Конструкція універсального рідинного ракетного двигуна

Реферат: UA 74849 U UA 74849 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Корисна модель належить до ракетних рушійних установок і устаткування літальних апаратів, ракет носіїв, космічних апаратів, у тому числі, багаторазових, зокрема до повітрянокосмічних літаків. Відома технічна проблема: підвищення надійності рідинного ракетного двигуна ракет носіїв, космічних та повітряно-космічних літальних апаратів із можливістю багаторазового використання конструкції. Відома рушійна установка літального апарата з рідинним ракетним двигуном (РРД) рушійної установки літального апарата, закріпленим у карданному підвісі, де сопло РРД обладнане висувною сопловою насадкою, що оснащена системою приводів, з живленням від акумуляторів тиску, а циліндричну напрямну висувної соплової насадки виконано як радіатор для радіаційного охолодження конструкції ракетного двигуна [5]. В цьому технічному рішенні надійність і безпечність експлуатації РРД забезпечує двоступенева система запуску з пусковими камерами першого та другого ступеня; циліндрична напрямна висувної соплової насадки є радіатором для зниження нагріву конструкції; використовуються компоненти палива (етиловий спирт + перекис водню) з більш низькою температурою горіння, ніж традиційні (менше приблизно на 1000 °C) при достатній енергетиці. Наведена конструкція є найближчою за суттю до пристрою, що заявляється, і вибрана прототипом пристрою. Прототип має недоліки: не визначено особливості конструкції, що запобігають перегріву металевої камери згорання РРД без примусового охолодження компонентами палива (що є традиційним для РРД, [2]), та чим конструктивно забезпечується можливість багаторазового використання РРД. Відомі ракетні двигуни, де вирішується проблема перегріву до зруйнування камери згоряння і сопла з сопловою насадкою, де використовують неметалеві конструкції, що не охолоджуються. Це ракетні двигуни твердого палива (РДТП) [4, 7]. На жаль, тиск в камері згорання РДТП значно нижчий, ніж в РРД, і пряме використання елементів конструкції РДТП в РРД неможливе. Відомо також, що повторне використання будь-якої конструкції можливе після її розбирання, дефектоскопії елементів, заміни дефектних деталей і повторного збирання для використання. В основу корисної моделі, що заявляється, поставлена задача створення пристрою, який би не мав наведених недоліків: впровадження якого дозволяє створити РРД, де сопло неметалеве та без примусового охолодження, а в камері згорання використано неметалеву вставку від сопла до вузла форсунок подання палива, яка також не охолоджується примусово, поєднуючи конструкційні особливості РРД та РДТП для експлуатації при високому тиску. Конструкція РРД розбірна, що дозволяє впровадити її повторне використання після розбирання і подальшого збирання. Конструкція РРД, що заявляється, має розбірну конструкцію повторного використання, де сопло РРД - неметалеве, а в камері згорання палива сопло подовжується у вигляді внутрішньої стінки камери згорання до вузла форсунок і має гарантований зазор між металевою та неметалевою частинами камери згорання. Гарантований зазор необхідний для компенсації зміни розмірів деталей при нагріванні камери згорання. Конструкція пристрою пояснюється схематичними кресленнями на фіг. 1, 2; стрілками на фіг. 1 показано напрямки подання компонентів палива в РРД. На фіг. 1 РРД має камеру попереднього запалювання першого ступеня 1, другого ступеня 2 з вузлом форсунок подання палива в камеру згорання 3, висувну соплову насадку 4, вісь кріплення РРД 5 на конструкції карданного підвісу 6, приводи висування 7 соплової насадки 4, акумулятор тиску 8 живлення приводів 7, рульові гідроприводи 9 качання РРД в карданному підвісі 6 навколо осі 5. На фіг. 2 показано металевий циліндр камери згорання 10, неметалеву частину 11, що подовжує конструкцію сопла 12 в камеру згорання, болтове кріплення 13 неметалевої частини камери згорання з металевою, болтове кріплення сопла 14, що може розбиратися після застосування РРД. Пристрій діє наступним чином. Після подання тиску окислювача та палива до РРД послідовно включаються камери запалювання першого 1 та другого 2 ступенів, основне паливо згорає в камері згорання 3. При цьому температурні розширювання металевої та неметалевої частин камери згорання компенсуються гарантованим зазором між ними, в застійній зоні між металевою і неметалевою частинами камери згорання 3 підвищення температури не 2 відбувається, металева частина утримує високий тиск (наприклад, 200-400 кг/см ). Газ під тиском з акумулятора тиску 8 подається на приводи 7, що виштовхують соплову насадку 4 до фіксації на соплі 12 - пружинну гребінку фіксатора умовно не показано. Фігури креслення: фіг. 1 - зображення РРД з приєднаними вузлами (вид збоку); 1 UA 74849 U 5 10 15 20 25 30 35 40 фіг. 2 - схематичне зображення поперечного перерізу РРД, де 1 - камера попереднього запалювання першого ступеня; 2 - камера попереднього запалювання другого ступеня з вузлом форсунок подання палива в камеру згорання; 3 - камера згорання; 4 - висувна соплова насадка; 5 - вісь кріплення РРД; 6 - елемент конструкції карданного підвісу РРД; 7 - приводи висування соплової насадки; 8 - акумулятор тиску; 9 - рульові гідроприводи; 10 - металевий циліндр камери згорання; 11 - неметалева частина камери згорання; 12 - неметалеве сопло РРД; 13 - болти кріплення неметалевої частини камери згорання з металевою; 14 - болти кріплення елементів розбірного сопла. Впровадження пристрою дозволить створити універсальний РРД для ракетних літальних апаратів зі спрощеною в експлуатації надійною конструкцією, яка може використовуватися багаторазово. Пристрій може бути використаним в патентах [1, 3, 5], ракетах носіях та космічних апаратах, як основний чи рульовий РРД, в тому числі як стартовий та висотний чи космічний. Джерела інформації: 1. Алексєєв Ю.С., Левенко О.С., Кукушкін В.І. Спосіб польоту на навколоземну орбіту багаторазового повітряно-космічного апарата та багаторазовий повітряно-космічний апарат для здійснення способу. Патент на винахід № 84479 від 27.10.2008 р, .бюл. № 20, 2008 р. 2. Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. - М.: Машиностроение, 1968.-396 с. 3. Кукушкін В.I., Левенко О.С. Повітряно-космічний літак. Патент на корисну модель № 18699 від 15.11.2006 р., бюл. № 11, 2006 р. 4. Лавров Л.Н., Болотов А.А., Гапаненко В.И. и др. Конструкция ракетних двигателей на твердом топливе. - М.: Машиностроение, 1993.-216 с. 5. Левенко О.С, Кукушкін В.I., Конашков А.I. Рушійна установка літального апарата з рідинним ракетним двигуном. Патент на винахід UA 93844 С2 від 10.03.2011 p., бюл. № 5, 2011 р. 6. Левенко А.С. Воздушно-космический комплекс. Воздушно-космический комплекс "Черное море". Двухступенчатый многоразовый воздушно-космический самолет "Сура". Тактикотехническое обоснование / Научн. ред. доктор техн. н., проф. В.И. Кукушкин. - Д.: Проспект, 2007.-108 с. 7. Николаев Ю.М., Соломонов Ю.С. Инженерное проектирование управляемых баллистических ракет в РДТТ. - М.: Воениздат, 1979.-240 с. ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 45 50 Рідинний ракетний двигун (РРД) рушійної установки літального апарата, що закріплений у карданному підвісі та має сопло, обладнане висувною сопловою насадкою, що оснащена системою приводів, з живленням від акумуляторів тиску, а циліндричну напрямну висувного сопла виконано як радіатор для радіаційного охолодження конструкції ракетного двигуна, який відрізняється тим, що має розбірну конструкцію повторного використання, де сопло РРД неметалеве, а в камері згорання палива сопло подовжується у вигляді внутрішньої стінки камери згорання до вузла форсунок і має гарантований зазор між металевою та неметалевою частинами камери згорання. 2 UA 74849 U 3 UA 74849 U Комп’ютерна верстка M. Мацело Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 4