Рідинний ракетний двигун з регульованим вектором тяги

Рідинний ракетний двигун з регульованим вектором тяги, що містить камеру згоряння із соплом, турбонасосну систему подачі палива в камеру згоряння з турбіною, що містить вихлопний колектор генераторного газу, з'єднаний газоводом із кільцевим колектором вузла вдуву вихлопного газу в надзвукову частину сопла, з кільцевою щілиною вдуву, яка з’єднує кільцевий колектор з проточною частиною сопла, шарнірний вузол кріплення двигуна до корпусу літального апарата з приводами поворотів двигуна для керування вектором тяги в площинах тангажа та курсу, який відрізняється тим, що кільцевий колектор вдуву вихлопного газу і кільцева щілина вдуву розділені перегородками на дві секції, з'єднані газоводами з вихідними вікнами газорозподільника, встановленого в газоводі між вихлопним колектором турбіни і колектором вдуву газу в сопло і з'єднаного з приводом, у кільцевій щілині виконані профільовані напрямні ребра, установлені під кутом до радіальної площини, при цьому в одній секції ребра виконані орієнтованими в один бік, а в іншій секції - в протилежний бік. UA (21) 20031213429 (22) 31.12.2003 (24) 15.11.2006 (46) 15.11.2006, Бюл. № 11, 2006 р. (73) ІНСТИТУТ ТЕХНІЧНОЇ МЕХАНІКИ НАЦІОНАЛЬНОЇ АКАДЕМІЇ НАУК УКРАЇНИ І НАЦІОНАЛЬНЕ КОСМІЧНЕ АГЕНТСТВО УКРАЇНИ (56) Полетаев Б.И., Сапожников В.И., Кислицкий М.И. Малые космические разгонные блоки // Российский космос. - М: РАКА, 2002. - №2. - С.35-38. Назаренко В.Ф. Иванов И.И. - конструктор, ученый, организатор // Техническая механика. - 2003. - №2. - С.6-17. Коваленко Н.Д. Управление сверхзвуковыми газовыми потоками в реактивных соплах. - Киев: Наук. думка, 1992. - С. 208. Двигатель РД861G. Буклет ГКБЮ "Южное". - Днепропетровск, 1999. - 2с. Конюхов С.Н. Украина космическая. Задача - удержаться на высокотехнологической орбите // Экспо 2003, Индустрия Украины. - 2003. - №4 (29). С. 38-42. C2 2 (19) 1 3 70261 4 працюють на вихлопному газі турбіни (2) турбонахлопний колектор турбіни з газовим кільцевим кососного агрегату (ТНА) двигуна. Відомі поворотні і лектором, виготовленим на надзвуковій частині нерухомі управляючі вихлопні сопла [2, 3]. Недолісопла і сполученим із проточною частиною сопла ками двигунів із управляючими вихлопними сопкільцевою щілиною, яку вироблено в стінці сопла. лами є те, що розташування вихлопних сопел неДвигун з'єднано із корпусом розгінного блоку шарминуче призводить до ускладнення конструкції нірним вузлом, що дозволяє за допомогою РА подвигуна і до різкого збільшення його габаритів. вертати двигун (відхиляти від поздовжньої осі РБ) Крім того, для створення потрібних управляючих на необхідний кут, тим самим регулюючи вектор зусиль у більшості випадків потрібно збільшувати тяги двигуна. Недоліком двигуна-прототипу є те, витрату генераторного газу, що істотно знижує що він не може забезпечити кренового (обеекономічність (питомий імпульс тяги) двигуна. ртального) моменту, необхідного для управління Серед можливих систем регулювання вектора орієнтацією і стабілізації літального апарата. У тяги РРДУ переваги мають системи, які засновані зв'язку з цим у складі РБ повинні бути додаткові на газодинамічному регулюванні вектора тяги кавиконавчі органи, які виконують ці функції, що мери або системи, засновані на повороті камери ускладнює схему двигуної установки і розгінного (1) (або двигуна в цілому), встановленої в кардаблоку в цілому. Покладання функції керування новому підвісі (2) і з'єднані з приводами для її покомплексом «РБ+КА» по каналу крена на системи воротів (фіг. 16, запозичена з [4], де показаний і космічного апарату украй недоцільно. описаний двигун РД86Ш). Для створення управВ основу винаходу поставлена задача удосколяючих зусиль по каналу крена застосовують спеналення двигуна РБ за рахунок розширення його ціальні кренові сопла (3) , що працюють на генерафункціональних можливостей шляхом доповнення торному газі, який відбирається з газопроводу за новими схемними і конструктивними рішеннями турбіною (4) турбонасосного агрегату двигуна. щодо системи вдуву вихлопного газу ТНА в надНедоліком цих двигунів є необхідність застосуванзвукову частину сопла. ня кренових сопел, які працюють на низькотемпеПоставлена задача вирішується тим, що кільратурному газі, що знижує економічність двигуна, а цевий колектор вдува вихлопного газу в надзвукотакож наявність вихлопних сопел турбіни, які збіву частину сопла, виконаний на надзвуковій часльшують габарити двигунної установки, погіршутині сопла, розділено перегородками на дві ють його компактність і габаритно-масові характесиметричні секції з однаковими газодинамічними ристики, потребують вільного об'єму в хвостовому характеристиками. Кожна із секцій з'єднана газовідсіку двигунної установки. Другий недолік цього водом із газорозподільником, встановленим в гадвигуна вилучено у другому поколінні модернізозоводі системи вихлопу генераторного газу в надваних двигунів тим, що вихлопний газ направлязвукову частину сопла. Газорозподільник, наприється через колектор (1) в надзвукову частину соклад, шторчатого типу, із постійною дозуючою пла (2) , тим самим із складу двигуна вилучаються площею з'єднаний з приводом, який, у свою чергу, вихлопні сопла (фіг. їв, запозичена з [5]). з'єднаний із системою керування рухом літального Найбільш близьким аналогом (прототипом виапарату. По командах від системи керування, що находу) є рідинний ракетний двигун, приведений у надходить на привід газорозподільника, останній [5] і на фігурі їв. Це однокамерний РРД із турбонаспрямовує вихлопний газ турбіни необхідними сосною системою подачі компонентів палива в дозами в першу і другу секцію. У «нульовому» покамеру згоряння без допалювання вихлопного газу ложенні газорозподільника вихлопний газ розподітурбонасосного агрегату (ТНА). Над форсуночною ляється рівномірно в дві секції, а у вкрай поголівкою камери згоряння виконано шарнірний вернутому (вліво або вправо) уся витрата вузол із рульовим агрегатом (РА), з'єднаний з корвихлопного газу направляється в одну із секцій пусом розгінного блоку. Шарнірний вузол із РА кільцевого газового колектора сопла. Для ствозабезпечує виконання поворотів двигуна в цілому рення крено-вого моменту вихлопним газом турбі(разом з гідросистемою ТНА, вузлами регулюванни кільцева щілина сопла виконана у вигляді решіня, автоматикою керування роботою двигуна та тки з профільованими направляючими ребрами, ін.) так, що створюються управляючі бокові сили в встановленими по периметру щілини під деяким площинах тангажу і курсу. Вихлопний колектор кутом до радіальної площини сопла, так що в одтурбіни ТНА з'єднаний газопроводом із кільцевим ній секції газового кільцевого колектора вихлопний колектором, виготовленим на надзвуковій частині газ закручується в одному напрямку, в іншій секції сопла камери двигуна. Внутрішня порожнина кільгаз закручується в протилежному напрямку. Таким цевого колектора сполучена з проточною частичином, розподілом газу в секції створюється регуною надзвукового сопла за допомогою кільцевої льований знакозмінний креновий момент. щілини, виконаної в стінці сопла. Недоліком цього Суть винаходу пояснюється кресленням на фідвигуна є його обмежені функціональні можливосгурі 2, де показаний запропонований устрій. Рідинті, як-то, неможливість виконувати функції виконий ракетний двигун містить камеру згоряння 1 із навчого органу системи керування рухом літальнонадзвуковим соплом 2, турбонасосну систему 3 го апарата (комплексу «розгінний блок - космічний подачі компонентів палива в камеру згоряння без апарат») по каналу крена. допалювання вихлопного газу турбіни 4, яка має До загальних істотних ознак прототипу відновихлопний колектор 5, з'єднаний газоводом 6 із ситься камера згоряння з надзвуковим соплом, кільцевим колектором 7, розташованим у надзвутурбонасосна система подачі компонентів палива ковій частині сопла. Двигун з'єднано з корпусом РБ в камеру згоряння без допалювання генераторношарнірним вузлом 8, з'єднаним з РА. При відхиго газу після турбіни, газопровід, що з'єднує виленні двигуна від осі РБ створюються бокові 5 70261 6 управляючі сили по каналам керування польотом Для створення управляючих зусиль по каналу тангажу та курсу. В забезпечення створення крекрена (обертального моменту) привід 11 повертає нового управляючого моменту кільцевий колектор заслінку 13 газорозподілювача 10 так, що площа 7 розподілено перегородками 9 на дві однакові одного з вікон, що дозують витрату газу в сопло, секції 7а і 76 (фіг.2, розріз А-А). У газоводі 6 встазбільшується, а в інше зменшується, тим самим новлено газорозподільник 10, з'єднаний механічно збільшується різниця витрат газу в секції, а отже з приводом 11, на який надходять команди від збільшується управляюче зусилля по каналу кресистеми керування польотом літального апарата на. У вкрай повернутому положенні (фіг. 2, ІІІ-ПКр) («РБ+КА»). У надзвуковому соплі виготовлена щіуся витрата вихлопного газу турбіни налина (Щ) з направляючими потік ребрами 12, які правляється в одну із секцій колектора вдува і утворюють із внутрішніми стінками сопла направвитікає з неї у сопло через щілину по похилим наляючу решітку. Кільцева щілина, також як і кільцеправляючим, при цьому створюється максимальвий колектор, розділена відповідно на дві секції ний управляючий креновий момент. Сумарна виЩ1 і Щ2. Направляючі газовий потік ребра 12 витрата генераторного вихлопного газу на всіх конані у вигляді аеродинамічних профілів і розтарежимах роботи залишається постійною. шовані під кутом до радіальної площини сопла, Таким чином, перевагою винаходу, є розшипри цьому нахили направляючих профілів 12 у рення функціональних можливостей двигуна, тим кожній секції щілини мають однаковий кут, але самим поліпшуються конструктивно-компоновочні виповнені нахиленими у різні сторони (фіг. 1 розріз й експлуатаційні характеристики двигуної установБ-Б). ки та роз-гінного блоку в цілому. Устрій працює таким чином. Турбонасосна сиСПИСОК ВИКОРИСТАНИХ ДЖЕРЕЛ стема 3 подає компоненти палива в камеру зго1. Полетаев Б.И., Сапожников В.И., Кислицкий ряння 1, продукти згоряння палива витікають чеМ.И. Малые космические разгонные блоки // Росрез сопло, створюючи реактивну тягу. Повертаючи сийский космос. - М: РАКА, 2002. - № 2. -С. 35-38. двигун, встановлений в шарнірному вузлі 8, на 2. Назаренко В.Φ. Иванов И.И. - конструктор, деякий кут, створюють бокові управляючі зусилля ученый, организатор // Техническая механика. по каналам тангаж і курс. Вихлопний газ турбіни 4 2003. - № 2. - С. 6-17. із колектора 5 по газоводу 6 надходить до газо3. Коваленко Н.Д. Управление сверхзвуковырозподілювача 10 і при «нульовому» його поми газовыми потоками в реактивных соплах. - Киложенні (фіг. 2, Ш-П«О») направляється рівномірев: Наук, думка, 1992. - 208 с. но в кожну із секцій газового колектора 7а і 76. З 4. Двигатель РД861G. Буклет ГКБЮ «Южное». секцій колектора 7а і 76 газ надходить у відповідні -Днепропетровск, 1999.-2с. секції щілини Щ1 і Щ2 (секції кільцевої решітки) і 5. Конюхов С.Н. Украина космическая. Задача вдувається з закруткою в надзвукову частину соп- удержаться на высокотехнологической орбите // ла, створюючи два протилежно спрямовані управЭкспо 2003, Индустрия Украины. - 2003. -№4(29).ляючі кренові моменти. Витікаючи із сопла двигуС. 38-42. на, газ створює деякий імпульс осьової тяги. 7 Комп’ютерна верстка М. Клюкін 70261 8 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