RU2161263C2

RU2161263C2 - Liquid-propellant afterburner rocket engine

Info

Publication number: RU2161263C2
Application number: RU95121284/06A
Authority: RU
Inventors: В.Г. Чикалов; Г.М. Горелов; В.Н. Орлов; В.А. Барышевский; С.В. Михайлов
Original assignee: Акционерное общество открытого типа "Самарский научно-технический комплекс им. Н.Д.Кузнецова"
Priority date: 1995-12-19
Filing date: 1995-12-19
Publication date: 2000-12-27

Abstract

FIELD: rocketry. SUBSTANCE: liquid-propellant rocket includes combustion chamber with gas passage and bearing members on body of chamber head, gimbal spherical mount including engine actuators with rods, actuating cylinders and brackets for rods. Gimbal spherical mount is provided with fixed bearing cone and hollow bearing cone fastened with combustion chamber. Gas passage of chamber is located inside movable bearing cone having hole for gas passage and load-bearing flange coupled with bearing members of chamber head. Brackets for connecting rods of actuators are mounted in swinging planes on outer surface of movable bearing cone. EFFECT: enhanced operational reliability; reduced mass of engine; unification of combustion chamber. 2 dwg

Description

Изобретение относится к области однокамерных жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с дожиганием генераторного газа, изменяемого вектора тяги за счет качания камеры сгорания. The invention relates to the field of single-chamber liquid rocket engines (LRE) with afterburning of the generator gas, a variable thrust vector due to the swing of the combustion chamber.

Известны однокамерные ЖРД с управлением вектора тяги. Такие двигатели имеют карданный подвес, расположенный над головкой камеры сгорания, на ее днище. Камера имеет возможность поворота во всех направлениях, что обеспечивается наличием двух рулевых приводов, расположенных во взаимно перпендикулярных плоскостях. Каждый рулевой привод состоит из силового цилиндра и тяг, закрепленных на двух парах кронштейнов. При этом одна пара кронштейнов установлена на силовом каркасе ракеты, а вторая - на головке камеры сгорания, или на корпусе камеры сгорания в районе критического сечения (см. книгу под редакцией Г.Г. Гахуна "Конструирование и проектирование ЖРД", М, Машиностроение, 1989 г., стр. 61, 62 и 375 и книгу авторов Dieter K.Huzel, David H. Huang "Design of Liquid Propellant Kocket Engines" Вашингтон, НАСА, 1967, глава V, стр. 277, фиг. 7 - 13). Single chamber rocket engines with thrust vector control are known. Such engines have a gimbal located above the head of the combustion chamber, on its bottom. The camera has the ability to rotate in all directions, which is ensured by the presence of two steering drives located in mutually perpendicular planes. Each steering gear consists of a power cylinder and rods mounted on two pairs of brackets. In this case, one pair of brackets is mounted on the rocket’s power frame, and the second - on the head of the combustion chamber, or on the body of the combustion chamber in the region of a critical section (see the book edited by GG Gakhun "Design and Design of LRE", M, Mechanical Engineering, 1989, pp. 61, 62, and 375 and authors' book, Dieter K. Huzel, David H. Huang, Design of Liquid Propellant Kocket Engines, Washington, NASA, 1967, chapter V, pp. 277, Figs. 7-13) .

Установка силовых кронштейнов на высокотемпературных деталях, подверженных большим внутренним давлениям, может быть причиной больших недопустимых концентраций напряжений. Это требует соответствующих конструктивных мероприятий в виде дополнительных ужесточающих колец, ребер жесткости и т.п., установленных на паяной оболочке камеры сгорания. The installation of power brackets on high-temperature parts subject to high internal pressures can cause large unacceptable stress concentrations. This requires appropriate structural measures in the form of additional tightening rings, stiffeners, etc., installed on the soldered shell of the combustion chamber.

Задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в увеличении надежности работы двигателя и унификации камеры сгорания для двигателей с качанием камеры и без качания. The problem to which the invention is directed, is to increase the reliability of the engine and the unification of the combustion chamber for engines with swinging the chamber and without swinging.

Поставленная задача решается тем, что в известном однокамерном ЖРД газовод камеры сгорания расположен внутри подвижного опорного конуса, снабженного отверстием для прохода газовода и силовым фланцем, состыкованным с опорными элементами головки камеры, а кронштейны для подсоединения тяг рулевых приводов установлены в плоскостях качания на наружной поверхности подвижного опорного конуса. The problem is solved in that in the well-known single-chamber liquid propellant rocket engine, the gas duct of the combustion chamber is located inside the movable support cone, equipped with an opening for the passage of the gas duct and a power flange docked with the support elements of the head of the chamber, and the brackets for connecting the tie rods of the steering drives are installed in the rocking planes on the outer surface of the movable support cone.

Стыковка подвижного опорного конуса по его фланцу с холодными опорными элементами головки камеры сгорания позволяет избежать нагрева опорного конуса и элементов карданного шарового подвеса. Размещение газовода внутри опорного конуса дает уменьшение длинного габарита двигателя, а установка кронштейнов рулевых приводов на опорном конусе приводит к уменьшению длин ходов силовых цилиндров рулевых приводов. Уменьшение упомянутых длин позволяет уменьшить массу двигателя. Наличие отъемного от камеры сгорания опорного подвижного конуса позволяет использовать одну и ту же камеру сгорания в виде модуля, как на однокамерном ЖРД с изменением вектора тяги, так и на многокамерных ЖРД с неподвижными, некачающимися камерами сгорания (т.е. унифицировать камеру). The docking of the movable support cone along its flange with the cold support elements of the head of the combustion chamber avoids heating the support cone and elements of the universal joint ball suspension. Placing the gas duct inside the support cone reduces the long dimension of the engine, and installing the steering gear brackets on the support cone reduces the travel lengths of the power cylinders of the steering drives. Reducing the mentioned lengths reduces the weight of the engine. The presence of a support movable cone detachable from the combustion chamber allows the use of the same combustion chamber in the form of a module, both on a single-chamber rocket engine with a change in the thrust vector, and on multi-chamber rocket engines with fixed, non-pumping combustion chambers (i.e. unify the chamber).

Настоящее изобретение описано более полно при помощи нижеследующих чертежей. The present invention is described more fully with the help of the following drawings.

На фиг. 1 представлен схематически общий вид однокамерного ЖРД с дожиганием генераторного газа изменяемого вектора, тяги; на фиг. 2 - разрез по А-А на фиг. 1. In FIG. 1 schematically shows a general view of a single-chamber liquid-propellant rocket engine with afterburning of a variable vector generator gas, thrust in FIG. 2 is a section along AA in FIG. 1.

ЖРД с дожиганием генераторного газа содержит камеру сгорания 1, установленную с возможностью качания на карданном шаровом подвесе 2. Карданный подвес расположен между неподвижной опорной частью 3 и полным подвижным опорным конусом 4, причем конус 3 закреплен на силовом каркасе 5 ракеты, конус 4 скреплен с камерой сгорания 1. Камера сгорания снабжена форсуночной головкой 6 с газоводом 7 и конусом 8. Корпус головки выполнен с опорными элементами 9. Газовод 7 расположен внутри полого конуса 4 и пропущен наружу через отверстие 10, выполненное в стенке опорного конуса. Опорные элементы 9 состыкованы, например, с помощью болтов с силовым фланцем 11 конуса 4. К газоводу 7 через фланцевое соединение 12 подвешен турбонасосный агрегат 13 с газогенератором 14. Двигатель снабжен системой рулевых приводов качания двигателя. Система включает два привода 15 и 16, расположенных в двух взаимно перпендикулярных плоскостях. Каждый привод включает силовой цилиндр 17 и тягу 18, причем привод 15 прикреплен с одного конца к силовому каркасу 5, а с другого через стержневой кронштейн 19 к кронштейнам 20 и 21, установленным на наружной поверхности подвижного конуса 4. Привод 16 с одного конца также прикреплен к силовому каркасу 5, а с другого - к кронштейну 22, расположенному на конусе 4. The LRE with afterburning of the generator gas comprises a combustion chamber 1 mounted for swinging on a cardan ball suspension 2. A cardan suspension is located between the fixed support part 3 and the full movable support cone 4, moreover, the cone 3 is fixed to the power frame 5 of the rocket, the cone 4 is fastened to the camera combustion 1. The combustion chamber is equipped with a nozzle head 6 with a gas duct 7 and a cone 8. The head housing is made with support elements 9. The gas duct 7 is located inside the hollow cone 4 and passed out through an opening 10 made in the wall support cone. The supporting elements 9 are joined, for example, by means of bolts with a power flange 11 of the cone 4. A turbo pump unit 13 with a gas generator 14 is suspended from the gas duct 7 through a flange connection 12. The engine is equipped with a system of steering gear drives for the engine to swing. The system includes two drives 15 and 16, located in two mutually perpendicular planes. Each drive includes a power cylinder 17 and a rod 18, and the drive 15 is attached from one end to the power frame 5, and from the other through the rod bracket 19 to the brackets 20 and 21 mounted on the outer surface of the movable cone 4. The drive 16 is also attached at one end to the power frame 5, and from the other to the bracket 22 located on the cone 4.

При необходимости изменения вектора тяги в соответствующий силовой цилиндр 17 подается под давлением рабочая среда. Силы, образуемые силовыми цилиндрами, обеспечивают перемещение тяг и создают крутящие моменты, и камера сгорания 1 вместе с подвижным опорным конусом поворачивается относительно центра карданного шарового подвеса. При этом сила тяги, образуемая камерой сгорания, через опорные элементы 9 передается на подвижный опорный конус 4 и затем через карданный подвес 2 и неподвижную опорную часть 3 на силовой каркас 5 ракеты. If necessary, change the thrust vector into the corresponding power cylinder 17 is fed under pressure to the working medium. The forces generated by the power cylinders provide movement of the rods and create torques, and the combustion chamber 1 together with the movable support cone rotates relative to the center of the universal joint ball suspension. In this case, the traction force formed by the combustion chamber is transmitted through the supporting elements 9 to the movable supporting cone 4 and then through the gimbal 2 and the stationary supporting part 3 to the rocket power frame 5.

Стыковка подвижного опорного конуса с камерой сгорания по холодным охлаждаемым одним из рабочих компонентов топлива опорным элементам позволяет обеспечить надежность работы конструкции без разрушения места закрепления опорного конуса. Размещение высоконагретого газовода 7 внутри опорного конуса 4 приводит к уменьшению длинного габарита камеры сгорания. Размещение кронштейнов крепления 20, 21, 22 на холодном опорном конусе 4 позволяет избежать местные нагружения на паяные высокотемпературные оболочки камеры сгорания и тем самым, повысить надежность работы камеры. Кроме того, более высокое расположение нижних кронштейнов рулевых приводов приводит к уменьшению длин рулевых приводов и общих габаритов двигателя. Наличие съемного с камеры сгорания подвижного опорного конуса позволяет также использовать камеру сгорания, как отдельный модуль для однокамерного ЖРД изменяемого вектора тяги, так и в многокамерных ЖРД с неподвижными камерами сгорания, т. е. унифицировать камеры сгорания для ЖРД различных типов. The docking of the movable support cone with the combustion chamber on the support elements cold cooled by one of the working components of the fuel ensures the reliability of the structure without destroying the fastening point of the support cone. Placing a highly heated gas duct 7 inside the support cone 4 reduces the long dimension of the combustion chamber. The placement of the mounting brackets 20, 21, 22 on the cold support cone 4 avoids local stresses on the brazed high-temperature shell of the combustion chamber and thereby increase the reliability of the chamber. In addition, a higher location of the lower brackets of the steering drives leads to a decrease in the length of the steering drives and the overall dimensions of the engine. The presence of a movable support cone removable from the combustion chamber also allows the combustion chamber to be used, either as a separate module for a single-chamber LRE of a variable thrust vector, or in multi-chamber LREs with stationary combustion chambers, i.e., to unify combustion chambers for various types of LRE.

Claims

A liquid-propellant rocket engine with afterburning, comprising a combustion chamber with a gas duct and supporting elements on the housing of the camera head, a cardan ball suspension, characterized in that it contains a system of steering gears for swinging the engine with rods, power cylinders and brackets for rods, the cardan ball suspension is equipped with a fixed support cone and a hollow movable fastened to the combustion chamber, and the gas duct of the chamber is located inside the movable support cone, provided with an opening for the passage of the gas duct and a power flange, joint nym with camera head support members, and brackets for connecting rods steering actuators mounted in rocking planes on the outer surface of the movable support cone.