RU2174620C2

RU2174620C2 - Liquid-propellant rocket engine plant

Info

Publication number: RU2174620C2
Application number: RU99126105A
Authority: RU
Inventors: Н.Ф. Иванов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева"
Priority date: 1999-12-09
Filing date: 1999-12-09
Publication date: 2001-10-10

Abstract

FIELD: space engineering; non- expendable space systems. SUBSTANCE: engine plant includes central and side propellant component tanks, modular combustion chambers, external expansion nozzle made in form of metal central body which performs function of lower bottom for central tank; it is provided with regenerative cooling line; upper portion of central of central tank is made from composite material on base of carbon-filled plastic; plant is provide with circular load-bearing frame and frame for securing the central tank which is made in form of rods with articulation units for securing each rod to central tank and to load-bearing circular frame; upper portion of central tank is mounted at spaced relation to circular frame and payload. EFFECT: facilitated manufacture; reduced mass of upper portion of central tank due to exclusion of engine plant from its load- bearing system. 3 dwg

Description

Жидкостная ракетная двигательная установка (ЖРДУ) относится к космической технике и предназначена для одноступенчатых многоразовых транспортных космических систем (ТКС). Liquid propellant rocket propulsion system (LRE) refers to space technology and is intended for single-stage reusable transport space systems (TCS).

Конкурентоспособность современных ТКС определяется стоимостью выведения на орбиту единицы массы полезного груза (ПГ). Одним из основных направлений существенного снижения стоимости выведения ПГ являются многоразовые ТКС. Первые такие системы "Спейс Шаттл" [1] и "Буран" [2] не дали ожидаемого результата по снижению стоимости выведения. Во многом это объясняется попыткой решения новых задач старыми методами - для повышения массы ПГ максимально форсировались их жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) по давлению в камере сгорания (свыше 200 кГс/см²). В результате предельно напряженные ЖРД "Шаттла" приходится перебирать после каждого полета, вместо прогнозируемого ресурса в 55 полетов [1, стр. 87], а отечественные кислородо-водородные ЖРД "Бурана" обеспечивают только однократное использование. Как показывает опыт эксплуатации ТКС, при современной стоимости ПГ вторым показателем конкурентоспособности средств выведения становится надежность. Например, потери при авариях ракет-носителей (РН) только в США за неполный год оцениваются в 3,5 млрд. долларов [3]. Надежность может быть существенно повышена на одноступенчатых ТКС, где исключаются операции по взаимодействию и разделению ступеней и запуску двигателей на траекторию выведения. Созданию таких систем при современном уровне технике мешают их основные недостатки - малая относительная масса ПГ и прямая зависимость массы ПГ от массы конструкции, делающие весьма высоким риск разработки одноступенчатых ТКС. Указанные недостатки устраняются оптимизацией ЖРДУ, составляющей основную часть конструкции ТКС. Известен такой проект одноступенчатого многоразового аппарата "Венчур Стар" фирмы "Локхид - Мартин", находящийся в стадии реализации [4]. Успех проекта связывают с применением новой кислородо-водородной ЖРДУ с соплом внешнего расширения в виде центрального тела и композиционными баками компонентов топлива на основе углепластиков. Характерная особенность двигателя с центральным телом - свойство авторегулирования, т.е. естественного обеспечения оптимального для удельного импульса режима, когда давление на срезе сопла поддерживается близким к атмосферному на всей траектории выведения. Это позволяет достичь высокого удельного импульса при менее напряженных параметрах, что открывает путь к созданию эффективных многоразовых систем и позволяет резервировать ЖРД на случай аварийных ситуаций. Использование углепластиковых баков существенно уменьшает массу конструкции. Недостатки этой ЖРДУ связаны с горизонтальной посадкой аппарата, накладывающей жесткие ограничения на его мидель. В результате центральное тело выполнено недорасширенным с соответствующим ограничением удельного импульса ЖРД в пустоте, не превышающего показателя "Шаттла" (около 455 кГс• с/кг). Эти же габаритные ограничения заставили включить углепластиковые баки в силовую конструкцию аппарата, что усложнило технологию их изготовления и уменьшило потенциальные возможности по снижению массы баков, т.к. углепластики значительно лучше работают на растяжение [5].The competitiveness of modern TKS is determined by the cost of putting into orbit a unit mass of payload (GH). One of the main directions of a significant reduction in the cost of GHG elimination is reusable TKS. The first such Space Shuttle [1] and Buran [2] systems did not give the expected result in reducing the cost of launch. This is largely explained by the attempt to solve new problems by old methods - to increase the mass of GHGs, their liquid rocket engines (LRE) were maximally accelerated by the pressure in the combustion chamber (over 200 kG / cm ² ). As a result, the extremely intense Shuttle rocket engines have to be sorted out after each flight, instead of the predicted resource of 55 flights [1, p. 87], and the domestic Burana oxygen-hydrogen rocket engines provide only single use. As the operating experience of TCS shows, at the current cost of GHGs, reliability becomes the second indicator of the competitiveness of launch vehicles. For example, losses in accidents of launch vehicles (LV) in the United States alone in an incomplete year are estimated at $ 3.5 billion [3]. Reliability can be significantly improved on single-stage TKS, where operations on interaction and separation of steps and starting engines on the withdrawal path are excluded. The creation of such systems at the modern level of technology is hindered by their main drawbacks - the small relative mass of GHGs and the direct dependence of the mass of GHGs on the mass of the structure, making the risk of developing single-stage TKS very high. These shortcomings are eliminated by optimizing the liquid propellant rocket engine, which is the main part of the design of the TCS. Known for such a project of a one-stage reusable apparatus "Venture Star" of the company "Lockheed-Martin", which is underway [4]. The success of the project is associated with the use of a new oxygen-hydrogen liquid propellant rocket engine with an external expansion nozzle in the form of a central body and composite tanks of carbon-based fuel components. A characteristic feature of an engine with a central body is the property of auto-regulation, i.e. naturally ensuring the optimal regime for the specific impulse, when the pressure at the nozzle exit is maintained close to atmospheric over the entire withdrawal path. This allows you to achieve a high specific impulse with less stressed parameters, which opens the way to the creation of efficient reusable systems and allows you to reserve LRE in case of emergency. The use of carbon fiber tanks significantly reduces the mass of the structure. The disadvantages of this rocket engine are associated with the horizontal landing of the apparatus, imposing severe restrictions on its midship. As a result, the central body was made underexpanded with a corresponding limitation of the specific impulse of the LRE in the void, not exceeding the Shuttle indicator (about 455 kG • s / kg). The same overall limitations forced the inclusion of carbon fiber tanks in the power structure of the apparatus, which complicated the technology of their manufacture and reduced the potential for reducing the mass of tanks, because CFRPs perform much better in tension [5].

Габаритные ограничения устраняются в одноступенчатой многоразовой ТКС проекта "Волан" с вертикальной посадкой РН при возвращении [6]. Кислородо-водородная ЖРДУ этой системы включает крупногабаритное центральное тело с высокой степенью расширения, обеспечивающей максимальный из достигнутых ЖРД удельных импульсов около 470 кГс•с/кг. Недостатком этой ЖРДУ является возрастание массы ЖРД примерно в 1,5 раза за счет крупногабаритного центрального тела. Dimensional restrictions are eliminated in the one-stage reusable TKS of the Volan project with vertical landing of the LV on return [6]. The oxygen-hydrogen liquid propellant rocket engine of this system includes a large-sized central body with a high degree of expansion, which provides the maximum specific impulse achieved by the liquid propellant rocket engine of about 470 kG • s / kg. The disadvantage of this rocket engine is an increase in the mass of the rocket engine by about 1.5 times due to the large central body.

Известна ЖРДУ, принятая за прототип предлагаемого изобретения, где указанный недостаток компенсируется использованием крупногабаритного центрального тела в качестве нижнего днища центрального бака [7]. Эта ЖРДУ имеет тандемно расположенный полезный груз и включает центральный и боковые баки компонентов топлива, модульные камеры сгорания, сопло внешнего расширения в виде металлического центрального тела, являющегося нижним днищем центрального бака и снабженного трактом регенеративного охлаждения, при этом верхняя часть центрального бака выполнена из композиционного материала на основе углепластика, кольцевую силовую раму и раму крепления центрального бака. Такая конструкция позволила уменьшить массу центрального бака на 25-50% за счет использования внутреннего объема крупногабаритного центрального тела. Однако, в связи с нагружением центрального бака тягой сопла внешнего расширения в такой конструкции возникают технологические трудности создания несущего композиционного бака (аналогично американскому проекту "Венчур Стар" [8] ) и не в полной мере используются потенциальные возможности по снижению массы углепластиковой части бака. Кроме того, появилась проблема силового воздействия на конструкцию температурных деформаций центрального бака при его заправке и работе двигателя. Known liquid propellant rocket engine adopted for the prototype of the invention, where this drawback is compensated for by using a large central body as the lower bottom of the central tank [7]. This liquid propellant rocket engine has a tandem payload and includes central and side tanks of fuel components, modular combustion chambers, an external expansion nozzle in the form of a metal central body, which is the bottom of the central tank and equipped with a regenerative cooling path, while the upper part of the central tank is made of composite material based on carbon fiber, an annular power frame and a central tank mounting frame. This design allowed to reduce the weight of the central tank by 25-50% due to the use of the internal volume of the large central body. However, in connection with loading the central tank with the thrust of the external expansion nozzle in such a design, technological difficulties arise in creating a supporting composite tank (similar to the American Venture Star project [8]) and the potential for reducing the mass of the carbon-plastic part of the tank is not fully used. In addition, there was a problem of the force effect on the design of temperature deformations of the central tank during its refueling and engine operation.

Задачей изобретения является упрощение технологии изготовления и снижение массы центрального бака путем исключения воздействия на его углепластиковую верхнюю часть силы тяги центрального тела и инерционных нагрузок ПГ, а также путем устранения силового воздействия на силовую кольцевую раму и центральный бак его температурных деформаций. The objective of the invention is to simplify the manufacturing technology and reduce the mass of the central tank by eliminating the impact on its carbon-fiber upper part of the traction force of the central body and inertial loads of the steam generator, as well as by eliminating the force effect on the power ring frame and the central tank of its temperature deformations.

Достигается поставленная задача тем, что в ЖРДУ с тандемным расположением ПГ, включающей центральный и боковые баки компонентов топлива, модульные камеры сгорания, сопло внешнего расширения в виде металлического центрального тела, являющегося нижнем днищем центрального бака и снабженного трактом регенеративного охлаждения, при этом верхняя часть центрального бака выполнена из композиционного материала на основе углепластика, кольцевую силовую раму и раму крепления центрального бака, в отличие от известных ДУ, рама крепления центрального бака выполнена стержневой с шарнирными узлами крепления каждого стержня к центральному телу и кольцевой силовой раме, а верхняя часть центрального бака установлена с зазорами относительно кольцевой силовой рамы и ПГ. The task is achieved in that in a liquid propellant rocket engine with a tandem arrangement of NG, including the central and side tanks of fuel components, modular combustion chambers, an external expansion nozzle in the form of a metal central body, which is the bottom of the central tank and equipped with a regenerative cooling path, while the upper part of the central the tank is made of composite material based on carbon fiber, an annular power frame and a mounting frame of the central tank, in contrast to the known remote control, the mounting frame The main tank is made rod with hinged attachments of each rod to the central body and the annular power frame, and the upper part of the central tank is installed with gaps relative to the annular power frame and the steam generator.

Сущность изобретения поясняется чертежами на примере кислородо-водородной ЖРДУ с центральным баком водорода и размещением водородных насосов внутри бака на срезе центрального тела, для которой предлагаемое решение представляется наиболее предпочтительным:
Фиг. 1 - компоновочная схема ЖРДУ.The invention is illustrated by drawings on the example of an oxygen-hydrogen liquid propellant rocket engine with a central hydrogen tank and the placement of hydrogen pumps inside the tank on a section of the central body, for which the proposed solution is most preferred:
FIG. 1 - layout scheme rocket engine.

Фиг. 2 - схема подачи водорода. FIG. 2 is a diagram of a hydrogen supply.

Фиг. 3 - схема узла А. FIG. 3 is a diagram of a node A.

На чертежах представлены следующие позиции:
1 - центральный бак водорода;
2 - боковые баки кислорода;
3 - кольцевой коллектор кислорода;
4 - силовая кольцевая рама;
5 - турбонасосный агрегат кислорода;
6 - модульные камеры сгорания;
7 - центральное тело;
8 - тракт охлаждения центрального тела;
9 - распределительный коллектор водорода;
10 - напорный коллектор водорода;
11 - срез центрального тела;
12 - ТНА водорода;
13 - газогенератор;
14 - сопловые насадки;
15 - турбины ТНА водорода;
16 - насосы водорода;
17 - обтекатели камер сгорания;
18 - силовые корсеты баков кислорода;
19 - полезный груз;
20 - напорные трубопроводы водорода;
21 - отсечные клапаны водорода;
22 - выхлопные патрубки турбин;
23 - регуляторы тяги;
24 - патрубки водорода;
25 - отсечные клапаны водорода газогенераторов;
26 - теплоизоляция;
27 - корпусы насосов водорода;
28 - разделительные клапаны водорода;
29 - разделительные клапаны кислорода;
30 - насосы кислорода;
31 - турбины ТНА кислорода;
32 - регуляторы соотношения компонентов;
33 - тракт охлаждения камер сгорания;
34 - напорные коллекторы камер сгорания;
35 - рама крепления центрального бака;
36 - силовые рамы камер сгорания;
37 - отсечные клапаны кислорода камер сгорания;
38 - отсечные клапаны кислорода газогенераторов;
39 - расходные магистрали кислорода;
40 - клапаны аварийной отсечки кислорода;
41 - аварийная магистраль водорода;
42 - верхняя часть центрального бака;
43 - стержни рамы крепления центрального бака;
44 - шарнирные узлы силовой кольцевой рамы;
45 - шарнирные узлы центрального тела;
δ₁ - зазор между центральным баком 1 и силовой кольцевой рамой 4;
δ₂ - зазор между центральным баком 1 и ПГ 19.The drawings show the following positions:
1 - central hydrogen tank;
2 - lateral oxygen tanks;
3 - ring oxygen collector;
4 - power ring frame;
5 - a turbopump oxygen unit;
6 - modular combustion chambers;
7 - the central body;
8 - a cooling path of the central body;
9 - distribution manifold of hydrogen;
10 - pressure collector of hydrogen;
11 - slice of the central body;
12 - TNA of hydrogen;
13 - gas generator;
14 - nozzle nozzles;
15 - turbine TNA hydrogen;
16 - hydrogen pumps;
17 - fairings of combustion chambers;
18 - power corsets of oxygen tanks;
19 - payload;
20 - pressure pipelines of hydrogen;
21 - shut-off valves for hydrogen;
22 - turbine exhaust pipes;
23 - traction controllers;
24 - hydrogen nozzles;
25 - shut-off valves of hydrogen gas generators;
26 - thermal insulation;
27 - cases of hydrogen pumps;
28 - hydrogen separation valves;
29 - oxygen separation valves;
30 - oxygen pumps;
31 - TNA oxygen turbines;
32 - regulators of the ratio of components;
33 - the cooling path of the combustion chambers;
34 - pressure head manifolds of combustion chambers;
35 - mounting frame of the Central tank;
36 - power frames of the combustion chambers;
37 - shutoff valves of oxygen of the combustion chambers;
38 - shutoff valves of oxygen gas generators;
39 - supply lines of oxygen;
40 - emergency oxygen shutoff valves;
41 - emergency hydrogen line;
42 - the upper part of the Central tank;
43 - the rods of the mounting frame of the Central tank;
44 - hinged nodes of the power annular frame;
45 - hinge nodes of the central body;
δ ₁ - the gap between the Central tank 1 and the power annular frame 4;
δ ₂ - the gap between the Central tank 1 and PG 19.

ЖРДУ включает центральный бак водорода 1, нижним днищем которого является центральное тело 7, и боковые баки кислорода 2. Баки 2 объединены кольцевым коллектором кислорода 3, обеспечивающим распределение компонента по ТНА кислорода 5. Силовая кольцевая рама 4 конструктивно увязывает баки 1 и 2 и модульные камеры сгорания 6, создающие основную тягу ДУ. ТНА 5 обеспечивают подачу кислорода в камеры сгорания 6 и газогенераторы 13 и конструктивно размещены на камерах сгорания 6. Центральное тело 7 является соплом внешнего расширения для продуктов сгорания, истекающих из модульных камер сгорания 6, и создает часть тяги ДУ. Тракт охлаждения 8 служит для регенеративного охлаждения центрального тела 7. Распределительный коллектор водорода 9 обеспечивает подачу водорода к камерам сгорания 6, напорный коллектор 10 - в тракт охлаждения 8. На срезе центрального тела 11 установлены ТНА водорода 12 с расположением насосов водорода 16 внутри бака 1. Газогенераторы 13 обеспечивают привод турбин ТНА водорода 15. Сопловые насадки 14 обеспечивают сверхзвуковое истечение продуктов привода турбин и управление по крену за счет отклонения в тангенциальном направлении. Насосы водорода 16 подают компонент в напорный коллектор 10 и газогенераторы 13. Обтекатели 17 защищают ТНА 5 и камеры сгорания 6 от набегающего потока воздуха. Силовые корсеты 18 крепят баки кислорода 2 к силовой кольцевой раме 4. На баках 2 закреплен ПГ 19. Напорные трубопроводы водорода 20 обеспечивают подачу компонента к напорному коллектору 10, отсечные клапаны водорода 21 перекрывают его подачу. Выхлопные патрубки турбин 22 сообщены с внешней средой через подвижные сопловые насадки 14. Регуляторы тяги 23 на линиях подачи кислорода в газогенераторы 13 поддерживают необходимый режим работы ЖРДУ. Патрубки водорода 24 соединяют насосы водорода 16 с газогенераторами 13, отсечные клапаны водорода 25 перекрывают эту подачу. Теплоизоляция 26 тракта охлаждения 8 и среза центрального тела 11 предохраняет водород в баке от теплового воздействия газового потока. Корпусы насосов водорода 27 и разделительные клапаны водорода 28 исключают несанкционированное попадание водорода в двигатель. Разделительные клапаны кислорода 29 отсекают компонент топлива от кольцевого коллектора кислорода 3. Насосы кислорода 30 обеспечивают подачу компонента в камеру сгорания 6 и газогенераторы 13, перекрывается подача отсечными клапанами 37 и 38. Расходные магистрали кислорода 39 соединяют кольцевой коллектор кислорода 3 с насосами 30. Режим работы ТНА кислорода 5 определяется регуляторами соотношения компонентов 32. Тракты охлаждения камер сгорания 33 соединены с распределительным коллектором водорода 9 через напорные коллекторы камер сгорания 34. Рама крепления центрального бака 35 обеспечивает его установку на силовой кольцевой раме 4. Камеры сгорания 6 закреплены на кольцевой силовой раме 4 силовыми рамами 36. Отсечные клапаны кислорода 37 и 38 перекрывают подачу кислорода в камеры сгорания 6 и газогенераторы 13. Клапаны аварийной отсечки кислорода 40 перекрывают подачу кислорода при выключении аварийной камеры сгорания. Аварийная магистраль водорода 41 обеспечивает охлаждение этой камеры в обход турбины 31. Верхняя часть центрального бака 42 установлена с зазорами относительно силовой кольцевой рамы 4 (δ₁) и ПГ 19 (δ₂), исключающими силовое воздействие ПГ 19 и силовой кольцевой рамы 4 на верхнюю часть центрального бака водорода 1 при его температурных деформациях. Силовая рама центрального бака 35 состоит из стержней 43, соединенных шарнирными узлами 44 с силовой кольцевой рамой 4 и шарнирными узлами 45 с центральным телом 7.The liquid propellant rocket engine includes a central hydrogen tank 1, the bottom of which is the central body 7, and lateral oxygen tanks 2. The tanks 2 are connected by an annular oxygen collector 3, which distributes the component along the oxygen TNA 5. The power annular frame 4 structurally links tanks 1 and 2 and modular chambers combustion 6, creating the main thrust of the remote control. TNA 5 supply oxygen to the combustion chambers 6 and gas generators 13 and are structurally placed on the combustion chambers 6. The central body 7 is an external expansion nozzle for the combustion products flowing from the modular combustion chambers 6 and forms part of the thrust of the remote control. The cooling path 8 is used for regenerative cooling of the central body 7. The hydrogen distribution manifold 9 provides hydrogen to the combustion chambers 6, the pressure header 10 to the cooling path 8. At the section of the central body 11, hydrogen THA 12 are installed with the arrangement of hydrogen pumps 16 inside the tank 1. Gas generators 13 provide a drive for hydrogen TNA turbines 15. Nozzle nozzles 14 provide supersonic outflow of turbine drive products and roll control due to deviation in the tangential direction. Hydrogen pumps 16 feed the component to the pressure manifold 10 and gas generators 13. The cowls 17 protect the TNA 5 and the combustion chamber 6 from the incoming air flow. Power corsets 18 attach the oxygen tanks 2 to the power annular frame 4. The tanks 19 are fixed to the steam generator 19. The pressure pipelines of hydrogen 20 provide a component to the pressure manifold 10, the shut-off valves of hydrogen 21 block its supply. The exhaust pipes of the turbines 22 are in communication with the external environment through the movable nozzle nozzles 14. The thrust regulators 23 on the lines for supplying oxygen to the gas generators 13 support the necessary operating mode of the liquid propellant rocket engine. Hydrogen nozzles 24 connect the hydrogen pumps 16 to the gas generators 13, shut-off valves of hydrogen 25 block this flow. Thermal insulation 26 of the cooling path 8 and a cut of the central body 11 protects the hydrogen in the tank from the heat of the gas stream. The housing of the hydrogen pumps 27 and the separation valves of hydrogen 28 prevent unauthorized ingress of hydrogen into the engine. Oxygen isolation valves 29 cut off the fuel component from the annular oxygen collector 3. Oxygen pumps 30 supply the component to the combustion chamber 6 and gas generators 13, shut off the supply by shut-off valves 37 and 38. Oxygen supply lines 39 connect the oxygen manifold 3 to the pumps 30. Operating mode TNA of oxygen 5 is determined by the regulators of the ratio of components 32. The cooling paths of the combustion chambers 33 are connected to the distribution manifold of hydrogen 9 through the pressure collectors of the combustion chambers 34. The mounting frame of the central tank 35 ensures its installation on the power annular frame 4. The combustion chambers 6 are mounted on the annular power frame 4 by the power frames 36. Shut-off oxygen valves 37 and 38 shut off the oxygen supply to the combustion chambers 6 and gas generators 13. The emergency oxygen shut-off valves 40 shut off oxygen supply when the emergency combustion chamber is turned off. The hydrogen emergency line 41 provides cooling of this chamber bypassing the turbine 31. The upper part of the central tank 42 is installed with gaps relative to the power annular frame 4 (δ ₁ ) and PG 19 (δ ₂ ), excluding the force impact of PG 19 and power annular frame 4 on the upper part of the central hydrogen tank 1 at its temperature deformations. The power frame of the Central tank 35 consists of rods 43 connected by hinged nodes 44 with a power annular frame 4 and hinged nodes 45 with a Central body 7.

Функционирование ЖРДУ начинается с заправки баков водорода 1 и кислорода 2 от наземных систем. При этом разделительные клапаны кислорода 29 и клапаны аварийной отсечки кислорода 40 открыты и идет захолаживание коллектора 3, расходных магистралей 39 и насосов 30 до рабочей температуры. Разделительные клапаны водорода 28 закрыты, что исключает попадание водорода в двигатель до его запуска. Захолаживание насосов водорода 16 осуществляется за счет теплопроводности металлического корпуса насоса 27. Температурная деформация бака 1 при заправке и нагревании от двигателя компенсируется поворотом стержней 43 в шарнирных узлах 44, 45 и зазорами δ₁ и δ₂. Запуск двигателя проводится открытием разделительных 28 и отсечных 21 и 25 клапанов водорода. Под баковым давлением жидкий водород по трубопроводам поступает в тракт охлаждения центрального тела 8, где газифицируется за счет аккумулированного конструкцией тепла и через тракты охлаждения камер сгорания 33 и регуляторы 32 поступает на привод турбин 31, далее через камеры сгорания 6 выбрасывается в атмосферу. На поверхности центрального тела 7 водород поджигается от внешнего источника, чем интенсифицируется процесс газификации и подогрева водорода в тракте охлаждения 8, соответственно, и раскрутка ТНА кислорода 5. Параллельно по патрубкам 24 жидкий водород поступает в газогенераторы 13, где так же газифицируется за счет тепла конструкции и, истекая через турбины 15, начинает раскрутку насосов 16. По достижении расчетного давления за насосами кислорода 30 открываются отсечные клапаны кислорода 37 и 38 и кислород поступает в камеры сгорания 6 и газогенераторы 13. Начинается процесс горения от источника воспламенения, регуляторами тяги 23 и регуляторами соотношения компонентов 32 двигатель выводится на расчетный режим работы. Управление вектором тяги ЖРДУ по тангажу и рысканью проводится рассогласованием тяги противоположных модульных камер сгорания 6 в соответствующих плоскостях стабилизации. Управление по крену осуществляется поворотом сопловых насадков 14 ТНА водорода 12 в тантециальном направлении. Остановка двигателя начинается с перевода на режим малой тяги регуляторами тяги 23, при этом уменьшаются обороты ТНА водорода 12, количество водорода, поступающего в тракт охлаждения 8, и соответственно обороты ТНА окислителя 5. Закрываются отсечные клапаны 38 и 40 - прекращается подача окислителя в газогенераторы 13 и камеры сгорания 6. Затем закрываются отсечные клапаны 21 и 25 - прекращается подача водорода в камеры сгорания 6 и газогенераторы 13. Закрытием разделительных клапанов 28 и 29 полости баков водорода и кислорода отсекаются от двигателя. В случае отказа отдельных камер в процессе полета перекрываются дополнительно к отсечным клапанам 37 и 38 расходная магистраль окислителя 39 закрытием соответствующего клапана аварийной отсечки окислителя 40, а регулятор 32 переводится на малый расход для охлаждения водородом отказавшей камеры сгорания со сбросом водорода через аварийную магистраль 41 в обход турбины 31.The operation of liquid propellant rocket engines begins with refueling tanks of hydrogen 1 and oxygen 2 from ground-based systems. In this case, the oxygen separation valves 29 and the emergency oxygen shutoff valves 40 are open and the collector 3, the supply lines 39, and the pumps 30 are cooled to operating temperature. Hydrogen separation valves 28 are closed, which prevents hydrogen from entering the engine before it is started. Cooling of hydrogen pumps 16 is carried out due to the thermal conductivity of the metal housing of the pump 27. The temperature deformation of the tank 1 during refueling and heating from the engine is compensated by the rotation of the rods 43 in the hinged nodes 44, 45 and the gaps δ ₁ and δ ₂ . The engine is started by opening the separation 28 and shut-off 21 and 25 hydrogen valves. Under tank pressure, liquid hydrogen through pipelines enters the cooling path of the central body 8, where it is gasified by the heat accumulated by the structure and through the cooling paths of the combustion chambers 33 and controllers 32 is supplied to the turbine drive 31, then it is released into the atmosphere through the combustion chambers 6. On the surface of the central body 7, hydrogen is ignited from an external source, which intensifies the process of gasification and heating of hydrogen in the cooling path 8, respectively, and the promotion of oxygen TNA 5. Parallel to the nozzles 24, liquid hydrogen enters the gas generators 13, where it is also gasified by the heat of the structure and, flowing out through the turbines 15, starts the promotion of the pumps 16. Upon reaching the design pressure for the oxygen pumps 30, the oxygen shut-off valves 37 and 38 open and oxygen enters the combustion chambers 6 and gas tors 13. The process of combustion from the ignition source, thrust controllers 23 and 32 controls the ratio of components in the engine output calculation operation. The thrust and yaw thrust vector control of the rocket engine is carried out by the mismatch of the thrust of the opposite modular combustion chambers 6 in the corresponding stabilization planes. The roll control is carried out by turning the nozzle nozzles 14 of the TNA of hydrogen 12 in the tangential direction. The engine stops by starting the throttle control mode by the traction controllers 23, in this case, the RPA of hydrogen TNA 12, the amount of hydrogen entering the cooling path 8, and the RPM of oxidizer 5 respectively, are reduced. Shut-off valves 38 and 40 are closed — the flow of oxidizer to the gas generators 13 is stopped. and combustion chambers 6. Then shut-off valves 21 and 25 are closed — the supply of hydrogen to the combustion chambers 6 and gas generators 13 is stopped. By closing the isolation valves 28 and 29, the cavities of the hydrogen and oxygen tanks are cut off from the engine. In the event of failure of individual chambers during the flight, in addition to the shut-off valves 37 and 38, the oxidizer supply line 39 is closed by closing the corresponding emergency oxidizer cut-off valve 40, and the regulator 32 is switched to low flow rate for hydrogen cooling of the failed combustion chamber with hydrogen discharge through the emergency line 41 bypass turbines 31.

Положительным эффектом предлагаемого изобретения является упрощение технологии изготовления и уменьшение массы верхней части центрального бака за счет исключения ее из силовой схемы ЖРДУ. В соответствии с работой [5, стр. 97] удельная прочность углепластика при работе на растяжение на 25% превышает прочность сжатия. Таким образом, масса верхней части центрального бака, работающей в предлагаемой конструкции только на растяжение, может быть уменьшена на 1/4. A positive effect of the invention is the simplification of manufacturing technology and the reduction of the mass of the upper part of the Central tank due to its exclusion from the power circuit of the liquid propellant rocket engine. In accordance with [5, p. 97], the specific strength of carbon fiber during tensile work is 25% higher than the compressive strength. Thus, the mass of the upper part of the Central tank, working in the proposed design only in tension, can be reduced by 1/4.

Наилучшие результаты дает изобретение для наиболее эффективных по удельному импульсу кислородо-водородных ЖРДУ, устраняя основной недостаток этих установок - повышенную массу бака водорода - и тем самым, снижая риск разработки одноступенчатых ТКС при современном уровне техники. The best results are obtained by the invention for the most specific pulse-specific oxygen-hydrogen liquid propellant rocket engines, eliminating the main drawback of these plants - the increased mass of the hydrogen tank - and thereby reducing the risk of developing single-stage TKS with the current level of technology.

Литература
1. "МТКС "Спейс Шаттл". Часть 1. Технико-экономическое обоснование и основные характеристики". 1976 г., НПО "Энергия".Literature
1. "MTKS" Space Shuttle ". Part 1. Feasibility study and basic characteristics." 1976, NPO Energia.

2. "Многоразовый орбитальный корабль "Буран". 1995 г., "Машиностроение", Москва. 2. "Reusable orbiter" Buran ". 1995," Engineering ", Moscow.

3. "Президент США распорядился провести расследование причин шести неудачных запусков". Еженедельник "Аэрокосмос" N 20, 1999, "ИТАР - ТАСС", Москва. 3. "The US President has ordered an investigation into the causes of six unsuccessful launches." Weekly Aerospace N 20, 1999, ITAR - TASS, Moscow.

4. "О разработке аппаратов Х-33 и RLV". ЭИ "Ракетная и космическая техника" N 2, 1997 г., ЦНИИМАШ. 4. "On the development of X-33 and RLV devices." EI "Rocket and Space Technology" N 2, 1997, TSNIIMASH.

5. "Углепластики в авиационно-космической технике". "Аэрокосмический журнал" N 1, 1998, "Военный парад". 5. "CFRP in aerospace engineering." "Aerospace Journal" N 1, 1998, "Military Parade".

6. "Проект "Волан". Всероссийский аэрокосмический журнал "Вестник авиации и космонавтики" N 2-3, 1998 г. 6. "Project" Shuttlecock. All-Russian Aerospace Journal "Herald of Aviation and Cosmonautics" N 2-3, 1998

7. "Жидкостная ракетная двигательная установка". Патент RU N 2136935 C1 от 18.06.98. 7. "Liquid rocket propulsion system." Patent RU N 2136935 C1 dated 06/18/98.

8. "Открыт старт для Х-33". "Новости космонавтики" N 4, 1999, "Видеокосмос", Москва. 8. "Launch is open for the X-33." "Cosmonautics News" N 4, 1999, "Video Cosmos", Moscow.

Claims

A liquid rocket propulsion system with a tandem payload arrangement, including central and side fuel component tanks, modular combustion chambers, an external expansion nozzle in the form of a metal central body, which is the bottom of the central tank and provided with a regenerative cooling path, while the upper part of the central tank is made of composite material based on carbon fiber, an annular power frame and a mounting frame of the Central tank, characterized in that the mounting frame tral core tank formed with hinge joints attaching each terminal to the central body and the annular frame power, and the upper portion of the center tank is mounted relative to the annular gap and load frame payload.