Рідинний ракетний двигун з допалюванням в надзвуковій частині сопла відпрацьованого на турбіні генераторного газу та з регульованим вектором тяги

Реферат: Винахід належить до ракетно-космічної техніки і може бути використаний як маршовий рідинний ракетний двигун верхніх ступенів ракет-носіїв та розгінних блоків космічних апаратів. До складу рідинного ракетного двигуна з допалюванням в надзвуковій частині сопла відпрацьованого на турбіні генераторного газу та з регульованим вектором тяги входять камера згоряння з надзвуковим соплом, турбонасосна система подачі компонентів палива з газогенератором і з активного типу турбіною, вихлопний колектор якої з'єднаний газоводом з кільцевим колектором системи вдуву в сопло відпрацьованого на турбіні генераторного газу. Для допалювання генераторного газу та регулювання вектора тяги камери двигуна в стінці на надзвуковій частині сопла виготовлено форсунки вприску окислюючого компонента палива, об'єднані одним кільцевим колектором, розділеним перегородками на вісім секцій, які з'єднані системою трубопроводів з високонапірною магістраллю двигуна. Для регулювання вектора тяги двигуна кожні дві діаметрально протилежні секції, що розташовані в площинах керування вектором тяги по тангажу і курсу, з'єднані між собою трубопроводом з гідророзподільником керованим приводом. Вхідний патрубок кожного гідророзподільника з'єднано трубопроводом з гідророзподільником подачі окислюючого компонента в систему регулювання вектора тяги і в проміжні секції вприску окислювача для допалювання генераторного газу. Перевагою винаходу є розширення функціональних можливостей системи регулювання вектора тяги двигуна за рахунок використання нової схеми розподілу витрат окислюючого компонента палива та підвищення ефективності регулювання вектора тяги. UA 98431 C2 (12) UA 98431 C2 UA 98431 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Винахід належить до ракетно-космічної техніки і може бути використаний як маршовий рідинний ракетний двигун (РРД) верхніх ступенів ракет-носіїв та розгінних блоків космічних апаратів. Відомі РРД зазначеного призначення з турбонасосною системою подачі компонентів палива і допалюванням відпрацьованого на турбіні газу в надзвуковій частині сопла [1]. Недоліком двигуна по патенту [1] (з допалюванням вихлопного газу турбіни в надзвуковій частині сопла основної камери) є те, що в ньому не регулюється вектор тяги (ВТ), в зв'язку з цим різко зменшуються функціональні можливості і балістичні характеристики двигунної установки в цілому. Відомі з багатьох джерел, зокрема [2, 3, 4], механічні та термогазодинамічні способи та пристрої регулювання вектора тяги ракетного двигуна. Але використання у двигунах з допалюванням вихлопного турбінного газу в надзвуковій частині сопла (по зазначеному вище патенту [1]) відомих пристроїв регулювання ВТ недоцільно або неможливо. Деякі відомі рішення по системі регулювання ВТ не сумісні з рішеннями по допалюванню вихлопного газу або потребують використання у складі двигуна додаткових пристроїв, агрегатів, систем, при цьому збільшується маса конструкції двигуна, зростають об'єм, термін і витрати коштів на відпрацювання двигуна в цілому. Найбільш близьким аналогом двигуна (прототипом), де застосовано нові рішення, є рідинний ракетний двигун з допалюванням відпрацьованого на турбіні генераторного газу та з регульованим вектором тяги по патенту України на винахід № 94359. До загальних істотних ознак двигуна-прототипу і двигуна, що заявляється, відноситься те, що двигун установлено нерухомо і щільно компонується. Він містить в собі камеру згоряння з надзвуковим соплом, які охолоджуються регенеративно основними компонентами палива, турбонасосну систему подачі двох компонентів палива приблизно одного тиску в камеру згоряння двигуна і газогенератор, що генерує для турбіни робочий газ, з великим надлишком пального. Вихідний колектор турбіни сполучено газоводом з кільцевим колектором, виготовленим в середній частині надзвукового сопла і з'єднаним кільцевою щілиною з внутрішнім простором сопла; на стінці сопла в зоні щілини вдуву в сопло генераторного газу виготовлено в одній площині поперечного перерізу сопла секції кільцевого колектора з форсунками вприску окислювального компонента палива в сопло, який з'єднано з трубопроводом, що відбирає окислюючий компонент з високонапірної магістралі двигуна. Вісь симетрії кожної секції розташована в площинах керування польотом ступеня ракети щодо тангажа та курсу, кожні дві діаметрально протилежні секції вприску з'єднані між собою трубопроводом з гідророзподільником, який керований приводом за командами від системи керування польотом апарата, а вхідний патрубок кожного гідророзподільника каналів тангажа та курсу з'єднано з трубопроводами подачі окислюючого компонента для допалювання в соплі вихлопного генераторного газу, які можуть бути з'єднані безпосередньо, або з використанням додаткового гідророзподільника з високонапірною магістраллю двигуна до або після тракту камери. Недоліком двигуна-прототипу є те, що він має неекологічну систему вприску окислюючого компонента в сопло в зв'язку з тим, що секції вприску мають великий кут сектора вприску βвп=90°, при цьому маємо великі втрати бокових сил від впливу кривизни поверхні сопла, а також маємо відносно невисоку ефективність взаємодії основного потоку сопла з керованим потоком окислювального компонента палива, що вприскується. В основу винаходу поставлена задача удосконалення двигуна за рахунок застосування нових схемних і конструктивних рішень щодо вприску окислюючого компонента палива в сопло з метою регулювання вектора тяги двигуна-прототипу з урахуванням особливостей допалювання відпрацьованого на турбіні генераторного газу. Поставлена задача вирішується тим, що для регулювання ВТ використовується не увесь кільцевий колектор вприску, а тільки його чотири частини. Це досягається використанням нижченаведених варіантів виконання конструкції двигуна: - в кільцевому колекторі з форсунками вприску в сопло окислюючого компонента палива виготовлено вісім перегородок таким чином, що колектор стає розділеним на вісім секцій (дискретним). Вісь симетрії чотирьох секцій вприску розташована в площинах керування польотом ступеня ракети щодо тангажа і курсу; кожні дві діаметрально протилежні секції вприску окислювача (секції тангажа або курсу) з'єднані між собою трубопроводом з гідророподільником, який керований приводом за командами від системи керування польотом, вхідний патрубок кожного гідророзподільника, а також інші чотири секції з'єднані трубопроводами з високонапірною магістраллю двигуна, що подає окислювач в сопло для допалювання генераторного газу; 1 UA 98431 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 - з метою визначення оптимальних режимів допалювання вихлопного турбінного газу в сукупності з оптимальними режимами керування вектором тяги двигуна кут сектора кільцевого колектора вприску βвп становить 30°; Суть винаходу пояснюється кресленням на фіг. 1, де зображено схему двигуна з допалюванням вихлопного турбінного газу в надзвуковій частині сопла і системою газодинамічного регулювання вектора тяги. Ракетний двигун містить в собі камеру згоряння 1 з надзвуковим соплом 2, турбонасосну систему подачі компонентів палива в камеру, яка включає газогенератор 3, турбіну 4, насос окислювача 5, насос пального 6. По трубопроводах окислювача 7 і пального 8 компоненти палива після охолодження стінок камери надходять до камери згоряння 1. Одночасно по трубопроводах 9 і 10 компоненти палива надходять в газогенератор 3, де створюється генераторний газ з великим надлишком пального, який надходить на турбіну 4 і, віддавши частину енергії турбіні, надходить у вихлопний колектор 11. Вихлопний колектор 11 турбіни з'єднаний з кільцевим колектором 12 вдуву в сопло відпрацьованого на турбіні 4 генераторного газу, який розташовано у надзвуковій частині сопла і з'єднано щілиною 13 з проточною (внутрішньою) частиною сопла. В забезпечення рівномірності і стабільності геометричних характеристик щілини 13 стінки щілини з'єднані ребрами жорсткості 14, які рівномірно розташовані по периметру щілини 13. Вхідні паливні колектори окислювача 15 і пального 16 з охолоджуючими трактами камери закінчуються вихідними колекторами 17 і 18, з яких компоненти палива надходять у форсункову головку 19 камери згоряння 1. Для допалювання відпрацьованого на турбіні 4 генераторного газу на надзвуковій частині сопла виготовлено форсунки вприску окислювача 20, який надходить до форсунок із кільцевого колектора 21, виготовленого на стінці сопла і з'єднаного розгалуженою системою трубопроводів 22 і 25 з вихідним колектором 17 окислюючого компонента. Для регулювання вектора тяги двигуна колектор вприску 21 окислюючого компонента палива в сопло 2 розділено перегородками 23 на вісім секцій. Чотири секції 21.1, 21.2, 21.3, 21.4 (перетин А-А фіг. 2) розташовані в площинах керування ВТ по каналах тангажа і курсу. Кожні дві протилежні секції 21.1, 21.2 і 21.3, 21.4 з'єднані між собою трубопроводами 25.1 і 25.2 з гідророзподільниками 24.1 і 24.2, які керовані приводами 26.1 і 26.2, що з'єднані системою керування (СУ) вектором тяги по площинах тангажа і курсу. З метою визначення оптимальних режимів допалювання вихлопного турбінного газу в сукупності з оптимальними режимами керування вектором тяги двигуна кут сектора кільцевого колектора вприску βвп становить 30°. Інші чотири секції 21.5, 21.6, 21.7, 21.8 з'єднані між собою трубопроводом 28 з гідророзподільником 27, який керований приводом 29. Гідророзподільник 27 з приводом 29 встановлено в трубопровід 22 для розширення діапазону регулювання вектора тяги двигуна в одній із площин по тангажу або курсу без збільшення витрат окислювача для вприску в сопло. При цьому гідророзподільник 27 перерозподіляє витрати окислювача між системою регулювання вектором тяги (по розгалуженій системі трубопроводів 22) та системою допалювання вихлопного газу турбіни (по трубопроводу 28). Пристрій працює таким чином. Турбонасосна система 3, 4, 5, 6 подає компоненти палива по трубопроводах 7 і 8 до вхідних колекторів 15 і 16 з охолоджуючими трактами камери згоряння 1. Після охолодження камери згоряння підігріті компоненти палива надходять у вихідні колектори 17 і 18, з яких надходять у форсункову головку 19, згорають при оптимальному співвідношенні секундних витрат, продукти згоряння витікають із сопла і створюють реактивну тягу. По трубопроводах 9 і 10 компоненти палива, які відбираються із основних паливних трубопроводів 7 і 8, надходять в газогенератор 3. Генераторний газ із генератора 3 надходить на турбіну 4, із вихлопного колектора 11 він надходить до кільцевого колектора 12. З колектора 12 генераторний газ вдувається в надзвуковий потік сопла 2 через кільцеву щілину 13. Для допалювання вдуваного в сопло газу окислюючий компонент відбирається із колектора 17 і подається по магістралі 22 в розподільну гідросистему регулювання вектора тяги до гідророзподільників 24 і далі до колектора 21 форсунок вприску 20. В надзвуковій частині сопла 2 окислювач взаємодіє з генераторним газом, що вдувається, який таким чином допалюється, що підвищує реактивну тягу двигуна. При відсутності потреби в регулюванні вектора тяги гідророзподільниками 24 окислюючий компонент направляється рівномірно у всі секції колектора 21. Для регулювання вектора тяги по каналах тангажа і курсу гідророзподільники 24, за командами керування СУ на приводи 26, перерозподіляють витрати окислювача нерівномірно між протилежними секціями в залежності від необхідних бокових керуючих сил. При різних витратах окислювача в протилежних секціях створюються неврівноважені бокові сили і таким чином змінюється вектор тяги двигуна. Для забезпечення максимальних бокових сил, наприклад, в площині тангажа, весь окислювач, що 2 UA 98431 C2 5 10 15 20 проходить через гідророзподільник 24.1, направляється в одну із секцій 21.1 або 21.2, в іншій може залишатися тільки витік. Аналогічно регулюється вектор тяги в площині курсу. Для збільшення бокових сил в системі регулювання вектора тяги двигуна гідророзподільник 27 зменшує витрати окислювача в секції допалювання вихлопного газу турбіни, які не задіяні в системі регулювання вектора тяги двигуна. СПИСОК ВИКОРИСТАНИХ ДЖЕРЕЛ 1. Патент на винахід 86966, Україна, МПК F23H9/00. Спосіб допалювання відпрацьованого генераторного газу турбіни турбонасосного агрегату рідинного ракетного двигуна та пристрій для його застосування / Коваленко М. Д., Стрельніков Г.О., Коваленко Г.М, Хоменко О.В., Коваленко Т.О., Сироткіна Н.П.; заявник і патентовласник Інститут технічної механіки НАНУ і НКАУ. - а200610599; заявл. 06.10.2006; опубл. 10.06.2009, Бюл. 11. - 16 с. 2. Ракети і космічні апарати конструкторського бюро "Південне". Під загальною редакцією С.М. Конюхова. - Дніпропетровськ: ООО "КолорГраф". - ООО РА "Тандем - У", 2001. - 240 с. 3. Коваленко Н.Д. Ракетный двигатель как исполнительный орган системы управления полетом ракет / Н.Д. Коваленко. - Днепропетровск: ИТМ НАНУ и НКАУ, 2004. - 412 с. 4. Патент на винахід 86958, Україна, МПК F02K9/00, F02K9/42. Рідинний ракетний двигун з регульованим вектором тяги / Коваленко М.Д., Стрельников Г.О., Коваленко Г.М., Хоменко О.В., Коваленко Т.О., Сироткіна Н.П.; заявник і патентовласник Інститут технічної механіки НАНУ і НКАУ. - 2006 07625; заявл. 07.07.2006; опубл. 10.06.2009, Бюл. № 11. - 10 с. 5. Патент на винахід 94359, Україна, МПК F02K9/00, F02K9/42. Рідинний ракетний двигун з допалюванням відпрацьованого на турбіні генераторного газу та з регульованим вектором тяги / Коваленко М.Д., Стрельников Г.О., Коваленко Г.М., Ігнатьєв О.Д., Коваленко Т.О., Сироткіна Н.П.; заявник і патентовласник Інститут технічної механіки НАНУ і НКАУ. - а201005331; заявл. 30.04.2010; опубл. 26.04.2011, Бюл. № 8. - 10 с. 25 ФОРМУЛА ВИНАХОДУ 30 35 40 45 Рідинний ракетний двигун з допалюванням в надзвуковій частині сопла відпрацьованого на турбіні генераторного газу та з регульованим вектором тяги, до складу якого входить камера згоряння з надзвуковим соплом, яка має охолоджуючі тракти з паливними вхідними і вихідними колекторами, турбонасосна система подачі компонентів палива з газогенератором, що працює на основних компонентах палива з великим надлишком пального, з активного типу турбіною, вихлопний колектор якої з'єднаний газоводом з кільцевим газовим колектором, виготовленим в середній частині надзвукового сопла з кільцевою щілиною вдуву відпрацьованого на турбіні генераторного газу, яка з'єднує порожнину колектора вдуву з порожниною сопла, а також форсунки вприску в сопло окислюючого компонента палива, виготовлені в стінці сопла із рівномірним розташуванням по периметру поперечного перерізу сопла і об'єднані одним паливним колектором, розділеним перегородками на секції, з'єднані системою трубопроводів з високонапірною магістраллю окислюючого компонента палива, який відрізняється тим, що в колекторі форсунок вприску в сопло окислюючого компонента палива виготовлено вісім перегородок, які розділяють його на вісім секцій, причому вісь симетрії чотирьох секцій вприску розташована в площинах керування польотом ступеня ракети щодо тангажа і курсу, кожні дві діаметрально протилежні секції вприску окислювача (секції тангажа або курсу) з'єднані між собою трубопроводами з гідророзподільниками, які керовані приводами за командами від системи керування польотом, при цьому вхідний патрубок кожного гідророзподільника, а також інші чотири секції з'єднані трубопроводами з високонапірною магістраллю двигуна, що подає окислювач в сопло для допалювання генераторного газу, а чотири секції вприску окислюючого компонента палива в сопло, які розташовані в площинах тангажа і курсу, виготовлено з оптимальним для регулювання вектора тяги кутом сектора вприску βвп = 30°. 3 UA 98431 C2 Комп’ютерна верстка Д. Шеверун 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