (РБ+КА). У зв'язку з цим у складі розгінного бловдувається в надзвукову частину сопла. Для ствока повинні бути додаткові двигуни або двигунні рення управляючих зусиль по каналах тангажу і установки, що виконують функції виконавчих оргакурсу включаються в роботу один або два діаметнів системи управління польотом, що ускладнює рально протилежних вузли інжекції. При цьому схему і конструкцію двигунної установки і розгіннопривід 13 вузла вприску 11 по командах від систего блока в цілому. Використання карданного підвіми управління подає в сопло робочу рідину, при су двигуна для забезпечення його поворотів з мецьому в соплі виникає, відоме з багатьох джерел, тою регулювання вектору тяги становить наприклад [6], взаємодія потоків, у результаті чого неможливим забезпечення щільного компонуванвиникає бокова сила, що створює управляючий ня двигунної установки та високих габаритномомент. масових характеристик розгінного блоку. Таким чином, перевагою винаходу перед проВ основу винаходу поставлена задача удоскототипом є розширення функціональних можливосналення двигунної установки розгінного блоку за тей двигуна при зберіганні високих щільності ком 5 71862 6 понування і габаритно-масових характеристик двиний, організатор // Техническая механіка. - 2003. гунної установки. №2. -С.6-17. СПИСОК ВИКОРИСТАНИХ ДЖЕРЕЛ: 4 Конюхов С.М. Україна космічна. Задача 1 Ракети і космічні апарати конструкторського утриматися на високотехнологічній орбіті // Экспо бюро «Південне». Під загальною редакцією СМ. 2003, Індустрія України. - 2003. -№4(29).- С.38-42. Конюхова. - Дніпропетровськ: ООС «Колор Граф». 5 Двигун РД861G. Буклет ГКБЮ «Південне». - ООО РА «Тандем-У», 2001. - 240с Дніпропетровськ, 1999.-2с. 2 Полетаев Б.І., Сапожников В.І., Кислицький 6 Коваленко М.Д. Управління надзвуковими M.I. Малі космічні розгінні блоки // Російський косгазовими потоками в реактивних соплах. - Київ: мос. - М: РАКА, 2002. - №2.-С.35-38. Наук, думка, 1992. -208с. 3 Назаренко В.Ф. Іванов І.І. - конструктор, вче Комп’ютерна верстка Т. Чепелева Підписне Тираж 26 прим. Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601