Рідинний ракетний двигун з регульованим вектором тяги

1. Рідинний ракетний двигун з регульованим вектором тяги, що містить камеру згоряння і сопло, яке включає охолоджувану і неохолоджувану частини, турбонасосну систему подачі компонентів палива в камеру згоряння з турбіною, вихлопний колектор якої сполучено газоводом з кільцевим колектором вузла вдуву, виготовленим в середній частині надзвукового сопла, вузли вприску компонентів палива в надзвуковий потік сопла, що встановлені в кожній чверті сопла і сполучені за насосом пального або насосом окислюючого компонента палива з паливною високонапірною магістраллю двигуна і приводами, який відрізняється тим, що вузли вприску з'єднані з паливною магістраллю двигуна, розташованою за вихідним колектором охолоджуючого тракту сопла камери двигуна. 2. Рідинний ракетний двигун з регульованим вектором тяги за п.1, який відрізняється тим, що вузли вприску з'єднані з паливною магістраллю окислювача, розташованою за вихідним колектором охолоджуючого тракту сопла камери двигуна. 3. Рідинний ракетний двигун з регульованим вектором тяги за п.1, який відрізняється тим, що 2 (19) 1 3 Винахід відноситься до ракетної техніки і може бути використаний в якості маршового рідинного ракетного двигуна (РРД) ступенів ракет та розгінних блоків космічних апаратів. Серед відомих з багатьох джерел, зокрема [16], рідинних ракетних двигунів такого призначення, безсумнівними перевагами володіють двигуни з регульованим вектором тяги (ВТ), що створюють, одночасно з осьовою тягою, бокові зусилля в каналах управління по тангажу ("Т") і курсу (рисканню "Р"). При цьому відомо, що для верхніх ступенів ракет та розгінних блоків великі переваги мають і застосовуються двигуни без допалювання вихлопного генераторного газу турбонасосного агрегату (ТНА) маршового двигуна. Відомі ракетні двигуни з регульованим вектором тяги, описані, наприклад, у [6, 7, 8]. В одних двигунах (Фіг.1а, запозичена з [6], де показаний двигун 11Д25) створення управляючих зусиль по каналах "Т" і "Р" здійснюється спеціальною системою поворотних або нерухомих сопел (1), що працюють на вихлопному газі турбіни (2) турбонасосного агрегату двигуна. Недоліками двигунів із управляючими вихлопними соплами є те, що розташування вихлопних сопел неминуче призводить до різкого збільшення габаритів (D) РРД (Фіг.1а). Крім того, для створення потрібних управляючих зусиль у більшості випадків потрібно збільшувати витрату генераторного газу, що істотно знижує економічність (питомий імпульс тяги) двигуна. Відомі РРД (Фіг.1б, запозичена з [7], де показаний і описаний двигун РД 861G) з системою регулювання ВТ, заснованою на повороті камери або двигуна в цілому (1), встановленого в кардановому підвісі (2). Недоліком цих двигунів є те, що вони мають значно більші осьові габарити двигуна (Н) і двигунної установки в цілому. Забезпечення поворотів двигуна (або його камери) у кардановому підвісі потребує вільного простору ( δ ) в хвостовому відсіку двигунної установки, в зв'язку з чим неможливо забезпечити щільне компонування двигунної установки. Крім того наявність вихлопних сопел (3), яки живляться з турбіни (4), збільшує додатково його габарити, та ускладнює його схему і конструкцію. Другий недолік цього двигуна вилучено у новому поколінні модернізованих двигунів (Фіг.1в, запозичена з [8], де показаний двигун РД 861К) тим, що вихлопний газ направляється через колектор (1) в надзвукову частину сопла (2), тим самим із складу двигуна вилучаються вихлопні сопла. Зазначених вище недоліків не мають двигуни з газодинамічним регулюванням вектору тяги. Серед відомих систем регулювання вектору тяги ракетних двигунів газодинамічні системи, що базуються на управлінні надзвуковим потоком в соплі камери двигуна, мають найбільш високі динамічні, енергомасові та габаритні характеристики [3, 5, 6]. Найбільш високі характеристики мають двигуни (Фіг.1г запозичена з [6], де показаний двигун 15Д12) з газодинамічним регулюванням вектору тяги камери з допалюванням генераторного газу турбіни (1) в основній камері та вдувом генератор 86958 4 ного газу високого тиску в надзвукову частину сопла (2) [3, 6]. В складі цих двигунів є газогенератор великого тиску (3) і великих секундних витрат газу, частину якого можливо використати для вдуву в надзвукову частину сопла через вузли вдуву (4), яки встановлено в каналах управління "Т" і "Р" з метою регулювання вектору тяги. В двигунах без допалювання вихлопного генераторного газу турбіни реалізувати такі системи неможливо. В таких двигунах більш доцільно використання газодинамічного регулювання ВТ шляхом вприску в надзвукову частину сопла рідинних компонентів ракетних палив, які відбирають із паливних магістралей високого тиску. Відомі такі РРД з багатьох джерел, зокрема з [3, 5, 9]. Найбільш близьким аналогом (прототипом винаходу) є рідинний ракетний двигун щільного компонування (Фіг.2), описаний в деклараційному патенті №71862 А [9]. До загальних істотних ознак прототипу ставиться те, що двигун установлюється нерухомо і щільно компонується. Він містить в собі камеру згорання (1) і сопло (2), турбонасосну систему (3) подачі компонентів палива в камеру згорання з турбіною (4), вихлопний колектор (5) якої сполучено газоводом (6) з кільцевим колектором вузла вдуву (7), виготовленим в середній частині надзвукового сопла, в кожній чверті сопла встановлені вузли (8) вприску компонентів палива в надзвуковій потік сопла, сполучені за насосом (9) пального або насосом (10) окислюючого компоненту палива з паливною високонапірною магістраллю (11) двигуна, а також з приводами (12). Недоліком двигуна-прототипу є те, що він має неудосконалену систему вприску рідинного ракетного палива в надзвукову частину сопла, в зв'язку з чим залишається менш економна система регулювання ВТ і двигун в цілому. В основу винаходу поставлена задача удосконалення двигуна за рахунок удосконалення системи вприску компоненту палива. Поставлена задача вирішується тим, що в двигуні вузли вприску з'єднані з паливною магістраллю двигуна, розташованою за вихідним колектором охолоджуючого тракту сопла камери двигуна. Вузли вприску встановлені на соплі в кожній площині стабілізації по каналам "Т" та "Р" і постачаються регуляторами витрати рідини, що подається в надзвукову частину сопла. Це дозволяє подавати в сопло компонент палива підігрітий до рівня температури, близької до його закипання. При подачі такої рідини в сопло вона дуже швидко перетворюється в парорідинну суміш, яка швидко випаровується практично без затрат енергії набігаючого потоку. При цьому інтенсивність взаємодії управляючого потоку вприснутої рідини з набігаючим надзвуковим потоком різко підвищується, завдяки чому підвищується економічність створення бокових управляючих зусиль, економічність системи регулювання ВТ і двигуна в цілому. Для подальшого підвищення ефективності регулювання ВТ двигуна вузли вприску сполучені з паливною магістраллю окислювача за вихідним 5 86958 6 колектором охолоджуючого тракту сопла камери. вході і з більш розширюючийся ділянкою на вихоОкислюючий компонент палива інтенсивно реагує ді. з потоком вдуваемого вихлопного газу, в складі Суть винаходу пояснюється кресленням якого є велика частина пального. За рахунок до(Фіг.3), де показаний запропонований устрій. Двипалювання в соплі двигуна вихлопного турбінного гун містить камеру згорання (1) із соплом (2), яке включає охолоджувану і не охолоджувану частини, газу підвищується економічність створення бокотурбонасосну систему (3) подачі палива в камеру вих управляючих зусиль камери і двигуна в цілозгорання без допалювання вихлопного генераторму. ного газу турбіни (4), що містить вихлопний колекЗ метою підвищення надійності конструкції соплового блоку двигуна з вузлами вприску і неохотор (5), сполучений газоводом (6) із кільцевим колоджуваним насадком, а також для забезпечення лектором (7), розташованим у середній частині високої економічності створення бокових управсопла. Внутрішня порожнина колектора сполучена кіляючих зусиль в соплі, вузли вприску встановлені льцевою щілиною В з внутрішньою проточною на охолоджуваній частині надзвукового сопла в частиною сопла (розріз А-А). Перед щілиною В максимальному наближенні до кільцевого колеквдува вихлопного газу турбіни в кожній чверті соптору вдуву вихлопного газу. ла (розріз Б-Б) у площинах стабілізації літального З метою підвищення повноти згорання окисапарата ("Т" та "Р") встановлені вузли вприску (8) лювача в пристінному прошарку сопла, де рухакомпоненту палива, що забезпечують управління ється вихлопний турбінний газ, для вприску комвектором тяги двигуна по каналах "Т" і "Р". Кожний поненту палива застосовані центробіжні форсунки вузол вприску (8) (Фіг.3, виноска Г), сполучено із вприску, які забезпечують широкий боковий розпаливною висо-конапірної магістраллю (9) двигуна пил рідини в межах прошарку вихлопного турбіні з приводом (10), на який надходять командні сигного газу, або рухомий інтер-цептор з рядом струнали від системи управління і стабілізації польоту меневих форсунок, розташованих в одному літального апарата по каналах "Т" і "Р". Кожний поперечному перетину інтерцептору на відстані вузол вприску може бути виготовлений з струмевід стінки сопла, що дорівнює половині товщини невими форсунками вприску (Фіг.3, виноска Iа), чи прошарку з вихлопним генераторним газом. З метою спрощення конструкції й підвищення центробіжними форсунками вприску (Фіг.3, виноснадійності вузлів упорскування в кожному вузлі ка Iв), встановленими в стінці сопла, або струмевприску в стінці сопла виготовлено кругли струменеви-ми форсунками, виготовленими в робочій неві форсунки вприску, яки орієнтовано під визначастині інтерцептора (11), якій при потребі бокових ченим кутом назустріч набігаючому потоку сопла, сил вводиться в потік сопла (Фіг.3, виноска 1в). а кількість форсунок може змінюватися починаючі Устрій працює таким чином. з 3 для малих розмірів сопла, з подальшим збільТурбонасосна система (3) подає компоненти шенням до 5, 7, 9 і далі, пропорційно збільшенню палива в камеру згорання (1), продукти згорання розмірів сопла. палива витікають із сопла (2), створюючи осьову З метою поліпшення організації процесу допареактивну тягу двигуна. Вихлопний газ турбіни (4) лювання в надзвуковій частині сопла вихлопного із колектора (5) по газоводу (6) надходить до кільгенераторного газу турбіни струменеві форсунки цевого колектора вдува (7) і далі через кільцеву вприску виготовлені діаметром (0,8-1,2)мм і розщілину В вдувається в надзвукову частину сопла. ташовані в одному перетину сопла в секторі не Для створення управляючих зусиль по каналах "Г' більше 25 градусів. і "Р" включаються в роботу один або два діаметЗ метою подальшого підвищення повноти згорально протилежних вузли вприску. При цьому рання окислювача в пристінному прошарку сопла, привід (10) вузла вприску (8) по командам від системи управління подає в сопло робочу рідину, при де рухається вихлопний турбінний газ, в вузлі цьому в соплі виникає, що відоме з багатьох джевприску розташовано рухомий двохпозиційний рел, наприклад [З], взаємодія потоків, у результаті твердий інтерцептор з рядом бокових струменевих чого виникає бокова сила, яка створює управляюфорсунок, які розташовано в одній поперечної чий момент. площині перетину інтерцептору на відстані від Окислювач надходить від насоса окислювача стінки сопла, що дорівнює половині товщини про(12) у колектор (13) і після охолодження камери (1) шарку з вихлопним турбінним газом. надходить у колектор (14), з якого перегрітий окиЗ метою підвищення ефективності регулюванслювач подається по магістралі (15) на форсуночня вектору тяги камери ракетного двигуна за рахуну головку камери (1), а по магістралі (16) - у коленок збільшення розміру управляючі дії на надзвуктор (17) вузлів вприску (8). ковий потік, інтенсифікації процесу випарювання Компонент палива, що підігрітий в охолоджуюта згорання вприснутого компоненту палива на чому тракті камери двигуна, подається в сопло вході в кожний вузол вприску встановлений генезгідно з положення регулюючих органів з приворатор пульсацій тиску рідинного компоненту палидами (10). При цьому забезпечується більш висока ва, що надається в сопло через форсунки вприску. З метою організації самозбудження пульсацій економічність створення бокових сил. тиску палива на вході у вузли вприску генератор Таким чином, перевагою винаходу перед прототипом є більш висока економічність регулюванпульсацій виготовлено у вигляді трубки Вентурі, ня вектора тяги РРД, тим самим підвищуються тобто у вигляді каналу із звужуючийся ділянкою на енергомасові характеристики РРД в цілому. 7 Джерела інформації: 1. Ракети і космічні апарати конструкторського бюро «Південне». Під загальною редакцією С.М.Конюхова. -Дніпропетровськ: ООС «Колор Граф». -000 PA «Тандем-У», 2001. -240с. 2. Ігдалов Й.М., Кучма Л.Д., Поляков М.В., Шептун Ю.Д. Ракета як об'єкт управління. Дніпропетровськ: Арт-Пресс, 2004. -541с. 3. Коваленко М.Д. Ракетний двигун як виповнювачий орган системи управління польотом ракет. -Дніпропетровськ: ИТМ НАНУ и НКАУ, 2003, 412с. 4. Алемасов В.Г., Дрегалін А.Ф., Тішин А.П.Теорія ракетних двигунів. -М.: Машинобудування, 1989. -464с. 5. Коваленко М.Д., Стрельников Г.О., Золотько О.Е. Коваленко Г.М. Досягнутий рівень и деякі на 86958 8 прямки створювання ракетно-космічних двигунів// Технічна механіка. -2005. -№ 2. -С.38-49. 6. Назаренко В.Ф., Іванов I.I. -Конструктор, вчений, організатор // Технічна механіка. -2003. №2. -С.6-17. 7. Двигун РД 861 G. Буклет ГКБ «Південне». Дніпропетровськ, 1999. -2 с. 8. Конюхов С.М. Україна космічна. Задача удержуватися на високотехнологі-чної орбіті. // Экспо 2003, Індустрія Україні. -2003. -№4(29). С.38-42. 9. Деклараційний патент №71862. Рідинна ракетна двигунна установка щільного компонування з регульованим вектором тяги. Коваленко М.Д., Стрельников Г.О., Коваленко Г.М. Бюл. № 12, 2004р. 9 Комп’ютерна верстка Н. Лиcенко 86958 Підписне 10 Тираж 28 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