Спосіб регулювання вектора тяги рідинного ракетного двигуна та рідинний ракетний двигун з його застосуванням

1. Спосіб регулювання вектора тяги рідинного ракетного двигуна з турбонасосною системою подачі компонентів палива у камеру згоряння без допалення вихлопного газу турбіни, заснований на несиметричному вдуві газу або вприску рідини в надзвукову частину сопла, який відрізняється тим, що для регулювання вектора тяги в надзвуковий потік сопла послідовно через газорозподілювачі подають необхідними дозами в кожну чверть сопла через вузли вдуву, що розташовані в площинах управління, вихлопний газ турбіни, що має великий вміст пального, спочатку рівномірно при нульових бокових силах, а для збільшення бокових сил послідовно спочатку один газорозподільник, а потім другий газорозподільник, весь вихлопний газ направляють в один вузол вдуву, при повному використанні вихлопного газу для подальшого збільшення бокових управляючих зусиль в сопло за робочим вузлом вдуву подають окислюючий компонент палива. 2. Спосіб за п.1, який відрізняється тим, що окислюючий компонент палива подають в рухомий твердий інтерцептор, частину якого вводять в надзвуковий потік сопла, а потім через форсунки інтерцептора подають в надзвуковий потік сопла. 3. Спосіб за п. 2, який відрізняється тим, що окислюючий компонент палива подають через фор 2 (19) 1 3 95575 4 ній частині інтерцептора, яка вводиться в сопло, виготовлені форсунки вприску палива в надзвуковий потік. 9. Рідинний ракетний двигун з регульованим вектором тяги за п. 8, який відрізняється тим, що форсунки вприску виготовлені з боку інтерцептора, на який набігає надзвуковий потік. 10. Рідинний ракетний двигун з регульованим вектором тяги за п. 8, який відрізняється тим, що форсунки вприску палива виготовлено впродовж виступаючої частини інтерцептора в два ряди по висоті з одного боку інтерцептора, на який набігає надзвуковий потік. 11. Рідинний ракетний двигун з регульованим вектором тяги за пп. 8, 9, який відрізняється тим, що рухомий циліндроподібної форми інтерцептор виготовлено в формі еліпса, більша вісь якого міститься в площині, перпендикулярній осі сопла двигуна. Винахід належить до ракетно-космічної техніки і може бути використаний для регулювання вектора тяги маршового рідинного ракетного двигуна з турбонасосною системою подачі компонентів палива у камеру згоряння двох компонентів палива для ступенів ракет та розгінних блоків (далі - РБ) ракет-носіїв і космічних апаратів (далі - КА). Забезпечення більш високих енергомасових характеристик та щільної компоновки двигунної установки (далі - ДУ) і РБ у цілому є однією з важливих задач подальшого вдосконалення ракетної техніки, при цьому дуже важливе значення має розширення функціональних можливостей двигуна при виконанні задач управління рухом літального апарату (далі - ЛА). На верхніх ступенях ракетносіїв та розгінних блоків в переважній більшості застосовується рідинний ракетний двигун (далі РРД) з турбонасосною системою подачі компонентів палива в камеру згоряння з використанням вихлопного газу турбіни для регулювання вектора тяги (далі - ВТ) двигуна [1,2]. Цей відомий спосіб регулювання ВТ РРД здійснюється спеціальною системою керуючих поворотних або нерухомих сопел [1-4]. Недоліками двигунів із управляючими вихлопними соплами є те, що розташування вихлопних сопел неминуче приводить до ускладнення конструкції двигуна і до різкого збільшення його габаритів (фіг. 1а, запозичена з [4], де показаний двигун 11Д25 3-го ступеня однієї із серійних ракетносіїв). Крім того, для створення потрібних управляючих зусиль у більшості випадків потрібно збільшувати витрату генераторного газу, що істотно знижує економічність (питомий імпульс тяги) двигуна. Відомі способи регулювання ВТ РРД, засновані на повороті камери (або двигуна в цілому) відносно шарніра за допомогою спеціальних приводів. Відомі пристрої, що здійснюють цей спосіб. Наприклад, на фіг. 1б, запозиченій з [4, 5], показано двигун РД861G (для однієї із розроблювальних) третьої ступені ракет. Він має виготовлений над голівкою камери шарнірний вузол, який дозволяє шляхом хитання двигуна створювати керуючі бокові сили по тангажу і курсу. Одним із недоліків цього двигуна є наявність вихлопних сопел турбінного газу. Цей недолік ліквідовано у більш удосконаленого двигуна РД861К такого ж призначення, показаного на фіг. 1в, запозиченій з [4, 6]. У двигуна РД861К ліквідовано вихлопні сопла, а вихлопний турбінний газ направляється в кільцевий колектор, виготовлений на надзвуковій частині сопла і через кільцеву щілину вдувається в надзвуковий потік сопла. Відомі способи регулювання ВТ РРД шляхом несиметричної інжекції в надзвукову частину сопла рідинних компонентів палива або продуктів їх згоряння. Із багатьох джерел, зокрема [2, 3, 4], відомо, що для РРД верхніх ступенів ракет та розгінних блоків КА переваги мають системи регулювання ВТ, основані на інжекції компонентів палива. Відомі способи та пристрої регулювання ВТ РРД шляхом несиметричної інжекції в надзвукову частину сопла рідинних компонентів палива або продуктів їх згоряння [2, 3, 4 та інші]. Із згаданих джерел відомо, що для РРД верхніх ступенів ракет та розгінних блоків КА переваги мають системи регулювання ВТ, основані на вприскуванні в сопло рідинних компонентів палива. Зокрема, такі способи і пристрої регулювання ВТ РРД детально описані в патентах [3,4]. Найбільш близьким аналогом способу, де застосовано нові рішення, є спосіб регулювання ВТ РРД по патента [4], який заснований на регульованій подачі в надзвукову частину сопла окислюючого компонента палива через один або два із чотирьох вприскуючих устроїв, встановлених в кожній чверті сопла, з витратою, необхідною для створення потрібних бокових сил відповідно до команд на приводи регуляторів вприску від системи управління польотом літального апарату. Недоліком цього способу регулювання ВТ, а також і двигунів, є те, що вони не забезпечують високі габаритно-масові характеристики двигунної установки, а також ступеня ракети в цілому. Крім того, такі системи регулювання ВТ мають низькі динамічні характеристики і не можуть бути надійно відпрацьованими в наземних умовах при вогневих стендових випробуваннях. Найбільш близьким аналогом пристрою, де застосовано нові рішення, є РРД, описаний в патенті № 86958 [4]. До загальних істотних ознак прототипу належить камера згоряння з надзвуковим соплом, турбонасосна система подачі компонентів палива в камеру згоряння, газовід, що з'єднує вихлопний колектор турбіни з газовим кільцевим колектором, виготовленим на надзвуковій частині сопла і з'єднаним кільцевою щілиною з проточною областю сопла, термогазодинамічна система регулювання ВТ, основана на вприску окислюючого компонента палива в надзвукову частину сопла з різноманітними варіантами пристроїв вприску. 5 Недоліком двигуна-прототипу є те, що в ньому нераціонально використовується вихлопний турбінний газ для регулювання вектора тяги двигуна. В основу винаходу поставлена задача вдосконалення двигунної установки шляхом застосування нового способу та нових схемних і конструктивних рішень щодо системи регулювання вектора тяги двигуна і за рахунок цього підвищення енергомасових характеристик двигуна. Поставлена задача вирішується тим, що у способі регулювання вектора тяги послідовно використовується вихлопний турбінний газ, що має великий вміст пального, який по командах системи управління польотом ЛА необхідними дозами направляється газорозподільниками в чотири, виготовлені автономними, чверті колектора вдуву вихлопного газу у відповідності до того, які бокові сили потрібні в кожній четвертині сопла в площинах тангажу і курсу, повному його використанні для створення бокових керуючих ВТ зусиль. Для подальшого збільшення управляючих зусиль в сопло камери в площину, куди подається вихлопний газ турбіни, додатково подають імпульсними порціями окислюючий компонент палива. Регулювання вектора тяги двигуна забезпечується послідовно двома зазначеними у способі газодинамічними системами. На режимах стабілізації польоту, коли потрібні порівняно малі управляючі імпульси тяги, управління вектором тяги двигуна забезпечується системою несиметричного вдуву в надзвукову частину сопла вихлопного газу турбіни турбонасосного агрегату (далі - ТНА). Для створення великих управляючих зусиль з метою управління польотом ЛА використовується додаткова система вприску компонента палива. Система має у своєму складі форсунки вприску компонента рідинного або газофікованого ракетного палива, з'єднані з приводами системи управління ВТ. При взаємодії вприснутого компонента палива з основним потоком сопла створюються додаткові потрібної величини управляючі сили, які забезпечують потрібне управління ВТ. При запропонованому способі регулювання ВТ значно зменшуються витрати компонента палива, що вприскується в сопло з метою регулювання ВТ двигуна. Для реалізації такого способу регулювання вектора тяги рідинного ракетного двигуна кільцевий колектор вдуву вихлопного газу в надзвукову частину сопла, виконаний на надзвуковій частині сопла і з'єднаний газоводами з вихлопним колектором турбіни, розділено перегородками на чотири автономні симетричні секції з однаковими газодинамічними характеристиками. Кожні дві діаметрально протилежні секції з'єднані газоводами із газорозподільником, встановленим в газоводі системи вихлопу генераторного газу в надзвукову частину сопла. Газорозподільники, наприклад, шторкового типу, із постійною дозуючою площею, з'єднані з приводами, які, у свою чергу, з'єднані з системою керування рухом літального апарата по каналах тангажу і курсу. По командах від системи керування, що надходять на приводи газорозподільників, останні спрямовують вихлопний газ турбіни необхідними дозами у відповідні секції вдуву, розташовані в площинах управління ЛА. У "нульовому" 95575 6 положенні газорозподільника вихлопний газ розподіляється рівномірно в секції, а у вкрай повернутому (вліво або вправо) - уся витрата вихлопного газу направляється в одну із секцій кільцевого газового колектора сопла. Подальше збільшення бокових сил забезпечується інжекцією додаткового робочого тіла (наприклад, окислюючого компонента палива) за кільцевим колектором вдуву в кожній площині управління (тангажу та курсу). Для цього на соплі двигуна виготовлено вузли вприску рідини, з'єднані з приводами, які в свою чергу з'єднані з системою управління вдувом турбінного вихлопного газу та системою управління польотом ЛА. Суть винаходу пояснюється кресленням на фігурі 2, де показаний запропонований пристрій, який реалізує запропонований спосіб регулювання вектора тяги. Рідинний ракетний двигун містить камеру згоряння 1 з надзвуковим соплом 2, турбонасосну систему 3 подачі компонентів палива в камеру згоряння без допалювання вихлопного газу турбіни 4, яка має вихлопний колектор 5, з'єднаний газоводом 6 з кільцевим колектором вдуву 7, розташованим в надзвуковій частині сопла і з'єднаним кільцевою щілиною 10 з проточною частиною сопла (фіг. 2, виноска І). В забезпечення створення управляючих моментів для стабілізації ЛА кільцевий колектор 7 розподілено перегородками 8 на чотири однакові секції 7-І, 7-ІІ, 7-ІІІ, 7-IV відповідно до площин тангажу та курсу (фіг. 2, розріз А-А). У газоводі 6 встановлено два газорозподільники 9Т (9К), кожний із них з'єднаний механічно з приводом 10Т (10К), на який надходять команди від системи керування польотом літального апарата по каналах тангажу (Т) і курсу (К). За вузлами вдуву вихлопного газу турбіни в кожній чверті сопла в площинах стабілізації ЛА встановлено чотири вузла вприску 11 компонента палива, що реагує з газовим потоком сопла (фіг. 2, вид по розрізу Б-Б). Кожний вузол вприску з'єднаний з приводом 12 системи управління вприском, а також з паливним трубопроводом 13 високого тиску. Пристрій працює таким чином. Турбонасосна система 3 подає компоненти палива в камеру згоряння 1, продукти згоряння палива витікають через сопло 2, створюючи реактивну тягу. Для створення управляючого зусилля в одному із каналів управління (наприклад, в площині тангажу) привід 10Т повертає заслінку тангажу 14Т газорозподільника 9Т так, що площа одного із вікон з "нульового" положення (фіг. 2, виноска ІІ - ПО) поступово збільшується, а в друге зменшується, так що збільшується різниця витрат газу у протилежні секції, тим самим збільшується управляюче зусилля в каналі управління по тангажу. У вкрай повернутому положенні (фіг. 2, виноска II - ПК) уся витрата турбінного вихлопного газу, що направляється в один із каналів управління вектором тяги, надходить в одну із секцій колектора вдуву в площині тангажу. Витікаючи з колектора у сопло, газ при взаємодії з основним потоком сопла створює управляючу бокову силу в площині тангажу. Таким же чином створюють управляючі зусилля на каналі курсу. Сумарна витрата генераторного вихлопного 7 газу на всіх режимах роботи систем управління ВТ двигуна залишається постійною. Канали системи вдуву вихлопного газу по тангажу і курсу можуть працювати автономно, а можуть бути функціонально з'єднаними, так щоб уся витрата турбінного вихлопного газу при необхідності направлялась в один із чотирьох колекторів вдуву. Таким чином можливо збільшити вдвічі управляючі зусилля в каналі тангажу або курсу. Для забезпечення такого регулювання ВТ в газоводі, що з'єднує вихлопний колектор турбіни з сопловим колектором, встановлено додатковий газорозподільник 15 з приводом 16 (фіг.2, виноска III), або застосовано газорозподільники 9Т та 9К нового типу (трипозиційні, наприклад, показані на фіг. 2, виноска ІІА, поз. 17). Для подальшого збільшення управляючих зусиль в соплі РД в надзвукову частину сопла за вузлами вдуву вихлопного газу турбіни вприскується окислюючий компонент основного палива, що відбирається з трубопроводу 13 за насосом 14 двигуна і направляється приводом 16 в один або два вузли вприску 11, виготовлених в кожній чверті сопла в площинах управління ВТ двигуна по тангажу і курсу. Привід 16 вузла вприску по командах системи управління польотом відкриває доступ окислювача в сопло через форсунки 18 виготовлені в стінці сопла і об'єднані колектором 19 (фіг. 2, виноска IVa). При взаємодії основного і вприскуваного потоків створюються потрібні додаткові управляючі сили. З метою подальшого підвищення економічності регулювання вектора тяги в складі вузла вприску (фіг. 2, виноска IVб) застосовано твердий рухомий інтерцептор 20 циліндричноподібної форми, частина якого приводом 12 вводиться в надзвуковий потік через отвори Д в стінці сопла з одночасною подачею компонента ракетного палива по каналу Е, виготовленому в тілі інтерцептора, до форсунок вприску Ф, виготовлених в стінці тієї частини інтерцептора, що вводиться в надзвуковий потік сопла РРД. Вприск через рухомий інтерцептор рідинного компонента палива назустріч набігаючому потоку сопла двигуна приводить до значного збільшення розміру управляючої дії на надзвуковий потік сопла, а також охолоджує конструкцію інтерцептора і захищає його поверхню від інтенсивної теплової дії високотемпературного потоку сопла, тим самим забезпечується роботоздатність інтерцептора. Якщо бокові управляючі сили непотрібні, то інтерцептор утоплюється в вузол вприску до рівня поверхні сопла. При цьому витрата рідинного робочого тіла призупиняється. З метою підвищення інтенсивності випарювання і згоряння вприснутого компонента палива в надзвуковому газовому потоці сопла та створення рівномірної теплозахисної завіси частини інтерцептора, що виступає над поверхнею сопла, форсунки вприску виготовлені розташованими в двох ря 95575 8 дах з боку набігаючого основного потоку сопла (фіг. 2, виноска IVб переріз С-С). Завдяки цьому підвищується термогазодинамічна ефективність вприску компонента палива і економічність усієї системи регулювання вектора тяги. З метою підвищення енергомасової ефективності інтерцептора, а також для утримання його від повороту відносно повздовжньої осі, інтерцептор виготовлено так, що переріз його має форму, близьку до еліпса, більша вісь якого розміщена в площині, перпендикулярній осі сопла двигуна (фіг. 2, виноска IVб переріз С-С). У надзвуковий потік сопла інтерцептор висувають послідовно, збільшуючи його висоту пропорційно потрібним боковим управляючим зусиллям; інтерцептор висувають дискретно на одну незмінну (при одній незмінній витраті палива) висоту з необхідною для управління вектором тяги частиною; інтерцептор висувають на одну незмінну висоту при деякій мінімальній витраті компонентів палива з подальшим збільшенням витрат компонентів палива пропорційно потрібним управляючим зусиллям. Рух інтерцептора і утримання його в необхідному положенні здійснюється електромеханічним або гідромеханічним приводом, з'єднаним з системою управління вдувом турбінного вихлопного газу та системою управління польотом ЛА. Таким чином, перевагою винаходу є підвищення габаритно-масових та експлуатаційних характеристик системи регулювання вектора тяги двигуна та двигунної установки в цілому. Список використаних джерел 1. Ракети і космічні апарати конструкторського бюро "Південне". Під загальною редакцією С М. Конюхова. - Дніпропетровськ: ООО "КолорГраф". ООО РА « Тандем - У", 2001.-240 с. 2. Коваленко Н. Д. Ракетный двигатель как исполнительный орган системы управления полетом ракет / Н. Д. Коваленко. - Днепропетровск: ИТМ НАНУ и НКАУ, 2004.-412 с. 3. Пат. на винахід 71862 Україна, МПК F02 К9/42, F02 К9/82. Рідинна ракетна двигунна установка щільного компонування з регульованим вектором тяги / Коваленко М. Д., Стрельников Г. О. та інші; заявник і патентовласник Інститут технічної механіки НАНУ і НКАУ.-2003 1213350; заявл. 31.12.2003; опубл. 15.05.2006, Бюл. №5.-6 с. 4. Пат. на винахід 86958 Україна, МПК F02 К9/00, F02 К9/42. Рідинний ракетний двигун з регульованим вектором тяги / Коваленко М. Д., Стрельников Г.О. та інші; заявник і патентовласник Інститут технічної механіки НАНУ і НКАУ.-2006 07625; заявл. 07.07.2006; опубл. 10.06.2009, Бюл. № 11.-10 с. 5. Двигатель РД86Ю. Буклет ГКБ "Южное". Днепропетровск, 1999.-2 с. 6. Конюхов С. М. Украина космическая. Задача - удержаться на высокотехнологичной орбите /СМ. Конюхов // Экспо 2003, Индустрия Украины.-2003. - № 4(29). - С. 38-42. 9 95575 10 11 Комп’ютерна верстка Г. Паяльніков 95575 Підписне12 Тираж 23 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