RU12188U1 - Двигатель для ракетного летательного аппарата на жидком топливе - Google Patents

Abstract

Двигатель для ракетного летательного аппарата на жидком топливе

Двигатель содержит расходные магистрали газа и жидкости, тяговую камеру, турбоиасосиый агрегат с расположеииыми соосио иасосами жидких топливиых компонеитов и приводиой газовой турбииой, которая соединена иа входе с газогенератором н на выходе - посредством выхлопного патрубка - с тяговой камерой. В целях управления летательным иа камере смонтнроваи шарнирный подвес, иа периферии двигателя смоитироваиы сопла крена с подключением сопла к газогенераторному тракту через управляющнй клапан, а в расходных магнстралях предусмотрены сильфониые компеисаторы перемещений с размещением их вие выхлопиого патрубка, который выполнен в внде геометрически иеизменной конструкции. Достигается комплексиое повьппеиие технических характеристик двигателя.

Реферат

Description

Двигатель для ракетного летательного анпарата

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

Известен двигатель для ракетного ЛА на жидком топливе, содеру/сащий расходные магистрали газа и жидкости, тяговую камеру, турбонасосный агрегат с расположенными соосно насосами жидких топливных компонентов и приводной газовой турбиной, которая соединена на входе с газогенератором и на выходе - посредством выхлопного патрубка - с тяговой камерой, средства управления вектором тяги со смонтированным на камере шарнирным подвесом, с размещенными в расходных магистралях сильфонными компенсаторами перемещений и удаленные от оси камеры сопла крена с подключением сопла к газогенераторному тракту через клапан управления расходом- см. пат. РФ по заявке 96121673 от 06.11.96, МПК F02K 9/00 (прототип полезной модели).

В известном двигателе (конструкция которого предусматривает поворот в шарнирном подвесе одной только камеры), выхлопной патрубок турбины, содержащий высокотемпературный (порядка 800К) и химически агрессивный газ с давлением в десятки мегапаскалей (до 500 кгс/см), снабжен многослойным сильфонным компенсатором перемещений, который является структурной частью щарнирного подвеса. Эту уникальную конструкцию дополняют сложные компенсаторы перемещений, размещенные в высоконапорных жидкостных магистралях, соединяющих камеру с насосом. Итогом всего является усложнение и удорожание двигателя, наряду с потенциальным снижением его надежности (что действительно проявилось в ходе эксплуатации конкретных образцов техники). Заявляемая полезная модель направлена на решение задачи комплексного повышения технических характеристик двигателя. Поставленная задача решается тем, что в двигателе для ракетного ЛА на жидком топливе, содержащем расходные магистрали газа и жидкости, тяговую камеру, турбопасосный агрегат с расположенными соосно насосами жидких топливных компонентов и приводной газовой турбиной, которая соединена на входе с газогенератором и на выходе - посредством выхлопного патМПК F02K 9/48 на жидком топливе

рубка - с тяговой камерой, средства управления вектором тяги со смонтированным на камере шарнирным подвесом, с размещенными в расходных магистралях сильфонными компенсаторами перемещений и удаленные от оси камеры сопла крена с подключением сопла к газогенераторному тракту через клапан управления расходом - согласно полезной модели, - компенсаторы перемещений размещены вне выхлопного патрубка, который выполнен в виде геометрически неизменной конструкции.

В частном случае выполнения полезной модели сопла крена подключены к газогенераторному тракту в месте до турбины.

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

Полезная модель поясняется при помощи ФИГ. 1,2,3, на которых показаны схематично предлагаемый двигатель (ФИГ.1) и различные варианты устройства системы крена (ФИГ.2,3). Па всех 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 насос 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) 6 - с форсуночной головкой камеры в целях подачи отработавщего (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 рубащки камеры, из которой поступает в форсуночную головку 1А. Остальное горючее подается второй ступенью насоса по нанорному 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 (при помощи не показанных на фиг. рулевых приводов) с целью управления вектором тяги двигателя. Двигатель устроен так, что вместе с камерой происходит поворот и турбонасосного агрегата с газогенератором, или всего двигателя. Выхлопной патрубок 6 выполнен в виде геометрически неизменной (жесткой, статической} конструкции, и для функционирования шарнирного подвеса на уровне его размещения 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 двумя парами сопел крена (13-14) и (15-16), которые установлены - как это принято в практике ракетостроения - на удалении от оси камеры (на периферии двигателя) и рассчитаны на попеременную 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 магистралей 17, 18 и 19 через клапан управления расходом 20 с рабочим органом в виде распределительной заслонки 20А, снабженной реверсивным электроприводом 20Б. При его обесточенпости заслонка разобщает сопла крена и питающую газовую магистраль 77; она сообщается с надлежащей парой сопел по команде от системы управления ЛА.

Представленная на ФИГ. конкретная система крена не исчерпывает все возможности ее устройства. Па ФИГ.2 представлен вариант с прежними четырьмя соплами, сгруппированными в два блока крена 21 -я 22 с общим газораспределителем на два сопла. Электроприводы блоков синхронизированы таким образом, чтобы открывать доступ газа к паре сопел (13-14) или (15-16). В этом варианте сопла крена размещены рядом с управляющими расходными клапанами (объединены с ними конструктивно в единые функциональные блоки), что устраняет присущие первому варианту длинные трубопроводы 18,19. Это улучшает динамику процессов включения и выключения сопел и снижает непроизводительные потери массы рабочего газа. Лучшим в этом отношении может оказаться представленный на ФИГ.З вариант с двумя блоками крена 23 и 24, где сопла снабжены индивидуальными управляюшими расходными клапанами 25 с электромагнитным приводом.

и 16, возникающие при работе отдельных сопел возмущения по каналам тангажа и рысканья будут отрабатываться системой управления вектором тяги.

В частном случае выполнения полезной модели сопла крена могут подключаться к газогенераторному тракту не за турбиной, а до нее - посредством магистрали /ТЛ. 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.

Работа заявленной полезной модели понятна из представленного описания. Очевидно, что для поворота в шарнирном подвесе всего двигателя требуется повышенная (по сравнению с прототипом) мощность рулевых приводов, что, однако, более чем компенсируется упрощением конструкции шарнирного подвеса и компенсаторов перемещений, которые работают теперь в несравненно облегченных условиях. Ожидаемый технический результат проявляется в полной мере.

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 .А.Клепиков

.

Claims (2)

1. Двигатель для ракетного летательного аппарата на жидком топливе, содержащий расходные магистрали газа и жидкости, тяговую камеру, турбонасосный агрегат с расположенными соосно насосами жидких топливных компонентов и приводной газовой турбиной, которая соединена на входе с газогенератором и на выходе - посредством выхлопного патрубка - с тяговой камерой, средства управления вектором тяги со смонтированным на камере шарнирным подвесом, с размещенными в расходных магистралях сильфонными компенсаторами перемещений и удаленные от оси камеры сопла крена с подключением сопла к газогенераторному тракту через клапан управления расходом, отличающийся тем, что компенсаторы перемещений размещены вне выхлопного патрубка, который выполнен в виде геометрически неизменной конструкции.

2. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что сопла крена подключены к газогенераторному тракту в месте до турбины.