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 PDF

Info

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
Application number
RU2011116549/11A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Николай Борисович Болотин (RU)
Николай Борисович Болотин
Original Assignee
Николай Борисович Болотин
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Николай Борисович Болотин filed Critical Николай Борисович Болотин
Priority to RU2011116549/11A priority Critical patent/RU2464208C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2464208C1 publication Critical patent/RU2464208C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)

Abstract

FIELD: transport.
SUBSTANCE: invention relates to rocketry, particularly, to multistage carrier rocket assembly. Proposed rocket comprises first stage central module with first stage lateral modules and second stage central module with second stage lateral modules. All modules are equipped with liquid-propellant rocket engine and system to transfer fuel components from lateral modules into central module. Carrier rocket comprises bank nozzle units with two opposed bank nozzles fitted on outer surface of lateral modules of all stages remote from carrier rocket axis. Liquid-propellant rocket engine comprises bearing frame, combustion chamber suspended thereto and provided with cylindrical part with top and bottom structural rings, and nozzle. Suspension assembly is mounted on bearing frame and includes moving and stationary parts. Said moving part is connected via intermediate frame with top structural ring. Bank nozzles are arranged on bottom structural ring mounted at nozzle bottom and coupled with nozzle edge. Producer-gas feed pipelines are connected via three-way gas and fuel valves to bank nozzles, their opposite ends being connected to gas bleed pipeline. Fuel pipelines are also connected to bank nozzles secured at carrier rocket bottom structural ring. Turbo pump unit comprises turbine and oxidiser pumps, two-stage fuel pump and extra fuel pump with their shafts coupled by torque transfer and rpm control device arranged in housing with feed and discharge ducts. Torque transfer and rpm control device is made up of magnetic transmission incorporating disc with permanent magnets regularly spaced in circle.
EFFECT: better controllability.
11 cl, 19 dwg

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, IPC 7 F02K 9/48, publ. 09/27/2002 This LPRE includes a combustion chamber with a regenerative cooling path, a TNA turbopump unit with oxidizer and fuel pumps, the output lines of which are connected to the head of the combustion chamber, the main turbine and the drive circuit of the main turbine. The main turbine drive circuit includes a fuel pump and a regenerative cooling path of the combustion chamber connected in series with each other and connected to the main turbine inlet. The exit from the turbine TNA is connected to the input of the second stage of the fuel pump.

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 first stage 1, the side modules of the first stage 2, the central module of the second stage 3 with the side modules of the second stage 4, the central module of the third stage 5 with the side modules of the third stage 6 and head part 7 (payload). The central module of the second stage 3 is connected to the central module of the first stage 1 by means of a truss 8, and the central module of the second stage 3 and the central module of the third stage 5 are connected by the truss 9.

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 first stage 1 has a housing 10, an oxidizer tank 11, a fuel tank 12, and a liquid rocket engine 13. The lateral modules of the first stage 2 comprise a housing 14, an oxidizer tank 15, and a fuel tank 16.

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 liquid rocket engines 13 can be made of the same design or differ only in the degree of expansion of the nozzle. The lateral modules of the first stage 2, can be applied either an even number (Fig.7, 8) or odd (Fig.3 and 5).

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 second stage 3 has a housing 17, an oxidizer tank 18, a fuel tank 19 and a liquid rocket engine 13. Several (at least two) side modules 4 are connected to the central module of the second stage 3, comprising a housing 20, an oxidizer tank 21, fuel tank 22.

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 third stage 5 has a housing 23, an oxidizer tank 24, a fuel tank 25 and a liquid rocket engine 13. Several (at least two) side modules of the third stage 6 are connected to the central module of the second stage 3, comprising a housing 26, an oxidizer tank 27, fuel tank 28.

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 third stage 6, the second stage 4, as well as the first 2, can be applied either an even number or an odd, but the most preferred option, when the number of side modules of the third stage 6 and the second stage 4 corresponds to the number of side modules of the first stage 2 ( figure 1).

Головная часть 7 прикреплена к центральному модулю третьей ступени 5 узлами соединения 29, выполненными с возможностью отделения в полете, например, пироболтами.The head part 7 is attached to the Central module of the third stage 5 by the connection nodes 29, made with the possibility of separation in flight, for example, pyro bolts.

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 detachable side modules 2, 4, and 6, which are attached to the corresponding central module 1, or 3 or 5 by connection nodes 30 (FIGS. 1 and 2). The connection nodes 30 are made with the possibility of undocking in flight, for example, pyro-bolts are used. On a three-stage launch vehicle on the side modules 2, 4 and 6, at least two blocks of roll nozzles 31 are installed (FIGS. 6-9).

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 roll 31 can be performed as indicated in Figs. 9 ... 12, i.e. with an even number of side modules 2, 4 and 6, only two blocks of roll nozzles 21 can be used, and with an odd number of blocks of roll nozzles 31 is equal to the number of side modules 2 or 4 or 6. Between all central modules 1, 3, 5 and side the modules have overflow lines 32 (Fig. 7) intended for overflowing the remains of one of the fuel components from the side modules 2, 4 and 6 to the central modules 1, 3 and 5.

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 combustion chamber 33, capable of swinging in two planes, a gas generator 34 and a turbopump assembly 35, coupled to the combustion chamber 33 by means of a gas duct 36, which in turn contains a turbine 37, an oxidizer pump 38, a fuel pump 39. A turbopump assembly 35 may include an additional fuel pump 40.

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 fuel pump 39 is connected by a pipe 41 to the entrance to the additional fuel pump 40 (if any). The combustion chamber 33 comprises a head 42, a cylindrical part 43 and a nozzle 44. The gas generator 34 and the TNA 35 are mounted on the combustion chamber 33 using two hinge rods 45. A suspension assembly 46 of the combustion chamber 33 is installed at the top of the liquid rocket engine 13. It provides swing the combustion chamber 33 in one plane relative to the center of the suspension unit 46 to control the thrust vector R, in order to control the launch vehicle at pitch and yaw angles.

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-propellant rocket engine 13 comprises actuators 47 made, for example, in the form of hydraulic cylinders 48, attached to the power frame 49, and having rods 50. On the combustion chamber 33, on its cylindrical part 43, the upper and lower power rings 51 and 52, respectively. The rods 50 of the actuators 47 are pivotally attached to the lower power ring 52. The actuators 47 serve to control the launch vehicle at pitch and yaw angles. An intermediate frame 53 is attached to the upper power ring 51, and a suspension unit 46 is attached to the cortex, allowing the combustion chamber 33 to swing in two planes.

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 fuel pipe 54 connected at one end to the outlet of the fuel pump 39 containing a shut-off valve 55. The output of this pipeline is connected to the main manifold 56 of the combustion chamber 33. The output from the oxidizer pump 38 by the oxidizer pipe 57 containing the start-off valve of the oxidizer 58 is connected to the gas generator 34. Also, the output from the additional fuel pump 40 by the fuel pipe 59 containing the start-off valve of the fuel 60 and the flow regulator 61 connected to the gas generator 34. At least one ignition device 62 is installed on the gas generator 34 and on the combustion chamber 33.

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 electrical connections 64 to the ignition devices 62 and to the shutoff valves 55, 60 and 61.

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 TNA 35 is rigidly attached to the combustion chamber 33 by means of a gas duct 36 and at least two articulated rods 45, and the combustion chamber 33 has the ability to rotate relative to the center of the suspension assembly 46 in both planes together with the TNA 35. In order to provide this possibility, a bellows 65 is installed at the inlet to the oxidizer pump 38, and a bellows 66 is installed at the inlet to the fuel pump 39. Fuel extraction pipes 67 with a bellows are provided for fueling the roll nozzle blocks 68. For feeding nozzles and roll sour (gas-generating gas) a sampling pipeline 69 with a bellows 70 is provided. All modules 1 ... 6 contain the oxidizer 71 and fuel 72 lines. The oxidizer 71 passes through a tunnel 73 in the fuel tank 16 (Fig. 3) and is insulated with a heat-insulating coating 74.

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 liquid rocket engine 13. It should be borne in mind that not all liquid rocket engines can be made of the same design, the same layout and dimension.

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 suspension assembly 46 of the combustion chamber 33 of the rocket engine (FIG. 5) contains two parts: the fixed 75 and the movable 76. The fixed part 75 is rigidly connected to the power frame 49 using fasteners 77 and contains a spherical part 78 with an internal spherical surface. The movable part 76 is rigidly connected to the intermediate frame 53 and comprises a spherical part 79 with an external spherical surface. To ensure assembly, the spherical part is made of two parts 80 and 81 connected by fasteners 82. To compensate for tolerances and high-quality assembly, gasket 83 is installed between parts 80 and 81. Due to the fact that all the parts described above form a spherical articulated joint, the motor can swing 13 in all planes.

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 fuel pump 39 is made of a two-stage, containing two independently (at different speeds) rotating stages 84 and 85 mounted respectively on the outer and inner shafts 86 and 87. The oxidizer pump has its own shaft 88. The fuel pump 39 has an inlet pipe 89, a housing 90, inside which a device is installed for transmitting torque and changing the speed 91, for example, a gearbox, and an opening 92 connecting the internal cavity 93 of the housing 90 with the input cavity 94. In addition, the device is connected to an additional fuel pump 40, more precisely, with its centrifugal wheel 95. Between the shafts 86 and 87, an annular gap “G” is made for supplying fuel to the internal cavity 93 for cooling the device for transmitting torque and changing the rotational speed 91 It is proposed to use magnetic transmission as a device for transmitting torque and changing the speed of rotation 91, containing instead of gears cylinders 96 with permanent magnets 97, placed around the circle with a constant pitch, which is an order of magnitude ok will reduce the heating of the fuel cooling to transmit torque and change the speed of 91 and reduce the likelihood of a fire. For the same purpose, a magnetic coupling 98 is made between the inner shaft 87 and the shaft 88, which completely separates the oxidizer pumps 38 and the fuel pump 39.

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 cylinders 101, on the end surfaces of which permanent magnets 102 are installed. Between the half-couplings 99 and 100 a magnetically tight seal the partition 103, which completely eliminates the contact of the oxidizer with fuel and thereby eliminates the emergency outcome during operation of the TNA.

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 roll nozzles 31 mounted on the bodies 10. The blocks of roll nozzles 31 (FIGS. 18 and 19) contain two opposed roll nozzles 104. The nozzle blocks of the roll 31 comprise a common housing 105 with fasteners 106 and are attached to the lower power rings 107 of the launch vehicle (FIG. 3) installed inside the casings 10 of the side modules of the first stage 2 and the side modules of the second stage 4, as well as the third stage 6. The nozzle blocks of the roll 31 contain nozzles 108 to which the pipelines are connected and gas-generating gas 69 (FIGS. 3 and 4), the other ends of which are connected to the gas duct 36. In the central part of the nozzle blocks of the roll 31, a three-way gas valve 109 and a three-way fuel valve 110 are installed, to which a fuel pipeline 111 is connected, for example, coming from main manifold 56. On three-way cranes 109 and 110, a common drive 112 is installed on each block of roll nozzles 31. Thus, every two nozzles of roll 104, three-way cranes 109 and 110 and a common drive 112 form one assembly: block of nozzles of roll 31.

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 walls 113 and 114 and the collectors 115, for the passage of cooling fuel. In each nozzle of the roll 104, fuel nozzles 116, an oxidizer 117 and an ignition device 118 are installed. The collectors 115 are connected to a three-way fuel valve 109 by pipelines 119 for transferring fuel. Roll nozzles 66 have uncooled nozzles 120.

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 gas supply pipelines 69 contain bellows 70 (Fig. 3) to prevent deformation of the gas supply gas pipelines 69 when the combustion chambers swing 33. The power frames 49 are mounted on the main power rings 121 of the launch vehicle (Figs. 3 and 4).

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 control unit 63 through an electric communication channel 64, a command is issued to the rocket valves of the oxidizer and fuel (they are not shown in FIGS. 1 ... 19). After filling in the oxidizer pumps 38, the fuel pump 39 and the additional fuel pump 40, the start-off valves 55, 58 and 60 (Fig. 3) are installed, installed behind the oxidizer pump 38, after the fuel pump 39 and after the additional fuel pump 40. The oxidizing agent and fuel enter a gas generator 34, where they are ignited using a pilot 62. Gas generator gas and fuel are supplied to the combustion chamber 33. The fuel cools the combustion chamber 33, passing through the gap between the shells of its nozzle 44 and the cylindrical part 43, forming a regenerative path about cooling (Fig. 4), enters the internal cavity of the combustion chamber 33 for afterburning the gas generating gas coming from the gas generator 34. Ignition of these components is also carried out by the ignition device 62 mounted on the combustion chamber 33.

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-generator 35 to the turbine 37, the TNA rotor is untwisted (not shown in Fig. 1 ... 19), the pressure at the pump outlets 38, 39 and 40 increases. Further, through the gas duct 36 and through the suspension assembly 46, the gas-generating gas is supplied to the head 42 of the combustion chamber 33. A part of the gas-generating gas is taken through the gas sampling pipe 69 and then through the three-way gas valve 110 it enters the nozzle blocks of the heel 31. Through the three-way valve 11, it goes to the heel nozzle blocks fuel arrives.

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 actuator 47, acting on the rod 50 of the lower power ring 52, the quality of combustion 33 is turned relative to the center point of the suspension unit 46 by an angle of 7 ... 11 °. The direction of the thrust vector R 1 deviates from the initial position R 1 of the longitudinal axis of symmetry of the combustion chamber 33 together with the gas generator 35 and relative to the launch vehicle on which this engine 13 is mounted.

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-propellant rocket engines 13 are installed, a command is sent from the control unit 61 (FIG. 3) to the drives 112 (FIGS. 18 and 19) along the roll, and one roll nozzle 104 from each pair is turned on and their jet thrust creates a torque that is transmitted through the lower power ring of the rocket 122 first to the nozzle 43, then to the power frame 49 and then to the main power ring (Fig. 14) and to the body 10 of the side rocket block of the first stage 2 of the launch vehicle ( the same goes for the side rocket blocks of the second and third steps 4 and 6).

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 first stage 2 are discarded. Further, the flight is performed only by the central missile block of the first stage 1, while the roll control is carried out by the roll nozzle blocks 31 installed on its body 7.

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 first stage 1, for this the farm is disconnected 8. Then the engines 13 of the central module of the second stage 3 and the side rocket blocks of the second stage 4 are started. Then the side rocket blocks of the second stage 4 are discarded and the central module of the second stage 3 continues with the higher flight the third stage 5 and the head part 7 (Fig.9). Then the farm 9 is disconnected and the central module of the second stage 3 is undocked, all the engines 13 of the central module 5 and side modules 6, etc. are started. Before undocking the side modules 2, 4 and 6, the excess of one of the fuel components, in this example, the oxidizer, is poured into the central modules 1, 3 and 5 for further use.

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, B64G 1/00, B64G 1/40.

Claims (12)

1. Многоступенчатая ракета-носитель, содержащая центральный модуль первой ступени с боковыми модулями первой ступени и центральный модуль 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 модуле и системы перелива одного из компонентов топлива из боковых модулей в центральный, отличающаяся тем, что 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.1. A multi-stage launch vehicle containing a central module of the first stage with side modules of the first stage and a central module of the second stage with side modules of the second stage, all modules having a housing, oxidizer and fuel tanks inside the buildings, and at least one a liquid rocket engine in each module and a system for transferring one of the fuel components from the side modules to the central one, characterized in that it contains blocks of roll nozzles containing two opposed roll nozzles, blocks with Opel rolls are installed on the outer surface of the housing of the side modules of all stages allocated from the axis of the launch vehicle. 2. Многоступенчатая ракета-носитель по п.1, отличающаяся тем, что применено четное число боковых модулей первой ступени, а блоки сопел крена первой ступени установлены на двух диаметрально противоположных боковых модулях первой ступени.2. The multi-stage launch vehicle according to claim 1, characterized in that an even number of side modules of the first stage are used, and the nozzle blocks of the roll of the first stage are mounted on two diametrically opposite side modules of the first stage. 3. Многоступенчатая ракета-носитель по п.1, отличающаяся тем, что применено нечетное число боковых модулей первой ступени, а блоки сопел крена первой ступени установлены на всех боковых модулях первой ступени.3. The multi-stage launch vehicle according to claim 1, characterized in that an odd number of side modules of the first stage are used, and the nozzle blocks of the roll of the first stage are installed on all side modules of the first stage. 4. Многоступенчатая ракета-носитель по п.1, или 2, или 3, отличающаяся тем, что она содержит центральный модуль третьей ступени и боковые модули третьей ступени.4. The multi-stage launch vehicle according to claim 1, or 2, or 3, characterized in that it comprises a central module of the third stage and side modules of the third stage. 5. Многоступенчатая ракета-носитель по п.1, или 2, или 3, отличающаяся тем, что количество боковых модулей второй ступени соответствует количеству боковых модулей первой ступени.5. The multi-stage launch vehicle according to claim 1, or 2, or 3, characterized in that the number of side modules of the second stage corresponds to the number of side modules of the first stage. 6. Многоступенчатая ракета-носитель по п.4, отличающаяся тем, что количество боковых модулей третьей ступени соответствует количеству боковых модулей первой ступени.6. The multi-stage launch vehicle according to claim 4, characterized in that the number of side modules of the third stage corresponds to the number of side modules of the first stage. 7. Многоступенчатая ракета-носитель по п.4, отличающаяся тем, что боковые модули всех трех ступеней установлены в одинаковых продольных плоскостях, проходящих через продольную ось ракеты-носителя.7. The multi-stage launch vehicle according to claim 4, characterized in that the side modules of all three stages are installed in the same longitudinal planes passing through the longitudinal axis of the launch vehicle. 8. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий силовую раму, камеру сгорания, имеющую головку, цилиндрическую часть с верхним и нижним силовыми кольцами и сопло, при этом камера сгорания 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 соединенном со срезом сопла, к соплам крена через трехходовые краны газа и горючего присоединены соответственно трубопроводы подачи газогенераторного газа, другие концы которых соединены с трубопроводом отбора газа, и трубопроводы горючего, при этом блоки сопел крена закреплены на нижнем силовом кольце ракеты.8. A liquid rocket engine containing a power frame, a combustion chamber having a head, a cylindrical part with upper and lower power rings and a nozzle, while the combustion chamber 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, containing, in turn, a turbine, an oxidizer pump, a fuel pump, a gas duct connecting the turbine exit from the heads combustion chamber 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 mounted on the lower power the ring installed in the lower part of the nozzle and connected to the nozzle exit, to the roll nozzles through three-way gas and fuel valves are connected respectively gas supply gas supply pipelines, the other ends of which connected to the gas sampling pipeline, and fuel pipelines, while the roll nozzle blocks are fixed to the rocket’s lower power ring. 9. Турбонасосный агрегат, содержащий 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, отличающийся тем, что 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.9. A turbopump assembly comprising 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 rotational speed located in a housing with inlet and outlet channels, while the turbine shafts and both stages of the fuel pump are concentric 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, characterized in that as a device Properties for transmitting torque and changing the speed of rotation, a magnetic transmission is used, which contains disks with permanent magnets placed around a circle with a constant pitch. 10. Блок сопел крена, содержащий два сопла крена, установленных оппозитно и объединенных в один узел, содержащий общий корпус, отличающийся тем, что пара сопел крена оборудована трехходовыми кранами газа и горючего, установленными между соплами крена и имеющими общий привод.10. The block of nozzles of the roll, containing two nozzles of the roll installed opposite and combined into one node containing a common housing, characterized in that the pair of nozzles of the roll is equipped with three-way gas and fuel valves installed between the nozzles of the roll and having a common drive. 11. Блок сопел крена по п.10, отличающийся тем, что все сопла крена оборудованы запальными устройствами, соединенными линиями связи с блоком управления.11. The roll nozzle block according to claim 10, characterized in that all roll nozzles are equipped with ignition devices connected by communication lines to the control unit. 12. Блок сопел крена по п.10, отличающийся тем, что общий корпус оборудован крепежными элементами, соединяющими общий корпус с нижним силовым кольцом ракеты-носителя. 12. The roll nozzle block of claim 10, wherein the common housing is equipped with fasteners connecting the common housing with the lower power ring of the launch vehicle.
RU2011116549/11A 2011-06-10 2011-06-10 Multistage carrier rocket, liquid-propellant rocket engine, turbo pump unit and bank nozzle unit RU2464208C1 (en)

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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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)

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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