RU2464208C1 - Multistage carrier rocket, liquid-propellant rocket engine, turbo pump unit and bank nozzle unit - Google Patents
Multistage carrier rocket, liquid-propellant rocket engine, turbo pump unit and bank nozzle unit Download PDFInfo
- Publication number
- RU2464208C1 RU2464208C1 RU2011116549/11A RU2011116549A RU2464208C1 RU 2464208 C1 RU2464208 C1 RU 2464208C1 RU 2011116549/11 A RU2011116549/11 A RU 2011116549/11A RU 2011116549 A RU2011116549 A RU 2011116549A RU 2464208 C1 RU2464208 C1 RU 2464208C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stage
- fuel
- roll
- nozzles
- modules
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Description
Группа изобретений относится к ракетной технике, конкретно к ракетам и жидкостным ракетным двигателям, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, к турбонасосным агрегатам и к средствам управления ракетой по крену, и предназначено для управления вектором тяги двигателя и ракетой по крену.The group of inventions relates to rocket technology, specifically to rockets and liquid-propellant rocket engines made in a closed circuit, with afterburning of gas-generating gas, to turbopump units and to rocket controls for roll, and is intended to control the engine thrust vector and roll for roll.
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкциям многоступенчатых ракет-носителей (РН), состоящих из ракетных модулей (блоков) и предназначенных для выведения полезных грузов на различные околоземные орбиты как непосредственно, так и с помощью дополнительной верхней ступени - блока довыведения, составляющей вместе с полезным грузом головной блок РН.The invention relates to rocket and space technology, and in particular to the construction of multi-stage launch vehicles (LV), consisting of rocket modules (blocks) and designed to bring payloads to various near-Earth orbits, both directly and with the help of an additional upper stage - a completion unit constituting together with the payload the head block of the launch vehicle.
Известны изобретения, предусматривающие использование в многоступенчатой РН однобаковых ракетных модулей (РМ). Примером применения однобаковых РМ может служить первая ступень ракеты-носителя "Протон" [1], в которой шесть однобаковых РМ крепятся к центральному топливному баку (ТБ). Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) каждого модуля получает один компонент топлива из бака собственного блока, другой - из центрального топливного бака при помощи межмодульной топливной магистрали (ТМ). Применение такой схемы позволило уменьшить длину ступени и размерность баков, что в свою очередь дало возможность транспортировать ее поблочно по железной дороге. Недостатком РН является невысокое энергомассовое совершенство первой ступени, обусловленное ее конструктивной схемой и типом применяемого топлива. Для того чтобы РН была эффективной, на ней устанавливаются еще две ступени, соединенные с первой по схеме "тандем". Двигатели этих ступеней запускаются в полете, что отрицательно сказывается на надежности носителя. Кроме того, размерность верхних ступеней потребовала установки на них двигателей другого класса тяги, чем на первой, т.е. носитель оказался неунифицированным по ЖРД. Статистика аварий РН "Протон" показывает, что значительная их доля была связана с работой двигателей верхних ступеней.Known inventions for the use in multi-stage launcher single-tank missile modules (RM). An example of the use of single-tank RMs is the first stage of the Proton launch vehicle [1], in which six single-tank RMs are attached to the central fuel tank (TB). The liquid propellant rocket engine (LRE) of each module receives one component of fuel from the tank of its own unit, the other from the central fuel tank using the inter-module fuel line (TM). The use of such a scheme made it possible to reduce the length of the step and the dimension of the tanks, which in turn made it possible to transport it block by rail. The disadvantage of the launch vehicle is the low energy-mass perfection of the first stage, due to its structural design and the type of fuel used. In order for the launch vehicle to be effective, two more stages are connected to it, connected to the first one according to the tandem scheme. The engines of these stages start in flight, which negatively affects the reliability of the carrier. In addition, the dimension of the upper stages required the installation of engines of a different thrust class on them than on the first, i.e. the carrier turned out to be unified by LRE. Accident statistics of the Proton rocket show that a significant proportion of them were related to the operation of the upper stage engines.
Известно применение объединенных в связки пар однобаковых блоков ([2] - "ОТ-РАГ"), в котором ракета составлялась из пар однобаковых блоков, имеющих собственный двигатель и единственный топливный бак и применявшая вытеснительную систему подачи топлива. В качестве топлива использовались керосин и концентрированная азотная кислота. Во время полета между блоками в паре происходил обмен недостающими компонентами топлива. Основной недостаток такой схемы - требуемая высокая ступенчатость для компенсации низких энергомассовых характеристик ракеты (до 6 ступеней у носителей "ОТРАГ"), результатом чего явилось большое - от нескольких десятков до 600 - количество пар блоков. Следствием такого количества элементов явилась низкая расчетная надежность ракеты. Кроме того, в ракете отсутствовал центральный, стержневой элемент, при том, что полезный груз устанавливался тандемно с ней. Отсутствие такого элемента в конструкции РН способствует развитию неустойчивостей в полете и приводит к повышенным вибровоздействиям на полезный груз и саму конструкцию ракеты.It is known to use pairs of single-tank units combined in bundles ([2] - "OT-RAG"), in which the rocket was composed of pairs of single-tank blocks having their own engine and a single fuel tank and using a fuel displacement system. Kerosene and concentrated nitric acid were used as fuel. During the flight, the missing fuel components were exchanged between the blocks in pairs. The main drawback of such a scheme is the required high staging to compensate for the low energy-mass characteristics of the rocket (up to 6 steps for carriers "HAG"), which resulted in a large - from several tens to 600 - the number of pairs of blocks. The consequence of this number of elements was the low design reliability of the rocket. In addition, the rocket lacked a central, rod element, despite the fact that the payload was installed in tandem with it. The absence of such an element in the design of the launch vehicle contributes to the development of instabilities in flight and leads to increased vibration effects on the payload and the design of the rocket itself.
Известен проект технологического ряда РН "Ангара" [3], первая ступень которых имеет в своей основе унифицированные двухбаковые РМ, собранные по схеме "пакет". Один из модулей является центральным, остальные располагаются симметрично вокруг него. В семействе РН "Ангара" все модули имеют высокую степень унификации - используют одинаковые компоненты топлива, однотипные двигатели, топливные баки одинакового диаметра и объема. Это позволяет сократить затраты на разработку ракет-носителей и создание производственной базы.The project of the technological series of the Angara launch vehicle [3] is known, the first stage of which is based on unified two-tank RM assembled according to the "package" scheme. One of the modules is central, the rest are symmetrically around it. In the Angara launch vehicle family, all modules have a high degree of unification — they use the same fuel components, engines of the same type, and fuel tanks of the same diameter and volume. This reduces the cost of developing launch vehicles and creating a production base.
Но эти носители имеют следующие недостатки. Для повышения эффективности на последнем участке работы первой ступени проводят дросселирование ЖРД центрального РМ (ЦРМ). Это позволяет к окончанию работы боковых ракет-носителей иметь некоторый остаток топлива в баках ЦРМ. Сброс боковых РМ и автономный полет центрального РМ повышают грузоподъемность носителя, но глубокое дросселирование двигателя невозможно без ухудшения его характеристик и уменьшения надежности. Умеренное дросселирование без существенных последствий позволяет добиться относительно небольшого, около 20%, остатка топлива в баках центрального ракетного модуля. Таким образом, связка из нескольких унифицированных блоков оказывается слабоэффективной для запусков искусственных спутников. Установленная на РН вторая ступень - дополнительный ракетный блок, расположенный соосно с центральным ракетным модулем, существенно повышает массу выводимого полезного груза. Но этот блок вносит в ракету-носитель два существенных недостатка. Во-первых, запуск его двигателя производится в полете, что не дает возможности в случае невключения остановить пуск. Во-вторых, блок второй ступени не унифицирован с блоками первой ступени, что требует организации для него отдельного производства. Еще одним недостатком носителя является то, что отказ в полете двигателя любого из блоков первой ступени на всем протяжении его работы, за исключением самых последних секунд, неизбежно приводит к невыполнению задачи полета РН. Это вызвано неиспользуемым остатком топлива в аварийном блоке, который не позволяет носителю набрать достаточную скорость.But these media have the following disadvantages. To increase efficiency in the last section of the first stage, throttle the liquid propellant rocket engine of the central Republic of Moldova (TsRM). This allows the end of the side launch vehicles to have some fuel remaining in the tanks of the CRM. The discharge of the side RMs and the autonomous flight of the central RM increase the carrying capacity of the carrier, but deep throttling of the engine is impossible without a deterioration of its characteristics and a decrease in reliability. Moderate throttling without significant consequences allows you to achieve a relatively small, about 20%, fuel residue in the tanks of the central rocket module. Thus, a bunch of several unified blocks is ineffective for launching artificial satellites. The second stage installed on the launch vehicle — an additional missile unit located coaxially with the central missile module — significantly increases the mass of the payload. But this unit introduces two significant drawbacks into the launch vehicle. Firstly, it starts the engine in flight, which makes it impossible to stop the start-up if it is not turned on. Secondly, the second stage unit is not unified with the first stage units, which requires the organization of a separate production for it. Another disadvantage of the carrier is that failure to fly the engine of any of the first-stage units throughout its operation, with the exception of the very last seconds, inevitably leads to failure to fulfill the LV mission. This is caused by the unused fuel remaining in the emergency unit, which prevents the carrier from gaining sufficient speed.
Известны также РН пакетной схемы, в которой оба компонента из двухбаковых ракетных блоков (модулей) передаются в блоки последующих ступеней в процессе их совместной работы с тем, чтобы к моменту разделения ступеней обеспечить максимальное заполнение баков модулей работающей компоновки [4]. Носитель состоит из нескольких двухбаковых ракетных модулей, собранных по схеме "пакет", и головной части, содержащей полезный груз. Головная часть может также содержать ракетный блок - дополнительную верхнюю ступень. Пакетная компоновка может содержать различное количество РМ, которые являются модулями не менее, чем двух ступеней. Последняя ступень состоит из одного блока, на который сверху устанавливается головная часть. Ракетные модули всех ступеней до предпоследней включительно оборудованы средствами отделения в полете от основной компоновки. Ракета носитель снабжена системой перелива компонентов топлива между модулями, состоящей из межмодульных топливных магистралей, которыми соединены собственные топливные магистрали модулей каждой предыдущей и последующей ступеней. На межмодульных топливных магистралях установлены отрывные гидроразъемы и по два отсечных клапана с обеих сторон от них. Кроме того, на каждой собственной топливных магистралях модулей, за исключением модулей первой ступени, выше мест соединения с межмодульными топливными магистралями установлены пусковые клапаны.Also known is the PH of a packet scheme in which both components from two-tank rocket blocks (modules) are transferred to blocks of subsequent stages in the process of their joint work so as to ensure the maximum filling of the tanks of the modules of the working layout by the time the stages are separated [4]. The carrier consists of several two-tank missile modules assembled according to the "package" scheme and a warhead containing the payload. The head part may also contain a missile block - an additional upper stage. A batch layout may contain a different number of PM, which are modules of at least two stages. The last step consists of one block, on which the head is mounted on top. Missile modules of all stages up to the penultimate inclusive are equipped with means of separation in flight from the main layout. The carrier rocket is equipped with a system of overflow of fuel components between the modules, consisting of inter-module fuel lines, which connect their own fuel lines of the modules of each previous and subsequent stages. Separate hydraulic connectors and two shut-off valves on both sides of them are installed on the intermodular fuel lines. In addition, on each of its own fuel lines of the modules, with the exception of the modules of the first stage, starting valves are installed above the junction with the intermodular fuel lines.
Ракета носитель может быть изготовлена в нескольких модификациях, отличающихся количеством боковых РМ, их расположением относительно центрального ракетного модуля, количеством РМ в каждой ступени.The carrier rocket can be made in several modifications, differing in the number of lateral PM, their location relative to the central missile module, the number of PM in each stage.
Согласно [4] схема системы перелива компонентов топлива выглядит следующим образом. На топливных магистралях модулей последующей ступени, соединяющих их топливные баки с блоками ЖРД, установлены пусковые клапаны. Между модулями предшествующей и последующей ступеней проложены топливные магистрали, соединяющие топливные магистрали модулей предшествующей ступени с топливными магистралями соответствующего компонента модулей последующей ступени ниже установленных на них пусковых клапанов. На межмодульных топливных модулях в межмодульном пространстве установлены отрывные гидроразъемы, а с обеих сторон от них - отсечные клапаны. Последней ступенью является ЦРМ, из которого топливо не переливается.According to [4], the scheme of the overflow system of the fuel components is as follows. On the fuel lines of the modules of the next stage, connecting their fuel tanks with the blocks of the rocket engine, starting valves are installed. Between the modules of the previous and subsequent stages, fuel lines are laid connecting the fuel lines of the modules of the previous stage with the fuel lines of the corresponding component of the modules of the next stage below the start valves installed on them. Separate hydraulic connectors are installed on the inter-module fuel modules in the inter-module space, and shut-off valves are installed on both sides of them. The last step is the CRM, from which the fuel does not overflow.
Всего в ракете носителе имеется по две межмодульных топливные магистрали на каждый боковой блок.In total, the carrier rocket has two intermodular fuel lines for each side block.
Представленная ракета носитель [4] наиболее близка предлагаемой и выбрана в качестве прототипа.Presented carrier rocket [4] is the closest to the proposed one and is selected as a prototype.
Недостатком прототипа является возрастающая сложность при увеличении количества составляющих блоков: с каждым дополнительным ракетным модулем, начиная со второго, ракета носитель получает два топливных бака с обеспечивающими их работу системами и две межмодульные ТМ, каждая которых содержит два отсечных клапана и один отрывной гидроразъем. Кроме того, ракетный модуль второй и последующих ступеней содержат два пусковых клапана на собственных топливных магистралей модуля. Наличие этих устройств неблагоприятно влияет на надежность ракеты носителя, так как все они срабатывают в процессе полета, а отказ большинства из них вызывает аварию ракеты носителя. По крайней мере, авария произойдет при нерасстыковке отрывных гидроразъемов и незакрытии отсечных клапанов со стороны работающей ступени.The disadvantage of the prototype is the increasing complexity with an increase in the number of component blocks: with each additional missile module, starting from the second, the carrier rocket receives two fuel tanks with the systems that support them and two intermodular TMs, each of which contains two shut-off valves and one tear-off hydraulic connector. In addition, the rocket module of the second and subsequent stages contain two starting valves on the module's own fuel lines. The presence of these devices adversely affects the reliability of the carrier rocket, since all of them are triggered during the flight, and the failure of most of them causes a carrier rocket accident. At least, an accident will occur when the disconnect hydraulic connectors are not undocked and the shut-off valves are not closed from the side of the working stage.
Возрастающее количество межмодульных топливных модулей с отрывными гидроразъемами отражается на массе и стоимости изготовления конструкции. Большое количество баков также увеличивает сухую массу и стоимость изготовления РН. Это связано не только с необходимостью установки в каждом баке систем контроля состояния компонента, но и с объемом внутрибаковых работ, после которых должна быть обеспечена его высокая чистота. В процессе производства баков требуется и очистка изнутри их стенок. Объем этой работы пропорционален суммарной площади внутренней поверхности баков, которая пропорциональна количеству ракетных модулей.An increasing number of intermodular fuel modules with tear-off hydraulic connectors is reflected in the weight and cost of manufacturing the structure. A large number of tanks also increases the dry weight and the cost of manufacturing pH. This is due not only to the need to install component monitoring systems in each tank, but also to the volume of internal tank work, after which its high purity must be ensured. In the process of production of tanks, cleaning is also required from the inside of their walls. The volume of this work is proportional to the total area of the inner surface of the tanks, which is proportional to the number of missile modules.
Особенно сложен контроль внутреннего состояния баков у многоразовых модулей. Дополнительную сложность вносит трубопровод компонента, расположенного в верхнем баке блока, обычно прокладываемый через нижний бак. Он целиком или частично подвешен в положении, близком к вертикальному, и при возвращении испытывает поперечные нагрузки, в несколько раз превышающие нагрузки при транспортировке и выведении. Производство ракетных блоков в многоразовом варианте потребует укрепления внутрибакового топливопровода или прокладке его по внешней поверхности бака, что приведет к увеличению их сухой массы.Particularly difficult is the control of the internal state of tanks in reusable modules. An additional complication is the piping of the component located in the upper tank of the unit, usually laid through the lower tank. It is fully or partially suspended in a position close to vertical, and upon return it experiences transverse loads several times higher than the loads during transportation and removal. The production of reusable rocket blocks will require the strengthening of the internal fuel line or laying it along the outer surface of the tank, which will lead to an increase in their dry weight.
Известна также ракета-носитель по патенту РФ №2291817 (прототип ракеты-носителя). Эта ракета-носитель содержит несколько ступеней, каждая из которых в свою очередь содержит центральный и боковые модули. Каждый модуль содержит корпус, баки окислителя и горючего и систему перелива одного из компонентов топлива. Топливо, предназначенное для перелива в другие блоки, распределяется покомпонентно по двухбаковой ракетой-носителем так, что в каждом из них только один компонент включает долю, предназначенную для перелива. Кроме того, это достигается обратным расположением баков в модулях разных ступеней и тем, что межмодульные топливные магистрали компонента верхних баков предыдущей ступени соединяются непосредственно с баками того же компонента последующей ступени, имеющими нижнее расположение в модулях. Это позволит вдвое сократить количество межмодульных топливных магистралей, а также сократить число пусковых клапанов и тем самым увеличить надежность и уменьшить стоимость изготовления ракеты-носителя.Also known is the launch vehicle according to the patent of the Russian Federation No. 2291817 (prototype launch vehicle). This booster contains several stages, each of which in turn contains a central and side modules. Each module contains a housing, oxidizer and fuel tanks, and an overflow system for one of the fuel components. The fuel intended for overflow into other blocks is distributed component-wise along a two-tank launch vehicle so that in each of them only one component includes a fraction intended for overflow. In addition, this is achieved by the reverse arrangement of the tanks in the modules of different stages and by the fact that the intermodular fuel lines of the component of the upper tanks of the previous stage are connected directly to the tanks of the same component of the next stage, which have a lower arrangement in the modules. This will halve the number of intermodular fuel lines, as well as reduce the number of start valves and thereby increase reliability and reduce the cost of manufacturing a launch vehicle.
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания.Known liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for invention No. 2095607, intended for use in space booster blocks, stages of rocket launchers and as the main engine of spacecraft, includes a combustion chamber with a regenerative cooling path, pumps for supplying components - fuel and an oxidizer with a turbine one shaft into which the capacitor is inserted. The condenser outlet through the refrigerant line is connected to the entrance to the combustion chamber and to the entrance to the regenerative cooling path of the combustion chamber.
Недостатком этого двигателя является отсутствие управления вектором тяги.The disadvantage of this engine is the lack of thrust vector control.
Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.Known LRE according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2190114,
Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания эта схема не приемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины. Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.This engine has a significant drawback. Bypassing the fuel combustion chamber heated in the regenerative cooling path to the entrance to the second stage of the fuel pump will lead to cavitation. Most LREs use fuel components such that the oxidizer consumption is almost always greater than the fuel consumption. Therefore, for powerful rocket engines with great thrust and high pressure in the combustion chamber, this scheme is not acceptable, because fuel consumption will not be enough to cool the combustion chamber and drive the main turbine. In addition, the LRE launch system, the ignition system of the fuel components and the LRE shutdown system and its cleaning of fuel residues in the regenerative cooling path of the combustion chamber have not been developed.
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г., который содержит камеру турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего соединен с регулятором расхода с электроприводом.Known liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2232915, publ. September 10, 2003, which contains a turbo pump unit, a gas generator, a launch system, means for igniting fuel components and fuel lines. The output of the oxidizer pump is connected to the inlet of the gas generator. The output of the first stage of the fuel pump is connected to the channels of regenerative cooling of the chamber and to the mixing head. The output of the second stage of the fuel pump is connected to an electric flow regulator.
Недостаток - двигатель не имеет системы регулирования вектора тяги и управления по крену.The disadvantage is that the engine does not have a thrust vector control system and roll control.
Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2161263, прототип жидкостного ракетного двигателя.Known liquid rocket engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2161263, a prototype of a liquid rocket engine.
Этот двигатель содержит силовую раму, камеру сгорания, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, газогенератор и турбонасосный агрегат, подстыкованный к газогенератору посредством газовода, содержащий в свою очередь турбину, насос окислителя, насос горючего и дополнительный насос горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с камерой сгорания, и узел качания камеры сгорания ЖРД, установленный между газоводом и камерой сгорания, точнее головкой камеры сгорания. Этот узел выполнен в виде сильфона и кардана, которые совместно обеспечивают качание камеры сгорания и герметизацию подвода газогенераторного газа, имеющего большие давление и температуру. Кроме того, предусмотрена система охлаждения сильфона, так как его работоспособность в столь экстремальных условиях вызывает сомнение.This engine contains a power frame, a combustion chamber made with the possibility of swinging in two planes, a gas generator and a turbopump unit, coupled to the gas generator by means of a gas duct, which in turn contains a turbine, an oxidizer pump, a fuel pump and an additional fuel pump, a gas duct connecting the turbine exit with a combustion chamber, and a rocker assembly of the rocket engine combustion chamber installed between the gas duct and the combustion chamber, more precisely, the head of the combustion chamber. This unit is made in the form of a bellows and a universal joint, which together provide the swing of the combustion chamber and sealing the supply of gas-generating gas, which has high pressure and temperature. In addition, a bellows cooling system is provided, since its performance under such extreme conditions is in doubt.
Турбонасосный агрегат содержит турбину с рабочим колесом и насосы окислителя, горючего и дополнительный насос горючего, установленные соосно насосу.The turbopump assembly comprises a turbine with an impeller and oxidizer, fuel and additional fuel pumps mounted coaxially to the pump.
Недостатки этого двигателя и узла подвески камеры сгорания, входящего в его состав: низкая ненадежность узла подвески камеры сгорания ЖРД из-за наличия большого количества деталей, малой прочности тонкостенных сильфонов, работающих при высоких давлении и температуре. Подшипники карданного подвеса, передающее силу тяги камеры сгорания, достигающую 200…1000 тс, также работают при высокой температуре (от 500 до 800°С), при этом смазка выгорает, подшипники разрушаются, управление вектором тяги затрудняется.The disadvantages of this engine and the suspension unit of the combustion chamber included in its composition: low unreliability of the suspension unit of the combustion chamber of the rocket engine due to the presence of a large number of parts, low strength of thin-walled bellows operating at high pressure and temperature. Gimbal bearings, transmitting the thrust of the combustion chamber, reaching 200 ... 1000 tf, also work at high temperatures (from 500 to 800 ° C), while the grease burns out, the bearings are destroyed, the thrust vector control is difficult.
Применение для охлаждения этого узла горючего, предназначенного для подачи в камеру сгорания, не только усложняет конструкцию этого узла и в целом двигателя, но и делает ее работу чрезвычайно опасной, так как при разрыве сильфона горючее и газогенераторный газ, содержащий избыток окислителя, войдут в контакт, что неизбежно приведет к пожару в двигательном отсеке ракеты и прекращению подачи горючего в камеру сгорания.The use for cooling this unit of fuel, intended for feeding into the combustion chamber, not only complicates the design of this unit and the engine as a whole, but also makes its operation extremely dangerous, since when the bellows breaks, the fuel and gas-generating gas containing excess oxidizer will come into contact that will inevitably lead to a fire in the engine compartment of the rocket and the cessation of fuel supply to the combustion chamber.
Управление вектором тяги выполнено ненадежно, а управление во углам крена вовсе отсутствует.The thrust vector control is not reliable, and there is no control at all in the corners of the roll.
Задачи создания изобретения (жидкостного ракетного двигателя) - обеспечение надежности управления вектором тяги ЖРД и надежности управления ракетой по крену.The objectives of the invention (liquid rocket engine) are to ensure the reliability of the thrust vector control of the rocket engine and the reliability of rocket control over the roll.
Известен турбонасосный агрегат с системой смазки редуктора, где редуктор частично заполняют смазкой так, чтобы одна из шестерен редуктора была погружена в смазку и разносила смазку на остальные шестерни и разбрызгивала ее (см. патент Великобритании №1281362, Н. кл. F1C, 1972).A known turbopump assembly with a gearbox lubrication system, where the gearbox is partially filled with grease so that one of the gears of the gearbox is immersed in the grease and distributes the grease to the remaining gears and sprays it (see UK patent No. 1281362, N. CL F1C, 1972).
Недостатком известного турбонасосного агрегата является малая эффективность смазки и охлаждения при высоких нагрузках.A disadvantage of the known turbopump unit is the low efficiency of lubrication and cooling at high loads.
Наиболее близким к изобретению является турбонасосный агрегат, содержащий турбину и насос, валы которых соединены между собой при помощи редуктора, размещенного в корпусе с подводящими и отводящими каналами (см. патент США N 3269317, Н. кл. 417-405, 1966).Closest to the invention is a turbopump assembly comprising a turbine and a pump, the shafts of which are interconnected by a gearbox placed in a housing with inlet and outlet channels (see US patent N 3269317, N. CL. 417-405, 1966).
Недостатком известного турбонасосного агрегата является малая эффективность смазки и охлаждения редуктора.A disadvantage of the known turbopump unit is the low efficiency of lubrication and cooling of the gearbox.
Известен турбонасосный агрегат по патенту РФ на изобретение №219863 (прототип).Known turbopump assembly according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 219863 (prototype).
Этот турбонасосный агрегат содержит турбину и насос с двумя независимыми валами, которые соединены с помощью редуктора, размещенного в корпусе, с подводящими и отводящими каналами, причем оба вала расположены концентрично с образованием кольцевой полости, служащей подводящим каналом, а отводящий канал сообщен со входом насоса горючего.This turbopump assembly contains a turbine and a pump with two independent shafts, which are connected by means of a gearbox located in the housing to the inlet and outlet channels, both shafts being concentric with the formation of an annular cavity serving as the inlet channel, and the outlet channel is in communication with the fuel pump inlet .
Недостаток заключается в низкой надежности и пожароопасности конструкции насоса горючего из-за нагрева горючего, охлаждающего редуктор.The disadvantage is the low reliability and fire hazard of the fuel pump design due to heating of the fuel cooling the gearbox.
Задачи создания изобретения (турбонасосного агрегата) - обеспечение надежности работы турбонасосного агрегата ЖРД.The objective of the invention (turbopump assembly) is to ensure the reliability of the operation of the turbopump engine rocket engine.
Решение указанных задач достигнуто в многоступенчатой ракете-носителе, содержащей центральный модуль первой ступени с боковыми модулями первой ступени и центральный блок второй ступени с боковыми модулями второй ступени, при этом все модули имеют корпус, баки окислителя и горючего внутри корпусов, и, по меньшей мере, по одному жидкостному ракетному двигателю в каждом ракетном блоке и системы перелива одного из компонентов топлива из боковых модулей в центральный, тем, что согласно изобретению она содержит блоки сопел крена, содержащие по два оппозитно установленных сопла крена, блоки сопел крена установлены на внешней уделенной от оси ракеты-носителя поверхности корпусов боковых модулей всех ступеней. Может быть применено четкое число боковых модулей первой ступени, а блоки сопел крена первой ступени установлены на двух диаметрально противоположных боковых ракетных блоках первой ступени. Может быть применено нечетное число боковых модулей первой ступени, а блоки сопел крена первой ступени установлены на всех боковых ракетных блоках первой ступени. Количество боковых модулей второй ступени может соответствовать количеству боковых ракетных блоков первой ступени. Количество ракетных блоков третьей ступени соответствует количеству боковых ракетных блоков первой ступени. Боковые ракетные блоки всех трех ступеней установлены в одинаковых продольных плоскостях, проходящих через продольную ось ракеты-носителя.The solution of these problems was achieved in a multi-stage launch vehicle containing a central module of the first stage with side modules of the first stage and a central block of the second stage with side modules of the second stage, while all modules have a housing, tanks of oxidizer and fuel inside the buildings, and at least , one liquid rocket engine in each rocket block and a system for transferring one of the fuel components from the side modules to the central one, in that according to the invention it contains blocks of roll nozzles containing about two opposite mounted roll nozzles, roll nozzle blocks are installed on the outer surface of the housing of the side modules of all stages allocated from the axis of the launch vehicle. A clear number of side modules of the first stage can be applied, and the nozzle blocks of the roll of the first stage are mounted on two diametrically opposite side rocket blocks of the first stage. An odd number of side modules of the first stage can be applied, and blocks of nozzles of a roll of the first stage are installed on all side rocket blocks of the first stage. The number of side modules of the second stage may correspond to the number of side rocket blocks of the first stage. The number of missile blocks of the third stage corresponds to the number of lateral missile blocks of the first stage. Lateral rocket blocks of all three stages are installed in the same longitudinal planes passing through the longitudinal axis of the launch vehicle.
Решение указанных задач достигнуто в жидкостном ракетном двигателе, содержащем силовую раму, камеру сгорания, имеющую головку, цилиндрическую часть с верхним и нижним силовыми кольцами и сопло, которая закреплена на силовой раме при помощи узла подвески, обеспечивающего возможность качания в двух плоскостях посредством приводов, прикрепленных к нижнему силовому кольцу, выполненному на камере сгорания, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий в свою очередь турбину, насос окислителя, насос горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с головкой камеры сгорания через узел подвески, отличающийся тем, что узел подвески смонтирован на силовой раме и содержит подвижную и неподвижную части, при этом подвижная часть соединена через промежуточную раму с верхним силовым кольцом, сопла крена сгруппированы в блоки сопел крена попарно и установлены на нижнем силовом кольце, установленном в нижней части сопла и соединенным со срезом сопла, к соплам крена через трехходовые краны газа и горючего присоединены соответственно трубопроводы подачи газогенераторного газа, другие концы которого соединены с трубопроводом отбора газа, и трубопроводами горючего, при этом блоки сопел крена закреплены на нижнем силовом кольце ракеты.The solution of these problems was achieved in a liquid propellant rocket engine containing a power frame, a combustion chamber having a head, a cylindrical part with upper and lower power rings and a nozzle, which is mounted on the power frame using a suspension unit that allows swinging in two planes by means of drives attached to the lower power ring made on the combustion chamber, a gas generator and a turbopump assembly, which in turn contains a turbine, an oxidizer pump, a fuel pump, a gas duct connecting the outlet h turbines with a combustion chamber head through a suspension unit, characterized in that the suspension unit is mounted on a power frame and contains a movable and fixed part, while the movable part is connected through an intermediate frame to the upper power ring, the roll nozzles are grouped into roll nozzle blocks in pairs and installed on the lower power ring installed in the lower part of the nozzle and connected to the nozzle exit, to the nozzle of the bank through three-way gas and fuel valves are connected respectively pipelines for supplying gas-generating gas, etc. Gia ends of which are connected to the gas extraction pipe, and the fuel pipes, the nozzles are fixed units roll on the lower force annulus missile.
Решение указанных задач достигнуто в турбонасосном агрегате, содержащем турбину и насосы окислителя, двухступенчатый насос горючего и дополнительный насос горючего, валы которых соединены между собой при помощи устройства для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения, размещенного в корпусе с подводящим и отводящим каналами, при этом валы турбины и обеих ступеней насоса горючего расположены концентрично с образованием кольцевой полости между ними, служащей подводящим каналом, а отводящий канал сообщен с входом насоса, тем, что согласно изобретению в качестве устройства для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения применена магнитная передача, содержащая диски с постоянными магнитами, размешенными по окружности с постоянным шагом.The solution of these problems was achieved in a turbopump unit containing a turbine and oxidizer pumps, a two-stage fuel pump and an additional fuel pump, the shafts of which are interconnected using a device for transmitting torque and changing the frequency of rotation, which is located in the housing with supply and exhaust channels, while the shafts of the turbine and both stages of the fuel pump are arranged concentrically with the formation of an annular cavity between them, which serves as the inlet channel, and the outlet channel is in communication with the pump inlet, the fact that according to the invention, as a device for transmitting torque and changing the rotational speed, a magnetic transmission is used, comprising disks with permanent magnets placed around the circle with a constant pitch.
Решение указанных задач достигнуто в блоке сопел крена, содержащем два сопла крена, установленных оппозитно и объединенных в один узел, содержащий общий корпус, тем, что согласно изобретению, пара сопел крена оборудована трехходовыми кранами газа и горючего, установленными между соплами крена и имеющими общий привод. Блок сопел может быть выполнен так, что все сопла крена оборудованы запальными устройствами, соединенными линиями связи с блоком управления. Общий корпус может быть оборудован крепежными элементами, соединяющими общий корпус с нижним силовым кольцом ракеты-носителя.The solution of these problems was achieved in a block of nozzle rolls containing two roll nozzles installed opposite and combined into one assembly containing a common casing, according to the invention, a pair of roll nozzles is equipped with three-way gas and fuel valves installed between the roll nozzles and having a common drive . The nozzle block can be made so that all roll nozzles are equipped with ignition devices connected by communication lines to the control unit. The common housing can be equipped with fasteners connecting the common housing with the lower power ring of the launch vehicle.
Сущность изобретения поясняется фиг.1…19, где:The invention is illustrated in figure 1 ... 19, where:
- на фиг.1 и 2 приведена схема многоступенчатой ракеты-носителя,- figure 1 and 2 shows a diagram of a multi-stage launch vehicle,
- на фиг.3 приведена схема компоновки жидкостного ракетного двигателя в боковом ракетном блоке,- figure 3 shows the layout of the liquid rocket engine in the side rocket unit,
- на фиг.4 приведена схема жидкостного ракетного двигателя,- figure 4 shows a diagram of a liquid rocket engine,
- на фиг.5 приведена конструкция узла подвески,- figure 5 shows the design of the suspension unit,
- на фиг.6…9 приведен вид А, фиг.1,- figure 6 ... 9 shows a view of figure 1,
- на фиг.10 и 11 приведен вариант ракеты-носителя с отделяемыми боковыми модулями,- figure 10 and 11 shows a variant of the launch vehicle with detachable side modules,
- на фиг.12…15 приведена схема размещения блоков сопел крена для ракеты-носителя с отделяемыми модулями,- in Fig.12 ... 15 shows the layout of the nozzle blocks of the roll for the launch vehicle with detachable modules,
- на фиг.16 приведена конструкция ТНА,- Fig.16 shows the design of the TNA,
- на фиг.17 приведен вид Б,- Fig.17 shows a view of B,
- на фиг.18 приведена конструкция блока сопел крена,- Fig.18 shows the design of the block of nozzles of the roll,
- на фиг.19 приведен разрез В-В фиг.18.- Fig.19 shows a section bb In Fig. 18.
Многоступенчатая ракета-носитель выполнена модульной конструкции и содержит сколь угодно большое количество ступеней. В дальнейшем описан пример трехступенчатой ракеты-носителя модульной схемы. При выполнении модульной схемы возможно собрать из одного или двух (трех) модулей сколь угодно большое количество ракет носителей любого назначения и с любой энерговооруженностью.The multi-stage launch vehicle is made in a modular design and contains an arbitrarily large number of stages. The following describes an example of a three-stage launcher of a modular design. When executing a modular scheme, it is possible to assemble from one or two (three) modules an arbitrarily large number of launch vehicles of any purpose and with any power ratio.
Конкретно описана ракета-носитель на примере трехступенчатой модульной ракеты (фиг.1…19). Ракета содержит три ступени (фиг.1 и 2), а именно центральный модуль первой ступени 1, боковые модули первой ступени 2, центральный модуль второй ступени 3 с боковыми модулями второй ступени 4, центральный модуль третей ступени 5 с боковыми модулями третьей ступени 6 и головную часть 7 (полезную нагрузку). Центральный модуль второй ступени 3 соединен с центральным модулем первой ступени 1 при помощи фермы 8, а центральный модуль второй ступени 3 и центральный модуль третьей ступени 5 соединены фермой 9.A launch vehicle is specifically described using an example of a three-stage modular rocket (Fig. 1 ... 19). The missile contains three stages (FIGS. 1 and 2), namely the central module of the
Центральный модуль первой ступени 1 имеет корпус 10, бак окислителя 11, бак горючего 12 и жидкостный ракетный двигатель 13. Боковые модули первой ступени 2 содержат корпус 14, бак окислителя 15, бак горючего 16.The central module of the
Все жидкостные ракетные двигатели 13 могут быть выполнены одинаковой конструкции или отличаться только степенью расширения сопла. Боковых модулей первой ступени 2, может быть применено либо четное число (фиг.7, 8) или нечетное (фиг.3 и 5).All
В свою очередь центральный модуль второй ступени 3 имеет корпус 17, бак окислителя 18, бак горючего 19 и жидкостный ракетный двигатель 13. К центральному модулю второй ступени 3 присоединено несколько (не менее двух) боковых модулей 4, содержащих корпус 20, бак окислителя 21, бак горючего 22.In turn, the central module of the
Аналогично центральный модуль третьей ступени 5 имеет корпус 23, бак окислителя 24, бак горючего 25 и жидкостный ракетный двигатель 13. К центральному модулю второй ступени 3 присоединено несколько (не менее двух) боковых модулей третьей ступени 6, содержащих корпус 26, бак окислителя 27, бак горючего 28.Similarly, the central module of the
Боковых модулей третьей ступени 6, второй ступени 4, так же, как и первой 2 может быть применено либо четное число или нечетное, но наиболее предпочтительный вариант, когда число боковых модулей третьей ступени 6 и второй ступени 4 соответствует числу боковых модулей первой ступени 2 (фиг.1).The side modules of the
Головная часть 7 прикреплена к центральному модулю третьей ступени 5 узлами соединения 29, выполненными с возможностью отделения в полете, например, пироболтами.The
Возможно и более предпочтительно применение схемы ракеты-носителя с отделяемыми боковыми модулями 2, 4 и 6, которые прикреплены к соответствующему центральному модулю 1, или 3 или 5 узлами соединения 30 (фиг.1 и 2). Узлы соединения 30 выполнены с возможностью расстыковки в полете, например, применены пироболты. На трехступенчатой ракете-носителе на боковых модулях 2, 4 и 6 установлено не менее двух блоков сопел крена 31 (фиг.6-9).It is possible and more preferable to use a booster circuit with
В этом случае компоновка установки блоков сопел крена 31 может быть выполнена как это указано на фиг.9…12, т.е. при четном числе боковых модулей 2, 4 и 6 может быть применено только два блока сопел крена 21, а при нечетном - число блоков сопел крена 31 равно числу боковых модулей 2 или 4 или 6. Между всеми центральными модулями 1, 3, 5 и боковыми модулями выполнены магистрали перелива 32 (фиг.7), предназначенные для перелива остатков одного из компонентов топлива из боковых модулей 2, 4 и 6 - в центральные модули 1, 3 и 5.In this case, the installation arrangement of the nozzle blocks of the
Жидкостный ракетный двигатель 13 (фиг.3) содержит камеру сгорания 33, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, газогенератор 34 и турбонасосный агрегат 35, подстыкованный к камере сгорания 33 посредством газовода 36, содержащий в свою очередь, турбину 37, насос окислителя 38, насос горючего 39. Турбонасосный агрегат 35 может содержать дополнительный насос горючего 40.The liquid rocket engine 13 (Fig. 3) comprises a
Выход из насоса горючего 39 соединен трубопроводом 41 с входом в дополнительный насос горючего 40 (при его наличии). Камера сгорания 33 содержит головку 42, цилиндрическую часть 43 и сопло 44. Газогенератор 34 и ТНА 35 закреплены на камере сгорания 33 при помощи двух шарнирных тяг 45. В верхней части жидкостного ракетного-двигателя 13 установлен узел подвески 46 камеры сгорания 33. Он обеспечивает качание камеры сгорания 33 в одной плоскости относительно центра узла подвески 46 для управления вектором тяги R, с целью управления ракетой-носителем по углам тангажа и рыскания.The outlet of the
Для этого каждый жидкостный ракетный двигатель 13 содержит привода 47, выполненные, например, в виде гидроцилиндров 48, прикрепленных к силовой раме 49, и имеющих штоки 50. На камере сгорания 33, на ее цилиндрической части 43, выполнены верхнее и нижнее силовые кольца 51 и 52, соответственно. К нижнему силовому кольцу 52 шарнирно прикреплены штоки 50 приводов 47. Приводы 47 служат для управления ракетой-носителем по углам тангажа и рыскания. К верхнему силовому кольцу 51 прикреплена промежуточная рама 53, к корой крепится узел подвески 46, обеспечивающий качание камеры сгорания 33 в двух плоскостях.To this end, each liquid-
Возможная пневмогидравлическая схема ЖРД приведена на фиг.3 и 4 и содержит трубопровод горючего 54, подсоединенный одним концом к выходу из насоса горючего 39, содержащим пуско-отсечной клапан 55. Выход этого трубопровода соединен с главным коллектором 56 камеры сгорания 33. Выход из насоса окислителя 38 трубопроводом окислителя 57, содержащим пускоотсечной клапан окислителя 58 соединен с газогенератором 34. Также выход из дополнительного насоса горючего 40 трубопроводом горючего 59, содержащим пускоотсечной клапан горючего 60 и регулятор расхода 61 соединен с газогенератором 34. На газогенераторе 34 и на камере сгорания 33 установлены, по меньшей мере, по одному запальному устройству 62.A possible pneumohydraulic circuit of the liquid propellant rocket engine is shown in FIGS. 3 and 4 and contains a
Двигатель оборудован блоком управления 63 (фиг.3), который электрическими связями 64 соединен с запальными устройствами 62 и с пускоотсечными клапанами 55, 60 и 61.The engine is equipped with a control unit 63 (Fig. 3), which is connected by
Особенностью двигателя (фиг.1, 2, 3 и 4) является то, что ТНА 35 жестко прикреплен к камере сгорания 33 при помощи газовода 36 и не менее, чем двух шарнирных тяг 45, и камера сгорания 33 имеет возможность поворачиваться относительно центра узла подвески 46 в обеих плоскостях вместе с ТНА 35. Для того чтобы обеспечить эту возможность, на входе в насос окислителя 38 установлен сильфон 65, а на входе в насос горючего 39 - сильфон 66. Для питания горючим блоков сопел крена предусмотрены трубопроводы отбора горючего 67 с сильфоном 68. Для питания сопел и крена кислым (газогенераторным газом) предусмотрен трубопровод отбора 69 с сильфоном 70. Все модули 1…6 содержат магистрали окислителя 71 и горючего 72. Магистраль окислителя 71 проходит через туннель 73 в баке горючего 16 (фиг.3) и теплоизолирована теплоизоляционным покрытием 74.A feature of the engine (FIGS. 1, 2, 3 and 4) is that the
На фиг.4 приведена конструкция жидкостного ракетного двигателя 13. Следует иметь в виду, что не все жидкостные ракетные двигатели могут быть выполнены одинаковой конструкции, одинаковой схемы и размерности.Figure 4 shows the design of a
Узел подвески 46 камеры сгорания 33 ЖРД (фиг.5) содержит две части: неподвижную 75 и подвижную 76. Неподвижная часть 75 жестко соединена с силовой рамой 49 при помощи крепежа 77 и содержит сферическую часть 78 с внутренней сферической поверхностью. Подвижная часть 76 жестко соединена с промежуточной рамой 53 и содержит сферическую часть 79 с внешней сферической поверхностью. Для обеспечения сборки сферическая часть выполнена из двух деталей 80 и 81, соединенных крепежом 82. Для компенсации допусков и качественной сборки между деталями 80 и 81 установлена прокладка 83. За счет того, что все детали, описанные выше, образуют сферическое шарнирное соединение возможно качание двигателя 13 во всех плоскостях.The
Особенностью турбонасосного агрегата 3 (фиг.16 и 17) является то, что насос горючего 39 выполнен двухступенчатым, содержащим две независимо (с разными скоростями) вращающиеся ступени 84 и 85, установленные соответственно на внешнем и внутреннем валах 86 и 87. Насос окислителя имеет собственный вал 88. Насос горючего 39 имеет входной патрубок 89, корпус 90, внутри которого установлено устройство для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения 91, например, редуктор, и отверстие 92, соединяющее внутреннюю полость 93 корпуса 90 с входной полостью 94. Кроме того, устройство соединено с дополнительным насосом горючего 40, точнее с его центробежным колесом 95. Между валами 86 и 87 выполнен кольцевой зазор «Г» для подачи горючего во внутреннюю полость 93 для охлаждения устройства для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения 91. В качестве устройства для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения 91 предложено применить магнитную передачу, содержащую вместо шестерен цилиндры 96 с постоянными магнитами 97, размешенными по окружности с постоянным шагом, что на порядок уменьшит нагрев горючего, охлаждающего для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения 91 и уменьшит вероятность возникновения пожара. С этой же целью между внутренним валом 87 и валом 88 выполнена магнитная муфта 98, которая полностью разделяет насосы окислителя 38 и насос горючего 39.A feature of the turbopump assembly 3 (Fig. 16 and 17) is that the
Магнитная муфта 98 может быть выполнена любой конструкции, например, торцовой. В этом случае она (фиг.17) содержит ведущую и ведомую полумуфты, соответственно 99 и 100. Эти полумуфты могут быть выполнены, например, в виде цилиндров 101, на торцовых поверхностях которых установлены постоянные магниты 102. Между полумуфтами 99 и 100 установлена магнитопроницаемая герметичная перегородка 103, которая полностью исключает контакт окислителя с горючим и тем самым исключает аварийный исход при работе ТНА.Magnetic clutch 98 can be made of any design, for example, mechanical. In this case, it (Fig. 17) contains the leading and driven half-couplings, 99 and 100, respectively. These half-couplings can be made, for example, in the form of
Система управления по углу крена (фиг.1, 3, 18 и 19) содержит не менее двух блоков сопел крена 31, установленных на корпусах 10. Блоки сопел крена 31 (фиг.18 и 19) содержат по два оппозитно установленных сопла крена 104. Блоки сопел крена 31 содержат общий корпус 105 с крепежными элементами 106 и прикреплены к нижним силовым кольцам 107 ракеты-носителя (фиг.3), установленным внутри корпусов 10 боковых модулей первой ступени 2 и боковых модулей второй ступени 4, а также третьей ступени 6. Блоки сопел крена 31 содержат патрубки 108, к которым подведены трубопроводы подачи газогенераторного газа 69 (фиг.3 и 4), другие концы которого соединен с газоводом 36. В центральной части блоков сопел крена 31 установлены трехходовой кран газа 109 и трехходовой кран горючего 110, к которому подсоединен трубопровод горючего 111, идущий, например, от главного коллектора 56. На трехходовых кранах 109 и 110 установлен общий привод 112 на каждом блоке сопел крена 31. Таким образом, каждые два сопла крена 104, трехходовые краны 109 и 110 и общий привод 112 образуют один узел: блок сопел крена 31.The roll angle control system (FIGS. 1, 3, 18 and 19) contains at least two blocks of
Сопла крена 104 (фиг.18 и 19) выполнены с двумя стенками 113 и 114 и коллекторами 115, для прохода охлаждающего горючего. В каждом сопле крена 104 установлены форсунки горючего 116, окислителя 117 и запальное устройство 118. Коллектора 115 соединены с трехходовым краном горючего 109 трубопроводами 119 для переброса горючего. Сопла крена 66 имеют неохлаждаемые насадки 120.The nozzle of the roll 104 (Fig. 18 and 19) is made with two
Трубопроводы подачи газогенераторного газа 69 содержат сильфоны 70 (фиг.3) для исключения деформации трубопроводов подачи газогенераторного газа 69 при качании камер сгорания 33. Силовые рамы 49 закреплены на основных силовых кольцах 121 ракеты-носителя (фиг.3 и 4).The gas supply
Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) 13 запускается следующим образом (фиг.1…19).Liquid rocket engine (LRE) 13 is started as follows (figure 1 ... 19).
В исходном положении все клапаны двигателя закрыты. При запуске ЖРД на горючем с блока управления 63 по электрическим каналам связи 64 подается команда на ракетные клапаны окислителя и горючего (на фиг. 1…19 они не показаны). После заливки насосов окислителя 38, насоса горючего 39 и дополнительного насоса горючего 40 открывают пускоотсечные клапаны 55, 58 и 60 (фиг.3), установленные за насосом окислителя 38, после насоса горючего 39 и после дополнительного насоса горючего 40. Окислитель и горючее поступают в газогенератор 34, где воспламеняются при помощи запальника 62. Газогенераторный газ и горючее подается в камеру сгорания 33. Горючее охлаждает камеру сгорания 33, проходя через зазор между оболочками ее сопла 44 и цилиндрической части 43, образующими регенеративный тракт охлаждения (фиг.4), выходит во внутреннюю полость камеры сгорания 33 для дожигания газогенераторного газа, идущего из газогенератора 34. Воспламенение этих компонентов осуществляется также запальным устройством 62, установленным на камере сгорания 33.In the initial position, all engine valves are closed. When starting a liquid propellant liquid propellant rocket engine from a
После запуска турбонасосного агрегата 35 (фиг.4) газогенераторный газ подается из газогенератора 35 в турбину 37, раскручивается ротор ТНА (на фиг. 1…19 ротор не показан), давление на выходах насосов 38, 39 и 40 возрастает. Далее по газоводу 36 и через узел подвески 46 газогенераторный газ подается в головку 42 камеры сгорания 33. Часть газогенераторного газа отбирается по трубопроводу отбора газа 69 и далее через трехходовой кран газа 110 поступает в блоки сопел крена 31. Через трехходовой кран 11 в блоки сопел крена поступает горючее.After starting the turbopump unit 35 (Fig. 4), the gas-generating gas is supplied from the gas-
Для управления вектором тяги R при помощи привода 47, воздействуя штоком 50 на нижнее силовое кольцо 52, поворачивают качеру сгорания 33 относительно точки центра узла подвески 46 на угол 7…11°. При этом направление вектора тяги R1 отклоняется относительно первоначального положения R1 продольной оси симметрии камеры сгорания 33 вместе с газогенератором 35 и относительно ракеты-носителя, на которой этот двигатель 13 установлен.To control the thrust vector R using the
Для управления ракетой-носителем, на которой установлены жидкостные ракетные двигатели 13, по крену подают команду с блока управления 61 (фиг.3) на приводы 112 (фиг.18 и 19), при этом включается по одному соплу крена 104 из каждой пары и их реактивная тяга создает крутящий момент, который через нижнее силовое кольцо ракеты 122 передается сначала на сопло 43, потом на силовую раму 49 и далее на основное силовое кольцо (фиг.14) и на корпус 10 бокового ракетного блока первой ступени 2 ракеты-носителя (то же самое касается боковых ракетных блоков второй и третьей ступеней 4 и 6).To control the launch vehicle, on which liquid-
После разъединения узлов соединения 30 (фиг.8) боковые ракетные блоки первой ступени 2 отбрасываются. Далее полет выполняет только центральный ракетный блок первой ступени 1, при этом управление по крену осуществляют блоки сопел крена 31, установленные на его корпусе 7.After disconnecting the connection nodes 30 (Fig. 8), the lateral rocket blocks of the
Следующим этапом отделяется центральный модуль первой ступени 1, для этого отсоединяется ферма 8. Потом запускаются двигатели 13 центрального модуля второй ступени 3 и боковых ракетных блоков второй ступени 4. Потом отбрасываются боковые ракетные блоки второй ступени 4 и полет продолжает центральный модуль второй ступени 3 с вышестоящей третьей ступенью 5 и головной частью 7 (Фиг.9). Потом отсоединяется ферма 9 и отстыковывается центральный модуль второй ступени 3, запускаются все двигатели 13 центрального модуля 5 и боковых модулей 6 и т.д. Перед отстыковкой боковых модуле 2, 4 и 6 излишки одного из компонентов топлива, в данном примере - окислителя, переливаются в центральные модули 1, 3 и 5 для дальнейшего применения.The next stage separates the central module of the
Применение изобретения позволило:The application of the invention allowed:
1. Обеспечить надежное управление вектором тяги ЖРД и управление трехступенчатой ракетой-носителем по углу крену за счет применения не менее двух блоков сопел крена, содержащих по два оппозитно установленных сопла крена и рационального крепления их корпусов на ракете на нижних силовых кольцах.1. To provide reliable control of the thrust vector of the rocket engine and control of the three-stage launch vehicle in roll angle by using at least two blocks of roll nozzles containing two opposed roll nozzles and rational mounting of their bodies on the rocket on the lower power rings.
2. Обеспечить надежность работы турбонасосного агрегата за счет уменьшения нагрева горючего, охлаждающего устройство передачи крутящего момента и изменения скорости вращения.2. To ensure the reliability of the turbopump unit by reducing the heating of fuel, cooling device for transmitting torque and changing the speed of rotation.
3. Повысить пожаробезопасность ТНА и ракеты в целом, полностью исключив контакт горючего и окислителя за счет применения в ТНА магнитной муфты между насосами окислителя и горючего.3. To increase the fire safety of the TNA and the rocket as a whole, completely eliminating the contact of fuel and oxidizer by using a magnetic coupling in the TNA between the oxidizer and fuel pumps.
4. Значительно повысить надежность работы системы управления ракетой по крену за счет применения двух трехходовых кранов: газа и горючего и общего привода для них. Такая конструкция предотвращает невключение одного из сопел крена, например, вследствие отказа пускоотсечного клапана горючего.4. Significantly increase the reliability of the rocket control system by roll through the use of two three-way valves: gas and fuel and a common drive for them. This design prevents the inclusion of one of the nozzles of the roll, for example, due to a failure of the start-off fuel valve.
ЛитератураLiterature
1. Уманский С.П. "Ракеты-носители. Космодромы". - М.: Издательство "Рестарт+", 2001 г.1. Umansky S.P. "Launch vehicles. Cosmodromes." - M .: Publishing house "Restart +", 2001
2. "Космонавтика", энциклопедия, 1985 г. - М.: Издательство "СЭ", - "ОТРАГ".2. "Cosmonautics", encyclopedia, 1985 - M .: Publishing house "SE", - "OTRAG".
3. Журнал Новости Космонавтики" №3, 1999 г., с.48.3. Journal of Cosmonautics News "No. 3, 1999, p. 48.
4. Патент США №5143328 от 01.09.1992, B64G 1/00, B64G 1/40.4. U.S. Patent No. 5,143,328 of September 1, 1992,
Claims (12)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011116549/11A RU2464208C1 (en) | 2011-06-10 | 2011-06-10 | Multistage carrier rocket, liquid-propellant rocket engine, turbo pump unit and bank nozzle unit |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011116549/11A RU2464208C1 (en) | 2011-06-10 | 2011-06-10 | Multistage carrier rocket, liquid-propellant rocket engine, turbo pump unit and bank nozzle unit |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2464208C1 true RU2464208C1 (en) | 2012-10-20 |
Family
ID=47145367
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011116549/11A RU2464208C1 (en) | 2011-06-10 | 2011-06-10 | Multistage carrier rocket, liquid-propellant rocket engine, turbo pump unit and bank nozzle unit |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2464208C1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP3543517A4 (en) * | 2017-04-03 | 2020-07-22 | IHI Corporation | Pump for rocket fuel |
CN113212808A (en) * | 2021-05-08 | 2021-08-06 | 北京格锐德科技有限公司 | Carrier rocket based on extrusion engine |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2021170C1 (en) * | 1991-06-10 | 1994-10-15 | Центральный научно-исследовательский институт машиностроения | Device for orientating space ship |
EP0763468A1 (en) * | 1995-09-18 | 1997-03-19 | Microcosm, Inc. | Economic launch vehicle |
RU2291817C2 (en) * | 2002-06-14 | 2007-01-20 | Михаил Владимирович Михальчук | Module-type launch vehicle (versions) |
-
2011
- 2011-06-10 RU RU2011116549/11A patent/RU2464208C1/en active
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2021170C1 (en) * | 1991-06-10 | 1994-10-15 | Центральный научно-исследовательский институт машиностроения | Device for orientating space ship |
EP0763468A1 (en) * | 1995-09-18 | 1997-03-19 | Microcosm, Inc. | Economic launch vehicle |
RU2291817C2 (en) * | 2002-06-14 | 2007-01-20 | Михаил Владимирович Михальчук | Module-type launch vehicle (versions) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP3543517A4 (en) * | 2017-04-03 | 2020-07-22 | IHI Corporation | Pump for rocket fuel |
RU2740046C1 (en) * | 2017-04-03 | 2020-12-31 | АйЭйчАй КОРПОРЕЙШН | Rocket fuel pump |
CN113212808A (en) * | 2021-05-08 | 2021-08-06 | 北京格锐德科技有限公司 | Carrier rocket based on extrusion engine |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2477382C2 (en) | Device and method for driving rocket engine pump by internal combustion engine | |
EP3447274B1 (en) | Electric power-assisted liquid-propellant rocket propulsion system | |
JP5546456B2 (en) | Device for powering rocket engine pumps using inertial disks | |
RU2418970C1 (en) | Liquid-propellant engine and turbo-pump unit | |
RU2420669C1 (en) | Liquid propellant engine with controlled thrust vector, and nozzle block of roll | |
RU2464208C1 (en) | Multistage carrier rocket, liquid-propellant rocket engine, turbo pump unit and bank nozzle unit | |
RU2431756C1 (en) | Liquid propellant engine with controlled thrust vector, and nozzle block of roll | |
RU2458245C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine and turbopump unit | |
RU2459971C1 (en) | Carrier rocket, liquid-propellant rocket engine and roll nozzle block | |
RU2455514C1 (en) | Multistage booster-rocket, liquid propellant rocket engine and roll nozzle block | |
RU2412370C1 (en) | Liquid propellant rocket engine with controlled vector of thrust and unit of combustion chamber suspension | |
RU2464207C1 (en) | Interplanetary rocket | |
RU2459102C1 (en) | Spaceship with nuclear power plant, and nuclear rocket engine | |
RU2441170C1 (en) | Liquid propellant rocket engine with controlled nozzle, and unit of bank nozzles | |
RU2431053C1 (en) | Liquid propellant rocket engine and roll nozzle block | |
RU2380651C1 (en) | Multistaged air-defense missile | |
RU2456215C1 (en) | Spaceship | |
RU2476708C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
RU2484285C1 (en) | Oxygen-hydrogen liquid-propellant engine | |
RU2476709C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
RU2382224C1 (en) | Multistage carrier rocket, three-component rocket engine, method of engine operation and fuel feed turbopump system | |
RU2318129C1 (en) | Turbo-pump unit of liquid-propellant engine | |
RU2481488C1 (en) | Three-component liquid-propellant engine | |
RU2390476C1 (en) | Multi-stage | |
RU2380647C1 (en) | Multistaged cruise missile |