RU10787U1 - Жидкостный ракетный двигатель для летательного аппарата - Google Patents

Description

f 71 f J/J

Жидкостный ракетный двнгатель для летательного аппарата

Полезная модель относится к ракетной технике, конкретно - к устройству ракетного двигателя для летательного аппарата (ЛА), работающего на жидком топливе.

Известен жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) для ЛА, содержащий расходные магистрали жидкости и газа, тяговую камеру, турбонасосную систему подачи жидких топливных компонентов с приводом насоса от газовой турбины, которая соединена на входе с газогенератором и на выходе - посредством выхлопного патрубка - с тяговой камерой, и средства управления летательным аппаратом с использованием реактивного сопла крена, подключенного к газогенераторному тракту через клапан управления расходом - см. пат. РФ 2119081, МПК F02K 9/00 (прототип полезной модели).

В известном ЖРД, выполненном по схеме с дожиганием рабочего тела турбины в тяговой камере, реактивное сопло крена рассчитано на использование высокотемпературного газа с весьма высоким начальным давлением, составляющим десятки мегапаскалей. В целях эффективного преобразования потенциальной энергии этого газа в управляющее тяговое усилие он должен срабатываться с понижением давления в тысячи раз относительно начального уровня, что предопределяет большие размеры и массу сопла крена, выполненного в известном ЖРД по типу сопла Лаваля. Это ухудшение технических характеристик двигателя, наблюдаемое само по себе, усугубляется необходимостью размещения на периферии двигателя (при его компоновке) крупноразмерных агрегатов крена.

Заявляемая полезная модель направлена на решение задачи улучшения габаритно-массовых характеристик двигателя. Поставленная задача решается тем, что в ЖРД для летательного аппарата, содержащем расходные магистрали жидкости и газа, тяговую камеру, турбонасосную систему подачи жидких топливных компонентов с приводом насоса от газовой турбины, которая соединена на входе с газогенератором и на выходе - посредством выхлопного патрубка - с тяговой камерой, и средства управления летательным аппаратом с использованием реактивного сопла крена, подключенного к газогенераторному тракту через клапан управМПК F02K 9/48

ления расходом, - согласно полезной модели, - сопло крена содержит центральное тело, образующее вместе с внешней оболочкой сопла кольцевой газодинамический канал. В частных случаях выполнения полезной модели: а) центральное тело выполнено подвижным, будучи совмещено с рабочим органом клапана; б) сопло крена подключено к газогенераторному тракту в месте до турбины.

При осуществлении полезной модели ожидается технический результат, совпадающий с существом решаемой задачи (см. выше).

Полезная модель поясняется при помощи ФИГ.1 и 2, на которых показаны схематично предлагаемый двигатель (ФИГ.) и вариант устройства системы крена (ФИГ.2). На обеих фигурах система крена изображена в виде на двигатель сверху.

Двигатель содержит тяговую камеру 1 с форсуночной головкой 1А и сверхзвуковым реактивным соплом 1Б, турбонасосный агрегат, включающий смонтированные соосно двухступенчатый центробежный насос горючего 2, центробежный пасос окислителя 3 и осевую газовую турбину 4, которая рассчитана на привод рабочим газом, вырабатываемым в газогенераторе 5 при сжигании расходуемого двигателем окислителя (например, жидкий кислород) и части горючего (например, жидкий метан). С газогенератором рабочий тракт турбины соединен на входе, а на выходе он соединен - посредством выхлопного патрубка (газовода) б - с форсуночной головкой камеры в целях подачи отработавшего (в данном примере - окислительного) генераторного газа в рабочее пространство камеры на дожигание с остальной частью горючего. Его подача в двигатель предусмотрена через питающий трубопровод 7, подключенный к входу насоса 2. Из первой его ступени основная часть горючего (например, 90% общего расхода) подается по трубопроводу 8 во входной коллектор 1В охлаждающей рубашки камеры, из которой поступает в форсуночную головку 1А. Остальное горючее подается второй ступенью насоса по напорному трубопроводу 9 в газогенератор. Подача окислителя в двигатель предусмотрена через питающий трубопровод 10, подключенный к входу насоса 3, из которого окислитель поступает по напорному трубопроводу 11 в газогенератор.

На форсуночной головке камеры смонтирован шарнирный подвес 12 для возможности ее поворота относительно продольной оси (при помощи не показанных на фиг. рулевых приводов) с целью управления вектором тяги двигателя. На уровне размещения шарнирного подвеса трубопроводы 7 и 10 снабжены сильфонными компенсаторами перемещений 7А и 10А, соответственно. Шарнирный подвес обеспечивает управление ЛА по каналам тангажа и рысканья, а для управления по крену двигатель снабжен четырьмя одинаковыми соплами крена 13,14,15,16, которые сгруппированы в два реактивных блока. Сопла установлены - как это принято в практике ракетостроения - на удалении от оси камеры (на периферии двигателя) и рассчитаны на попеременную попарную работу с созданием вращательного момента сил относительно оси камеры в противоположных направлениях. С этой целью сопла подключены в районе выхлопного патрубка 6 к газогенераторному тракту - посредством магистрали 17 через входящие в состав реактивных блоков клапаны 18 и 19. Они содержат газораспределительные заслонки с реверсивными электроприводами, при обесточенности которых сопла крена разобщены от питающей газовой магистрали. Электроприводы блоков синхронизированы таким образом, чтобы открывать - по команде от системы управления ЛА - доступ газа к паре сопел (13-14) или (15-16). Как показано на чертеже, сопло крена содержит центральное тело 13А, установленное по оси внешней оболочки 13Б; вместе они образуют газодинамический канал. Такие сопла относят к типу кольцевых с внутренним расширением потока.

На ФИГ. 2 показан вариант системы крена с двумя одинаковыми соплами 20, снабженными управляющими клапанами с электромагнитным приводом. Здесь представлен частный случай выполнения полезной модели, когда рабочий орган клапана совмещен с сопловым центральным телом 20А. Оно имеет вид тарелки, которая при обесточенном приводе контактирует своей кромкой с сопловой оболочкой 20Б, перекрывая подачу газа, что показано в правой части чертежа. При запитке электромагнита тарелка смещается к выходу сопла, открывая в него подачу газа, что показано в левой части чертежа. Сопла крена рассчитаны на попеременную работу, и вызванные этим дополнительные возмущения по каналам тангажа и рысканья должны отрабатываться системой управления вектором тяги.

В частном случае выполнения полезной модели сопло крена подключено к газогенераторному тракту не за турбиной, а до нее - посредством магистрали 17А. В энергетическом отношении такая схема выгоднее: требуется меньший расход массы для создания управляющей тяги - ввиду более высоких термодинамических параметров используемого газа. С другой же стороны, это обстоятельство усложняет разработку надежных газовых клапанов.

Представленные на ФИГ.1 и 2 конкретные устройства не исчерпывают все возможные случаи выполнения полезной модели: например, а) двигатель может содержать, наряду с представленной турбонасосной системой подачи, вспомогательные (бустерные) насосы, повышающие кавитационные качества этой (основной) системы; б) двигатель может оснащаться шарнирным подвесом с сильфонным компенсатором перемещений, встроенным в выхлопной патрубок турбины, в расчете на поворот камеры относительно неподвижно монтируемого турбонасосного агрегата и т.д.

Работа заявленной полезной модели понятна из представленного ее описания.

Размещение в ЖРД - согласно полезной модели, - сопел крена кольпевого типа с внутренним расширением потока улучшило габаритно-массовые характеристики двигателя. Это связано с особенностями газодинамического рабочего процесса для сопел указанного типа, благодаря которым эти сопла имеют существенно меньшие осевые размеры и массу по сравнению с традиционными соплами Лаваля.

Наибольшая эффективность полезной модели проявляется в применении к ЛА, оснащенным жидкостными ракетными двигателями, которые выполнены по схеме с дожиганием рабочего тела турбины в тяговой камере.

От авторов-заявителей И.А.Клепиков

..9

Claims (3)

1. Жидкостный ракетный двигатель для летательного аппарата, содержащий расходные магистрали жидкости и газа, тяговую камеру, турбонасосную систему подачи жидких топливных компонентов с приводом насоса от газовой турбины, которая соединена на входе с газогенератором и на выходе - посредством выхлопного патрубка - с тяговой камерой, и средства управления летательным аппаратом с использованием реактивного сопла крена, подключенного к газогенераторному тракту через клапан управления расходом, отличающийся тем, что сопло крена содержит центральное тело, образующее вместе с внешней оболочкой сопла кольцевой газодинамический канал.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что центральное тело выполнено подвижным, будучи совмещено с рабочим органом клапана.

3. Двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что сопло крена подключено к газогенераторному тракту в месте до турбины.