RU2524483C1 - Liquid propellant rocket engine - Google Patents
Liquid propellant rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2524483C1 RU2524483C1 RU2013107621/06A RU2013107621A RU2524483C1 RU 2524483 C1 RU2524483 C1 RU 2524483C1 RU 2013107621/06 A RU2013107621/06 A RU 2013107621/06A RU 2013107621 A RU2013107621 A RU 2013107621A RU 2524483 C1 RU2524483 C1 RU 2524483C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- frame
- chambers
- engine
- fuel
- rocket engine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при изготовлении ракетных установок с четырехкамерным жидкостным ракетным двигателем.The invention relates to rocket technology and can be used in the manufacture of rocket launchers with a four-chamber liquid rocket engine.
В ракетной технике известны и нашли распространение многокамерные жидкостные ракетные двигатели для применения в ракетоносителях разнообразного назначения как пилотируемых, так и непилотируемых систем.In rocketry, multi-chamber liquid-propellant rocket engines are known and widely used for use in various types of launch vehicles, both manned and unmanned systems.
Известен жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), который включает две камеры, закрепленные на раме, прикрепленный к раме турбонасосный агрегат, имеющий турбину, насосы окислителя и горючего, трубопроводы подачи окислителя и горючего в газогенератор и камеры двигателя. Рама двигателя выполнена разборной и содержит две зеркально симметричные секции, имеет опоры для восприятия усилий от двигателя и пяты для крепления рамы к корпусу ракеты. Двигатель содержит раздвоенный изогнутый трубопровод подачи высокотемпературного окислительного газа, единый концевой участок, который соединен с выходом турбины, а два других колена - соответствующими камерами через сильфонные компенсаторы, являющиеся узлами качания камер (Патент РФ №2158838, МПК F02K 9/42, опубл. 10.11.2000 г.).Known liquid rocket engine (LRE), which includes two chambers mounted on the frame, attached to the frame of a turbopump unit having a turbine, oxidizer and fuel pumps, pipelines for supplying oxidizer and fuel to the gas generator and engine chambers. The engine frame is made collapsible and contains two mirror-symmetric sections, has supports for the perception of efforts from the engine and the heel for attaching the frame to the rocket body. The engine contains a bent bent pipeline for supplying high-temperature oxidizing gas, a single end section, which is connected to the turbine outlet, and the other two elbows, by corresponding chambers through bellows expansion joints, which are the rocking nodes of the chambers (RF Patent No. 2158838, IPC
Недостатками данного технического решения являются:The disadvantages of this technical solution are:
- несимметричное расположение турбонасосного агрегата (ТНА) относительно камер в плане (он смещен в сторону), что вызывает, в свою очередь, смещение центра масс двигателя относительно оси ракеты и ухудшает его массово-центровочные характеристики;- asymmetric arrangement of the turbopump unit (TNA) relative to the chambers in the plan (it is shifted to the side), which in turn causes a displacement of the center of mass of the engine relative to the axis of the rocket and worsens its mass-centering characteristics;
- незамкнутость рамы двигателя по его привалочной плоскости, вследствие чего снижается ее прочность и жесткость при автономном расположении двигателя (вне ракеты) при транспортировании и монтажных работах.- the openness of the engine frame along its mating plane, as a result of which its strength and rigidity decreases when the engine is located autonomously (outside the rocket) during transportation and installation works.
Известен жидкостный ракетный двигатель, который содержит симметрично расположенные четыре камеры 1 относительно оси N двигателя, размещенный между ними турбонасосный агрегат 2 по оси двигателя, закрепленные на раме 3, трубопроводы подачи окислителя и горючего в газогенератор 4 и камеры 1. Силовым элементом двигателя, воспринимающим статические и динамические нагрузки, является рама 3, которая представляет собой цельносварную пространственную ферму, состоящую из привалочного 5 и нижнего 6 шпангоутов, а также из трубчатых стержней 7 между ними. К кольцевым опорам 8 со специальными бобышками 9 крепятся болтами за кронштейны 10 четыре камеры 1. Двигатель выполнен по открытой схеме, управление вектором тяги осуществляется рулевыми соплами 11, закрепленными на шпангоуте 12 теплозащиты 13 (рабочие чертежи 11Д55-00-02, техническое описание 11Д55-00ТО двигателя 11Д55 разработки ОАО КБХА, г.Воронеж, см. фиг.1, прототип). На фиг.2 приведен вид на двигатель сверху.Known liquid rocket engine, which contains a symmetrically located four
Известный двигатель выполнен с большой степенью понижения давления на турбине, т.к. отработанный газ после турбины поступает на сопла управления вектором тяги, после которых выбрасывается в атмосферу.The known engine is made with a large degree of pressure reduction on the turbine, because the exhaust gas after the turbine enters the thrust vector control nozzles, after which it is released into the atmosphere.
Газ является восстановительным, давление в камере невысокое, порядка 70÷80 кг/см2, поэтому в силу перечисленных причин эффективность управления вектором тяги и удельный импульс тяги двигателя невысоки.The gas is reducing, the pressure in the chamber is not high, about 70 ÷ 80 kg / cm 2 , therefore, due to the above reasons, the thrust vector control efficiency and specific thrust impulse of the engine are low.
Недостаток данного технического решения состоит в том, что камеры двигателя жестко закреплены на раме и не могут поворачиваться, изменяя направление вектора тяги, поэтому применяются специальные рулевые сопла, закрепленные на шпангоуте теплозащиты.The disadvantage of this technical solution is that the engine chambers are rigidly fixed to the frame and cannot rotate, changing the direction of the thrust vector, therefore special steering nozzles are used, mounted on the thermal protection frame.
Рама 3 двигателя выполнена в виде пространственной фермы, в которой трубчатые стержни 7 между привалочным 5 и нижним 6 шпангоутами образуют нежесткие фигуры, такие как трапеции или четырехугольники, поэтому жесткость рамы значительно снижена. Для увеличения жесткости и прочности рамы известного технического решения потребовалась приварка большого количества косынок коробчатого сечения между стойками и шпангоутами, а также опорных бобышек.The
Турбонасосный агрегат 2 известного двигателя закреплен к баку ракеты непосредственно входом "О" 14, пространство для размещения эжектора или бустерного насосного агрегата и клапанов пуска отсутствует. По входу "Г" в турбонасосный агрегат вышеуказанные агрегаты также не установлены, пространственного промежутка для их размещения на двигателе недостаточно. В связи с данным обстоятельством давления на входах в насосы низкие: 3,5 кг/см2 для насоса горючего и 5,5 кг/см2 для насоса окислителя, поэтому антикавитационные запасы насосов невелики. Компоновка двигателя - прототипа имеет осевой габаритный размер, который не позволяет разместить преднасосные агрегаты по входам "О" и "Г" в габаритных размерах хвостового отсека блока ракеты.The
Щелевой зазор между соплом камеры и донной теплозащитой двигателя - прототипа закрыт уплотнением 15 в виде кремнеземной ткани и мулитокремнеземного фетра в оболочке из термостойкой прорезиненной ткани.The gap between the nozzle of the chamber and the bottom heat shield of the prototype engine is closed by a
Недостатками примененного материала уплотнения являются хрупкость и достаточно большой вес, что делает данный материал неприменимым для установки между подвижной и неподвижной частями теплозащиты предлагаемого двигателя.The disadvantages of the used seal material are fragility and a sufficiently large weight, which makes this material inapplicable for installation between the movable and fixed parts of the thermal protection of the proposed engine.
Для поджига топливных компонентов в газогенераторе и камерах применены запальники 16, 17 с пиропатронами. Ввиду недостаточной надежности поджига и мощности зарядов количество запальников удвоено, что несколько усложняет конструкцию системы запуска. Кроме того, затрудняется доступ к системе зажигания на двигателе, смонтированном в блок ракеты, через люки последнего.To ignite the fuel components in the gas generator and the chambers,
В магистралях горючего, окислителя и подачи газа на рулевые сопла известного двигателя установлены гибкие элементы, содержащие сильфоны 18, которые содержат по стыкам фланцы, скрепленные между собой шпильками для предотвращения их разрушения от внутреннего давления при работе двигателя.In the lines of fuel, oxidizer and gas supply to the steering nozzles of a known engine, flexible elements are installed containing
Вышеуказанные гибкие элементы не позволяют обеспечить изгибание сильфонов на угол 3,5°÷5° и более, в связи с чем их применение невозможно на качающемся блоке камеры.The above flexible elements do not allow bending of the bellows to an angle of 3.5 ° ÷ 5 ° or more, and therefore their use is impossible on the swinging unit of the camera.
Фиксация рулевых сопел двигателя - прототипа в нулевом положении возможна только в случае подачи электрического тока на привод 19, соединенный регулируемой тягой 20 с рычагом 21 рулевого сопла 11.Fixing the steering nozzles of the engine - the prototype in the zero position is possible only if electric current is supplied to the
В случае отсутствия электрического напряжения на приводе фиксация рулевых сопел отсутствует, поэтому при определенных условиях возможно нарушение их целостности.In the absence of electric voltage on the drive, the steering nozzles are not fixed, therefore, under certain conditions, their integrity may be violated.
На сопле камеры двигателя установлен коллектор 22 горючего, к которому приварена пластина с двумя отверстиями (не показана). При наземной огневой отработке срезы сопел камер между собой крепятся тягами, соединенными с пластинами при помощи болтов. Сопла двигателя высотные, выполнены с большой степенью расширения газов, при наземной огневой отработке работают на нерасчетном режиме, поэтому испытывают повышенные вибрационные динамические нагрузки, однако на протяжении длины сопла отсутствуют коллекторы, крепления к стендовой раме, что снижает надежность камер от потери несущей способности и разрушения.A
Дренажные трубопроводы 23 двигателя выведены за донную тепловую защиту 13, не сгруппированы воедино, коробок дренажей не предусмотрено, поэтому дренаж компонентов в атмосферу происходит самопроизвольно, не по команде с определенного момента времени. Кроме того, объединение дренажей компонентов нецелесообразно в пожарном отношении.Drainage pipelines 23 of the engine are discharged for bottom
На магистралях окислителя двигателя установлена мягкая теплоизоляция, а криогенная теплоизоляция, которая наносится на поверхность трубопроводов и агрегатов в виде пены и которая является более надежной, отсутствует, в связи с чем изолирующие свойства общей теплоизоляции несколько снижены.Soft thermal insulation is installed on the lines of the engine oxidizer, and cryogenic thermal insulation, which is applied to the surface of pipelines and units in the form of foam and which is more reliable, is absent, and therefore the insulating properties of the general thermal insulation are somewhat reduced.
В двигателе отсутствует специально предназначенная система обогрева агрегатов регулирования и управления, от функционирования которых зависит работа двигателя при минусовых температурах в хвостовом отсеке блока ракеты, что особенно важно на запуске двигателя, а теплый воздух поступает от уже работающих камер двигателя.The engine does not have a specially designed heating system for control and control units, the functioning of which depends on the operation of the engine at sub-zero temperatures in the tail section of the rocket unit, which is especially important at engine start, and warm air comes from already running engine chambers.
Недостатком такого решения является, как уже было упомянуто выше, недостаточность прогрева топливных компонентов в магистралях двигателя, что является неблагоприятным фактором для обеспечения циклограммы его запуска.The disadvantage of this solution is, as already mentioned above, the lack of heating of the fuel components in the engine lines, which is an unfavorable factor for ensuring the cyclogram of its start.
В связи с выполнением двигателя - прототипа по открытой схеме и с невысоким давлением в камере сгорания цилиндрическая часть камеры сгорания в нем спроектирована укороченной, что неприемлемо для камер двигателя по замкнутой схеме с дожиганием в них генераторного газа, требующих большего времени пребывания компонентов топлива для полноты их сгорания.In connection with the implementation of the prototype engine in an open circuit and with low pressure in the combustion chamber, the cylindrical part of the combustion chamber is shortened in it, which is unacceptable for engine chambers in a closed circuit with afterburning of the generator gas in them, requiring longer residence time of the fuel components to complete them combustion.
Задачами настоящего изобретения являются повышение эффективности управления вектором тяги, увеличение удельного импульса тяги, улучшение силовой конструкции двигателя, оптимизация использования пространства хвостового отсека блока ракеты агрегатами при неизменности осевого габарита двигателя, повышение защищенности агрегатов двигателя от высокотемпературных газов, истекающих из сопел камер, обеспечение надежности запуска двигателя и удобства заряжания тубусов газогенератора и камер пусковыми ампулами, обеспечение подвода топливных компонентов, продувки, слива рабочих сред между агрегатами, установленными на неподвижной и подвижной частях двигателя, обеспечение установки камер в нулевое положение, а также сохранности их при транспортировании двигателя при огневой стендовой отработке его в земных условиях и работе камер на нерасчетном режиме с недорасширением газов в соплах, повышение пожаробезопасности работающего двигателя, улучшение качества окислителя, за счет исключения его вскипания на запуске двигателя и попадания пузырьков в БТНАО, а также защиты агрегатов от охлаждения окислителем, улучшение условий запуска двигателя и нормальной работы при минусовых температурах окружающей среды, увеличение времени пребывания и полноты сгорания топливных компонентов в камерах сгорания, уменьшение массы и повышение податливости трубопроводов и надежности в целом системы поворота камер двигателя.The objectives of the present invention are to increase the thrust vector control efficiency, increase the specific thrust impulse, improve the engine's power structure, optimize the use of the space of the tail section of the rocket block by the aggregates while the axial dimension of the engine remains constant, increase the protection of the engine units from high-temperature gases flowing out of the nozzles of the chambers, and ensure reliable starting engine and ease of loading the tubes of the gas generator and chambers with starting ampoules, providing fuel supply components, purging, draining the working media between the units mounted on the fixed and moving parts of the engine, ensuring that the chambers are in the zero position, and that they are safe during transportation of the engine under fire bench testing in terrestrial conditions and when the chambers operate in an off-design mode with under-expansion of gases in nozzles, increasing the fire safety of the working engine, improving the quality of the oxidizing agent, by eliminating its boiling at engine start and bubbles entering the BTNAO, as well as protecting ag regattas from cooling by the oxidizing agent, improving the conditions for starting the engine and normal operation at sub-zero ambient temperatures, increasing the residence time and completeness of combustion of fuel components in the combustion chambers, reducing the mass and increasing ductility and reliability of the entire engine chamber rotation system.
Поставленные задачи в предложенном техническом решении достигаются тем, что жидкостный ракетный двигатель, включающий четыре камеры, закрепленные на раме, прикрепленный к раме турбонасосный агрегат, имеющий турбину, насосы окислителя и горючего, тепловую защиту, трубопроводы подачи окислителя и горючего в газогенератор и камеры двигателя, согласно изобретению, содержит раму, выполненную в виде цельносварной пространственной фермы, состоящей из привалочного и нижнего шпангоутов, соединенных между собой стержнями, при этом к нижнему шпангоуту прикреплены траверсы с подшипниками, в которые вставлены цапфы камер для их поворота вокруг оси качания, кроме того, двигатель содержит четыре изогнутых магистрали подачи окислительного газа, единый концевой коллектор которых соединен с выходом турбины, а восемь других патрубков - с соответствующими головками камер, причем в магистралях перпендикулярно оси качания камер расположены блоки гибких трубопроводов с сильфонами, одним стыком соединенные с неподвижной частью магистрали, а другим с ее подвижной частью, входящей в качающийся в одной плоскости блок камеры.The tasks in the proposed technical solution are achieved by the fact that a liquid propellant rocket engine, including four chambers mounted on a frame, a turbo pump unit having a turbine, oxidizer and fuel pumps, thermal protection, oxidant and fuel supply pipelines to the gas generator and engine chambers, according to the invention, contains a frame made in the form of an all-welded spatial truss, consisting of mating and lower frames, interconnected by rods, while to the lower joint a traverse with bearings is attached to the nogout, into which the trunnions of the chambers are inserted to rotate around the swing axis, in addition, the engine contains four curved oxidizing gas supply lines, a single end collector of which is connected to the turbine outlet, and eight other nozzles are connected to the corresponding chamber heads, moreover in the lines perpendicular to the axis of swing of the chambers are blocks of flexible piping with bellows, one joint connected to the fixed part of the line, and the other with its moving part, which is included in the swing Keep the camera unit in the same plane.
Важным обстоятельством является то, что магистрали окислительного газа, симметрично расположенные между турбонасосным агрегатом и траверсами рамы, участвуют в восприятии усилий со стороны внутренних траверс, на которые действует сила тяги камеры. Кроме того, магистрали окислительного газа выполнены с двумя изгибами неподвижной части для компенсации температурного перемещения до 4÷5 мм, вызванного их нагревом от проходящего газа.An important circumstance is that the oxidizing gas lines, symmetrically located between the turbopump unit and the frame traverses, are involved in the perception of efforts from the internal traverses, which are affected by the camera’s traction force. In addition, the oxidizing gas pipelines are made with two bends of the fixed part to compensate for the temperature displacement of up to 4–5 mm caused by their heating from the passing gas.
В центре тепловой защиты двигателя выполнено отверстие, в которое за пределы теплозащиты в сторону среза сопел камер выведена часть турбонасосного агрегата, защищенная коническим кожухом, смонтированным на наружной стороне теплозащиты, между фланцем бака по входу "О" и выхлопным коллектором турбонасосного агрегата установлен сильфонный компенсатор, а в магистралях входа "О" и "Г" установлены клапаны пуска топливных компонентов и бустерные турбонасосные агрегаты.A hole is made in the center of the engine’s thermal protection, in which a part of the turbopump assembly, protected by a conical casing mounted on the outer side of the thermal protector, is removed outside the thermal protection towards the nozzle exit of the chambers, a bellows compensator is installed between the tank flange at the O input and the exhaust manifold of the turbopump and in the lines of entry "O" and "G" are installed valves for starting the fuel components and booster turbopump units.
Для обеспечения осевого перемещения ТНА от воздействия тепловых перемещений магистралей окислительного газа и исключения радиальных перемещений насосов "Г" ТНА от вибрационных воздействий работающего двигателя на бобышках кольца теплозащиты смонтированы проушины, внутри которых установлены сферические эксцентриковые втулки, контактирующие с эксцентриковым пальцем, закрепленным резьбовой частью на опорном кронштейне ТНА.To ensure the axial displacement of the THA from the effects of thermal displacements of the oxidizing gas lines and to exclude the radial movements of the "G" TNA pumps from the vibrations of the working engine, lugs are mounted on the bosses of the heat shielding ring, inside of which spherical eccentric sleeves are mounted, which are in contact with the eccentric pin fixed to the threaded part on the support TNA bracket.
Кроме того, установленная на двигателе составная тепловая защита, которая состоит из четырех сферических защит, механически закрепленных на фланцах сопел камер и качающихся вместе с ними, и плоского полированного до зеркального блеска неподвижного экрана, по периферии закрепленного растяжками к раме, а центральной частью смонтированного к кольцу, установленному на ТНА, при этом между сферической защитой и экраном размещено уплотнительное кольцо, выполненное с разрезами для увеличения его податливости.In addition, a composite thermal protection installed on the engine, which consists of four spherical shields mechanically mounted on the flanges of the nozzles of the chambers and swinging with them, and a flat stationary screen polished to a mirror shine, is peripherally fixed by braces to the frame, and the central part is mounted to the ring mounted on the THA, while between the spherical protection and the screen there is a sealing ring made with cuts to increase its compliance.
Для химического поджига топливных компонентов в газогенераторе и камерах сгорания на двигателе установлены блоки ампул газогенератора и камер с пусковым горючим, которые закреплены на газогенераторе и растяжке крепления теплозащиты к раме соответственно, при этом тубусы блоков ампул наклонены и своими заправочными входами направлены на периферию хвостового отсека блока ракеты.For the chemical ignition of fuel components in the gas generator and combustion chambers, the engine blocks of the gas generator and chambers with starting fuel are installed on the engine, which are mounted on the gas generator and stretching the heat shield to the frame, respectively, while the tubes of the ampoule blocks are tilted and directed to the periphery of the tail compartment of the block rockets.
На блоках камер между неподвижной и подвижной их частями смонтированы блоки гибких трубопроводов, расположенные перпендикулярно и симметрично оси качания камеры и закрепленные к траверсам рамы по обе стороны критического сечения камеры. Через гибкие трубопроводы подаются или отводятся топливные компоненты и рабочие среды продувок, управлений или сливов из агрегатов.On the camera blocks between the fixed and moving parts, flexible pipe blocks are mounted perpendicularly and symmetrically to the camera swing axis and fixed to the frame traverses on both sides of the camera’s critical section. Through flexible pipelines, fuel components and working fluids of purges, controls or drains from the units are supplied or discharged.
Сильфон газа выполнен охлаждаемым, а гибкие элементы малых внутренних диаметров изготовлены из стальных трубок.The gas bellows are made cooled, and the flexible elements of small internal diameters are made of steel tubes.
При транспортировании, монтаже в блок ракеты, а также на стартовой позиции блоки камер двигателя устанавливаются в нулевое положение при помощи технологических и пиротехнических фиксаторов, которые вставляются и закрепляются в отверстия в платиках рамы и проушинах камеры сгорания.During transportation, installation in the rocket block, as well as at the starting position, the engine chamber blocks are installed in the zero position using technological and pyrotechnic clamps that are inserted and fixed into the holes in the frame plates and the eyes of the combustion chamber.
На цилиндрической части, коллекторах горючего и срезе сопел камер смонтированы бандажи с бобышками для приварки тяг крепления двигателя к стендовой раме.On the cylindrical part, the fuel manifolds and the nozzle section of the chambers, bandages with bosses are mounted for welding the rods of the engine to the bench frame.
Трубопроводы дренажа горючего и окислителя сгруппированы воедино своими выходами и соединены с коробками дренажей, закрепленными на донной теплозащите и бустерном турбонасосном агрегате соответственно.The fuel and oxidizer drainage pipelines are grouped together by their outlets and connected to drainage boxes mounted on the bottom heat shield and the booster turbopump, respectively.
На поверхности сильфонного компенсатора и клапана пуска магистрали входа "О" нанесена криогенная теплоизоляция, а на сильфонах смонтированы теплоизоляционные чехлы.Cryogenic thermal insulation is applied on the surface of the bellows expansion joint and the start valve of the O input line, and heat-insulating covers are mounted on the bellows.
На блоке пусковых баллонов, регуляторе, блоках ампул газогенератора и камер сгорания с пусковыми ампулами установлены теплоизоляционные чехлы, к штуцерам которых пристыкованы трубопроводы системы обогрева для подачи теплого воздуха из ракеты.Heat-insulating covers are installed on the block of launching cylinders, the regulator, the blocks of ampoules of the gas generator and combustion chambers with starting ampoules, the fittings of which are connected to the pipelines of the heating system for supplying warm air from the rocket.
Длина цилиндрической части камеры сгорания максимально увеличена в пределах габаритов рамы, при этом газоводы на головке камеры выполнены в виде двух патрубков для обеспечения необходимого зазора со сферическим днищем бака окислителя ракеты.The length of the cylindrical part of the combustion chamber is maximally increased within the frame dimensions, while the gas ducts on the chamber head are made in the form of two nozzles to provide the necessary clearance with the spherical bottom of the rocket oxidizer tank.
Трубопроводы питания рулевых приводов системы поворота камер расположены не по всему периметру рамы, а в местах подвода к рулевым приводам они выполнены "лирообразной" конфигурации, с компенсационным изгибом.The power supply pipelines of the steering drives of the camera rotation system are not located around the entire perimeter of the frame, but at the points of approach to the steering drives they are made of a “lyre-like” configuration, with compensation bending.
На фиг.3 представлен главный вид на предлагаемый двигатель;Figure 3 presents the main view of the proposed engine;
На фиг.4 приведен вид на двигатель сверху;Figure 4 shows a top view of the engine;
На фиг.5 показан главный вид на раму ЖРД;Figure 5 shows the main view of the frame of the rocket engine;
На фиг.6 показан вид на раму сверху;Figure 6 shows a top view of the frame;
На фиг.7 показан вид на блок турбонасосного агрегата (ТНА);Figure 7 shows a view of a block of a turbopump assembly (TNA);
На фиг.8 представлено сечение по траверсам с подшипниками;On Fig presents a section along the traverse with bearings;
На фиг.9 показаны магистрали подачи окислительного газа между коллектором ТНА и головками камер;Fig. 9 shows oxidation gas supply lines between the TNA collector and chamber heads;
На фиг.10 показано размещение двигателя в хвостовом отсеке РН между фланцем бака "О" и теплозащитой;Figure 10 shows the placement of the engine in the tail compartment of the PH between the flange of the tank "O" and thermal protection;
На фиг.11 приведен выносной элемент с креплением теплозащиты к ТНА;Figure 11 shows a remote element with a heat shield to the TNA;
На фиг.12 показана тепловая защита двигателя;12 shows thermal protection of the engine;
На фиг.13 показано сечение в месте контакта подвижной и неподвижной частей тепловой защиты;On Fig shows a section at the contact point of the movable and fixed parts of the thermal protection;
На фиг.14 приведен вид на расположение блоков ампул газогенератора и камер на двигателе;On Fig shows a view of the location of the blocks of ampoules of the gas generator and chambers on the engine;
На фиг.15 показан вид на газогенератор и его блок ампулы;On Fig shows a view of the gas generator and its ampoule block;
На фиг.16 показана установка технологического и пиротехнического фиксаторов нулевого положения камер в транспортировочным положением;On Fig shows the installation of technological and pyrotechnic clamps of the zero position of the cameras in the transport position;
На фиг.17 показана установка пирофиксатора в стартовом положении;On Fig shows the installation of pyrofixer in the starting position;
На фиг.18, 19, 20, 21 показана установка бандажей на камерах для крепления к стенду;On Fig, 19, 20, 21 shows the installation of bandages on the cameras for mounting to the stand;
На фиг.22 показано сечение коробки дренажей "Г" на тепловой защите;On Fig shows a cross section of the drainage box "G" on thermal protection;
На фиг.23 показано расположение коробки дренажей "О" на БТНАО тепловой защите;On Fig shows the location of the drainage box "O" on BTNAO thermal protection;
На фиг.24 представлен разрез блока входа "О" с нанесенной теплоизоляцией;On Fig presents a section of the input block "O" with applied thermal insulation;
На фиг.25 приведена схема системы обогрева агрегатов;In Fig.25 shows a diagram of a heating system of units;
На фиг.26 показано взаимное расположение газоводов головки камеры и днища бака "О" с нанесенной теплоизоляцией;On Fig shows the relative position of the gas ducts of the camera head and the bottom of the tank "O" with applied thermal insulation;
На фиг.27 представлена система поворота камер двигателя (СПКС).On Fig presents a system of rotation of the engine chambers (SPKS).
На фиг.28 показан выносной элемент с креплением трубопроводов СПКС к раме.On Fig shows a remote element with mounting piping SPKS to the frame.
Предложенный ЖРД представлен на указанных фиг.3-28, и его основными элементами являются следующие:The proposed LRE is presented in the indicated figures 3-28, and its main elements are the following:
1 - камера;1 - camera;
2 - рама;2 - frame;
3 - турбонасосный агрегат (ТНА);3 - turbopump unit (TNA);
4 - турбина ТНА (в корпусе);4 - turbine ТНА (in the case);
5 - насос окислителя;5 - oxidizer pump;
6 - насос горючего;6 - fuel pump;
7 - трубопровод подачи окислителя в газогенератор;7 - pipeline supplying the oxidizer to the gas generator;
8 - трубопровод подачи горючего в камеру;8 - pipeline for supplying fuel to the chamber;
9 - газогенератор (ГГ);9 - gas generator (GG);
10 - привалочный шпангоут рамы;10 - mating frame of the frame;
11 - нижний шпангоут рамы;11 - lower frame of the frame;
12 - стержни;12 - rods;
13, 14 - траверсы;13, 14 - traverses;
15 - подшипники;15 - bearings;
16 - цапфы камер;16 - trunnion cameras;
17 - магистраль подачи окислительного газа;17 - line supply of oxidizing gas;
18 - коллектор;18 - collector;
19 - выход турбины;19 - turbine outlet;
20 - патрубок;20 - pipe;
21 - головка камеры;21 - camera head;
22, 23 - блоки гибких трубопроводов;22, 23 - blocks of flexible pipelines;
24, 25 - сильфоны;24, 25 - bellows;
26, 28 - стыки блока гибких трубопроводов;26, 28 - joints of the flexible piping block;
27 - неподвижная часть магистрали;27 - fixed part of the highway;
29 - подвижная часть магистрали;29 - the moving part of the highway;
30 - тепловая защита;30 - thermal protection;
31 - конический кожух;31 - conical casing;
32 - фланец;32 - flange;
33 - бак окислителя;33 - oxidizer tank;
34 - сильфонный компенсатор;34 - bellows compensator;
35, 36 - клапаны пуска "О" и "Г";35, 36 - start valves "O" and "G";
37, 38 - бустерные турбонасосные агрегаты "О" и "Г" (БТНАО, БТНАГ);37, 38 - booster turbopump units "O" and "G" (BTNAO, BTNAG);
39 - сферическая защита;39 - spherical defense;
40 - фланец сопла камеры;40 - flange of the nozzle of the chamber;
41 - неподвижный экран;41 - fixed screen;
42 - кольцо теплозащиты;42 - heat protection ring;
43 - уплотнительные кольца;43 - sealing rings;
44 - блок ампулы газогенератора (ГГ);44 - block ampoules of a gas generator (GG);
45 - блок ампулы камер (КС);45 - block ampoules cameras (COP);
46 - растяжка;46 - stretching;
47 - подвижная часть блока камеры;47 - the moving part of the camera unit;
48 - неподвижная часть блока камеры;48 - fixed part of the camera unit;
49, 50 - фланцы блоков гибких трубопроводов;49, 50 - flanges of flexible piping blocks;
51 - критическое сечение камеры;51 is a critical section of the camera;
52 - технологический фиксатор;52 - technological lock;
53 - пиротехнический фиксатор;53 - pyrotechnic retainer;
54 - платик рамы с отверстиями и креплениями для фиксаторов;54 - plate frame with holes and fixtures for the retainers;
55 - проушина камеры с отверстиями для фиксаторов;55 - camera eye with holes for the clips;
56 - коллектор горючего сопла камеры;56 - a collector of a combustible nozzle of the chamber;
57 - срез сопел камер;57 - cut nozzles of the chambers;
58, 59 - бандажи на соплах камер;58, 59 - bandages on the nozzles of the chambers;
60 - бобышки;60 - bosses;
61, 62 - коробки дренажей "Г" и "О" соответственно;61, 62 — drainage boxes “G” and “O”, respectively;
63 - мембрана;63 - membrane;
64 - пиропатрон;64 - squib;
65 - шток;65 - stock;
66 - крышка;66 - cover;
67 - криогенная теплоизоляция;67 - cryogenic thermal insulation;
68, 69 - теплоизоляционные чехлы сильфонного компенсатора;68, 69 - heat-insulating covers of the bellows compensator;
70, 71, 72, 73 - теплоизоляционные чехлы системы обогрева;70, 71, 72, 73 - heat-insulating covers of the heating system;
74 - штуцеры чехлов теплоизоляционных;74 - fittings for heat-insulating covers;
75 - трубопроводы;75 - pipelines;
76 - дроссельные шайбы;76 - throttle washers;
77 - трубопроводы системы поворота камер;77 - pipelines of the camera rotation system;
78 - рулевой привод;78 - steering gear;
79 - бобышки кольца теплозащиты;79 - bosses of a ring of thermal protection;
80 - проушина;80 - eye;
81 - сферическая эксцентриковая втулка;81 - spherical eccentric sleeve;
82 - эксцентриковый палец;82 - eccentric finger;
83 - опорный кронштейн ТНА;83 - supporting bracket TNA;
84 - тупиковый участок трубопроводов СПКС;84 - dead end section of pipelines SPKS;
85 - растяжки крепления входа "О" к раме;85 - streamers attaching the input "O" to the frame;
86 - растяжки крепления входа "Г" к раме;86 - streamers attaching the entrance "G" to the frame;
87 - растяжки крепления кольца 42 теплозащиты к раме;87 - stretching the
88 - основания рамы;88 - the base of the frame;
89 - теплоизоляция бака окислителя;89 - thermal insulation of the oxidizer tank;
90 - "лирообразные" участки труб к рулевому приводу;90 - "lyre-shaped" pipe sections to the steering gear;
91 - бандаж на цилиндрической части камеры;91 - bandage on the cylindrical part of the chamber;
92 - стендовая рама;92 - bench frame;
93 - тяги крепления двигателя к стендовой раме;93 - thrust of fastening the engine to the bench frame;
94 - трубопровод на охлаждение сильфона;94 - pipe for cooling the bellows;
95 - стальные трубки;95 - steel tubes;
96 - блок пусковых баллонов;96 - block starting cylinders;
97 - клапан горючего на головки камеры;97 - fuel valve on the camera head;
98 - пиропатрон пирофиксатора;98 - pyropatron pyrophorix;
99, 100 - шарнирные опоры БГТ;99, 100 - hinged supports of the BGT;
101 - проставка;101 - spacer;
102 - агрегаты системы поворота камер (СПКС);102 - units of the camera rotation system (SPKS);
103 - фланец бака «О» РН;103 - flange of the tank "O" PH;
104 - бобышки рамы;104 - frame bosses;
M - ось качания камеры;M is the axis of swing of the camera;
D - отверстие в тепловой защите;D - hole in the thermal protection;
L - длина цилиндрической части камеры;L is the length of the cylindrical part of the chamber;
Δ - зазор между газоводами камеры и днищем блока "О";Δ is the gap between the gas ducts of the chamber and the bottom of the block "O";
П - привалочная плоскость шпангоута рамы.P - mating plane of the frame frame.
Жидкостный ракетный двигатель содержит четыре камеры 1, закрепленные на раме 2 (фиг.3, 4). К раме 2 (см. фиг.5, 6) прикреплен турбонасосный агрегат 3, имеющий турбину 4, насосы окислителя 5 и горючего 6 (см. фиг.7), трубопроводы подачи окислителя 7 и горючего 8 в газогенератор 9 (см. фиг.3, 4) и камеры 1 двигателя.A liquid rocket engine contains four
Рама 2 (см. фиг.5, 6) выполнена в виде цельносварной пространственной фермы и содержит привалочный шпангоут 10 и нижний шпангоут 11, соединенные между собой стержнями 12, при этом к нижнему шпангоуту 11 прикреплены траверсы 13, 14 с подшипниками 15 (см. фиг.8), в которые вставлены цапфы 16 камер 1 для обеспечения возможности их поворота вокруг оси качания «М».Frame 2 (see Figs. 5, 6) is made in the form of an all-welded spatial truss and contains a mounting
Двигатель содержит четыре изогнутых магистрали 17 подачи окислительного газа (см. фиг.9), единый концевой коллектор 18 которых соединен с выходом 19 турбины, а восемь других патрубков 20 соединены с соответствующими головками 21 камер 1, причем в указанных магистралях перпендикулярно оси качания «М» расположены блоки гибких трубопроводов 22, 23 с сильфонами 24, 25, соединенные одним стыком 26 с неподвижной частью 27 магистрали, а другим стыком 28 закреплены с ее подвижной частью 29, входящей в блок камеры.The engine contains four curved oxidizing gas supply lines 17 (see Fig. 9), a
В центре тепловой защиты 30 (см. фиг.11) выполнено отверстие «D», в которое за пределы теплозащиты в сторону среза сопел камер выведена часть турбонасосного агрегата 3, а именно насос горючего 6. Насос горючего защищен коническим кожухом 31, смонтированным на наружной стороне тепловой защиты. Такое техническое решение по смещению турбонасосного агрегата в сторону среза сопел камер позволило получить свободное пространство между фланцем 32 бака окислителя 33 вдоль оси ракеты и коллектором выхлопным турбины ТНА, в которое был установлен сильфонный компенсатор 34.In the center of thermal protection 30 (see FIG. 11), a hole “D” is made, into which part of the
В связи со смещением ТНА к срезу сопел камер появилось свободное пространство во входных магистралях «О» и «Г», достаточное для размещения в них клапанов пуска 35, 36 и бустерных турбонасосных агрегатов 37, 38 «О» и «Г» соответственно. Одновременно с оптимизацией использования пространства хвостового отсека блока ракеты была решена задача унификации днища бака изделия-прототипа с расположением стыковочного фланца 32 по оси ракеты. При этом изгибающий момент и другие нагрузки со стороны двигателя на бак не передаются в связи с установкой сильфонного компенсатора 34. Осевой габаритный размер предложенного двигателя остался неизменным, равным осевому габаритному размеру двигателя-прототипа.In connection with the displacement of the TNA towards the cut of the nozzles of the chambers, there was free space in the inlet lines “O” and “G”, sufficient to accommodate the
Для защиты агрегатов двигателя и блока ракеты от высокотемпературных газов из сопел камер хвостовой отсек закрыт тепловой защитой 30 (см. фиг.12, 13), установленной на предложенном двигателе. Тепловая защита состоит из четырех сферических защит 39, механически закрепленных на фланцах 40 сопел камер и качающихся вместе с ними, и плоского полированного до зеркального блеска неподвижного экрана 41, по периферии закрепленного растяжками 42 к раме 2, а центральной частью закрепленного к кольцу 42, смонтированному на ТНА, при этом между сферическими защитами 39 и экраном 41 размещены уплотнительные кольца 43, выполненные с разрезами для их податливости и закрепленные на экране 41.To protect the engine units and the rocket block from high-temperature gases from the nozzles of the chambers, the tail section is closed with thermal protection 30 (see Fig. 12, 13) mounted on the proposed engine. Thermal protection consists of four
На предложенном двигателе применено химическое зажигание топливных компонентов в газогенераторе 9 и камерах 1, поэтому он содержит блок ампулы газогенератора 44 и блок ампулы камер 45 с пусковым горючим. Блок ампулы газогенератора 44 закреплен на газогенераторе 9 (см. фиг.14, 15) в положении, близком к вертикальному для выхода газового пузыря, и с наклоном для удобства заряжания его тубуса пусковой ампулой. Блок ампулы камер 45 закреплен на растяжке 46 крепления кольца 46 к раме 2 двигателя также с наклоном к оси изделия. Заправочные входы в тубусы направлены на периферию хвостового отсека блока ракеты с обеспечением доступа через люки в корпусе блока.The proposed engine uses chemical ignition of the fuel components in the
На блоке камеры 1 (см. фиг.9) между его подвижной 47 и неподвижной 48 частями смонтированы блоки гибких трубопроводов 22, 23, которые своими фланцами 49 и 50 закреплены к траверсам 13, 14 рамы 2. Блоки гибких трубопроводов расположены перпендикулярно и симметрично оси качания камеры «М» и по обе стороны ее критического сечения 51 и обеспечивают качание блока камеры на угол до 5° max.On the camera block 1 (see Fig. 9), between its movable 47 and fixed 48 parts, flexible piping blocks 22, 23 are mounted, which are fixed with their flanges 49 and 50 to the
Фиксация блока камеры 1 в нулевом положении при транспортировании двигателя осуществляется технологическим фиксатором 52 (см. фиг.16, 17), а в монтажно испытательном комплексе и на стартовой позиции пиротехническим фиксатором 53. Технологический 52 и пиротехнический 53 фиксаторы установлены и закреплены в платиках 54 рамы и проушине 55 камеры 1 двигателя. Выполнение отверстий в проушине камеры производится при установке камеры в нулевое положение в стапеле по отверстиям в платиках 54 и специальному технологическому приспособлению, закрепленному на шпильках платика рамы.The
В транспортировочном положении двигателя между пирофиксатором 53 и платиком 54 рамы установлена проставка 101.In the transport position of the engine, a
При наземной огневой отработке двигателя на сопла его камер действуют значительные вибрационные, динамические, боковые силы, которые могут привести к разрушению камер, поэтому в предложенном двигателе на цилиндрической части, коллекторах горючего 56 и срезе 57 сопел камер 1 (см. фиг.18) смонтированы бандажи 58, 59 с бобышками 60 (см. фиг.20) для приварки тяги крепления двигателя к стендовой раме 92. Тем самым снижается амплитуда колебаний, деформативность сопел и повышается надежность работы.During ground firing of the engine, significant vibrational, dynamic, lateral forces act on the nozzles of its chambers, which can lead to destruction of the chambers, therefore, in the proposed engine, on the cylindrical part,
В предложенном двигателе имеются дренажи «О», «Г», азота из магистралей управления, пускового горючего и т.д., которые необходимо выводить за тепловую защиту во избежание пожара в хвостовом отсеке или повреждения датчиков и других элементов двигателя. Автономное выведение каждого дренажа за теплозащиту усложняет конструкцию, т.к. дренажные полости должны сообщаться с атмосферой в определенное время от начала работы двигателя. Поэтому трубопроводы указанных дренажей из полостей агрегатов разделены по компонентам, сгруппированы воедино своими выходами и соединены с коробками дренажей 61, 62 (см. фиг.22, 23), которые своими выходами выведены за тепловую защиту 30.The proposed engine has drainages "O", "G", nitrogen from the control lines, starting fuel, etc., which must be removed for thermal protection to prevent fire in the tail section or damage to sensors and other engine elements. Autonomous removal of each drain for thermal protection complicates the design, because drainage cavities must communicate with the atmosphere at a certain time from the start of engine operation. Therefore, the pipelines of the indicated drainages from the cavities of the units are divided into components, grouped together by their outlets and connected to the
Вскрытие коробки дренажей 61 происходит по команде на пиропатрон 64, от срабатывания которого сдвигается шток 65 с крышкой 66, после чего дренажные полости «Г» сообщаются с атмосферой.Opening of the
Коробка дренажей «О» 62 закреплена сваркой на патрубке выхода азота из турбины БТНАО.The drainage box “O” 62 is fixed by welding on the nozzle of the nitrogen outlet from the BTNAO turbine.
Перед запуском предложенного двигателя во входной магистрали «О» окислитель заполняет внутреннюю полость сильфонного компенсатора 34 и часть клапана пуска «О» 35 до его мембраны. В связи с тем, что температура жидкого кислорода составляет ~94 К, то происходит захолаживание близко расположенных агрегатов, что может вызвать изменение их работоспособности. С другой стороны, воздействие плюсовой температуры на сильфонный компенсатор 34 и клапан пуска «О» 35 могут вызвать газообразование в их внутренних полостях, что может негативно сказаться на работе БТНАО и ТНА.Before starting the proposed engine in the input line “O”, the oxidizing agent fills the internal cavity of the bellows compensator 34 and part of the start valve “O” 35 to its membrane. Due to the fact that the temperature of liquid oxygen is ~ 94 K, cooling of closely spaced units occurs, which can cause a change in their performance. On the other hand, the influence of positive temperature on the bellows compensator 34 and the start-up valve “O” 35 can cause gas formation in their internal cavities, which can negatively affect the operation of BTNAO and TNA.
Поэтому на поверхности сильфонного компенсатора 34 (см. фиг.24) и части клапана пуска «О» 35 нанесена криогенная теплоизоляция 69 толщиной до 25 мм, состоящая из адгезионного, теплоизолирующего и герметизирующего слоев, а на сильфоны смонтированы теплоизоляционные чехлы 68 и 69, состоящие из подкладки, утеплителя и оболочки.Therefore, on the surface of the bellows expansion joint 34 (see Fig. 24) and part of the start-up valve “O” 35, cryogenic
При минусовых температурах окружающей среды увеличивается вязкость пускового и основного горючего, охрупчивается резина в пусковых баллонах, усложняется работа регулятора расхода, поэтому в предложенном двигателе применена система обогрева указанных агрегатов (см. фиг.25). Система обогрева агрегатов двигателя состоит из теплоизоляционных чехлов 70…73, к штуцерам 74 которых пристыкованы трубопроводы 75 для подачи теплого воздуха из ракеты. Для обеспечения необходимых расходов и температур между чехлами и агрегатами в трубопроводах установлены дроссельные шайбы 76.At sub-zero ambient temperatures, the viscosity of the starting and main fuel increases, the rubber in the starting cylinders is embrittled, the operation of the flow regulator is complicated, therefore, the proposed engine uses a heating system for these units (see Fig. 25). The heating system of the engine assemblies consists of heat-insulating
В предложенном двигателе длина «L» цилиндрической части камеры 1 максимально увеличена в пределах габаритов рамы 2, при этом газоводы на головке камеры выполнены в виде двух патрубков 20 (см. фиг.26) для обеспечения необходимого зазора «Δ» со сферическим днищем бака 33 окислителя ракеты с нанесенной на него криогенной теплоизоляцией 89, т.к. «классический» единый газовод не вмещается по своим габаритным размерам.In the proposed engine, the length "L" of the cylindrical part of the
Поворот камер предложенного двигателя (см. фиг.28) осуществляется гидравлической системой поворота камер сгорания (СПКС) с агрегатами 102, установленной на раме 2, в которой трубопроводы 77 системы поворота камер располагаются не по всему периметру рамы - исключен тупиковый их участок 84, не участвующий в работе, а в местах подвода к рулевым приводам участки 90 приводов 77 выполнены «лирообразной» формы, т.к. компенсационный виток уменьшает изгибающие напряжения в трубопроводах, повышает их податливость.The rotation of the chambers of the proposed engine (see Fig. 28) is carried out by a hydraulic system for rotating the combustion chambers (SPKS) with
Работает предложенный жидкостный ракетный двигатель следующим образом.The proposed liquid rocket engine operates as follows.
Блок ТНА (см. фиг.7) крепится магистралями 17 окислительного газа к траверсам 13, 14 рамы 2 двигателя при помощи гаек и шпилек (см. фиг.9). Кроме этого, по входам «О» и «Г» он крепится к бобышкам 104 на основаниях рамы растяжками 85, 86 (см. фиг.4) при помощи сварки. Вдоль продольной оси двигателя блок ТНА от радиальных перемещений закреплен растяжками 87 (см. фиг.4, 11), закрепленными сваркой одним концом к кольцу 42 теплозащиты, а другим - к бобышкам 104 на основаниях рамы.The TNA block (see Fig. 7) is attached to the oxidizing
Блоки камер 1 своими цапфами установлены в подшипниках 15 траверс 13, 14 (см. фиг.8), которые при помощи болтов закреплены к основаниям 88 рамы (см. фиг.5).The blocks of the
Таким образом все агрегаты двигателя закреплены на раме 2, которая привалочной плоскостью «П» шпангоута 10 пристыковывается к фланцу 103 бака "О" ракеты (см. фиг.10) и удерживает вес всего двигателя.Thus, all engine assemblies are mounted on the
По программе запуска вначале производится вакуумирование и заливка полостей горючего. Затем прекращают дренирование и слив горючего из блока ампулы ГГ 44, от электропневмоклапанов подают азот на открытие клапанов пуска «О» и «Г» 35 и 36 соответственно, заливаются полости окислителя ТНА 3 и ГГ 9, после чего продуваются камеры 1 азотом. Далее производится раскрутка азотом турбины и ротора БТНАО 37, заполнение азотом под давлением пусковых бачков 96 с горючим. Горючее, вытесняемое азотом через диафрагму из пусковых бочков, поступает на раскрутку ротора БТНАГ 38 и прорывает мембраны пусковых ампул в блоках 44, 45. Пусковое однокомпонентное унитарное горючее поступает в ГГ и KC1…4, где самовоспламеняется от соединения с кислородом. Газогенератор 9 запускается, газ раскручивает турбину и ротор ТНА 3. Возросшим давлением открываются клапаны горючего 97 на головке камеры, и основное горючее поступает к форсункам KC1…4. Двигатель выходит на основной режим тяги. Затем происходит расфиксация камер 1 от срабатывания пиропатронов 98 пирофиксаторов 53, открытие пироклапана (не показан) на питание рулевых приводов 78, переход двигателя на режим конечной ступени тяги (КСТ), продувка на КСТ и останов путем закрытия клапана горючего (не показан) на газогенератор 9.According to the launch program, vacuuming and filling of the fuel cavities is performed first. Then, the drainage and discharge of fuel from the
Тяга от камер 1 суммируется при работе двигателя с его весом, передается на траверсы 13, 14 рамы 2. Эти усилия через раму 2 и ее привалочный шпангоут 10 передаются на ракету. Для предотвращения на работающем ЖРД чрезмерной деформации рамы привалочный шпангоут 10 выполнен замкнутым (кольцевым), выполненным из трубчатых стержней, соединенных пластинами через бобышки. Более жесткой раму делает расположение стоек рамы в пространстве в виде треугольников, а снизить ее вес удалось применением тонкостенных трубопроводов ⌀ 30×1, ⌀ 24×1 из высокопрочной стали ЭИ-712.The thrust from the
При необходимости отклонения камеры 1 поворачиваются своими цапфами 16 в подшипниках 15 траверс 13, 14, изгибая при этом сильфоны и трубки блоков гибких трубопроводов 22 и 23 на заданный угол. Снижение напряжений и надежная работа сильфона 24 с окислительным газом обеспечивается подачей окислителя на его охлаждение по трубопроводу 94 (см. фиг.9). От растяжения сильфоны защищены замыканием своих стыков 26 и 28 на шарнирные опоры 99 и 100. Гибкие элементы БГТ, выполненные в виде стальных трубок, для упрощения конструкции, выдерживают большое количество циклов нагружений без разрушения и надежны в работе.If necessary, the deviations of the
На работающем двигателе по магистрали подачи окислительного газа 17 подается высокотемпературный газ под высоким давлением. В результате составляющие его патрубки нагреваются и подвергаются тепловым перемещениям, в том числе и ТНА, который подвержен вибрационным нагрузкам. Для уменьшения их амплитуды в радиальном направлении ТНА фиксируется эксцентриковым пальцем 82, установленным между кронштейном 83 ТНА и сферической эксцентриковой втулкой 81, которая, в свою очередь, смонтирована в проушине 80 (см. фиг.11). Усилия от ТНА передаются с проушины 80 через бобышки 79 и кольцо 42 теплозащиты через тяги 87 на раму 2 двигателя.When the engine is running, high temperature gas at high pressure is supplied through the oxidation
При работе двигателя помимо тепловых перемещений ТНА 3 происходят перемещения днища бака окислителя 33 под воздействием температуры и внутрибакового давления наддува. Эти взаимные перемещения компенсирует сильфонный компенсатор 34 (см. фиг.10), в котором происходит изгибание и осевые растяжения-сжатия сильфонов, поэтому изгибающий момент от двигателя, действующий на магистраль входа «О», на бак ракеты не воздействует, и напряжений, способных вызвать разрушения магистрали, не возникает.When the engine is running, in addition to thermal displacements of the
Все составляющие тепловую защиту 30 листовые детали со стороны среза сопел отполированы до зеркального блеска для отражения лучистых тепловых потоков и изготовлены из легкого титанового сплава ОТ4-O для уменьшения веса теплозащиты. Между сферическими защитами 39 на соплах камер и неподвижным экраном 41 установлены уплотнительные кольца 43 (см. фиг.12, 13), которые имеют разрезы (не показаны) для увеличения их податливости и более плотного огибания сферических защит по периметру, чем достигается надежное предотвращение поступания истекающих из сопел камер газов в хвостовой отсек ракеты.All
Предложенное техническое решение обеспечивает надежность запуска двигателя применением для химического поджига (см. фиг.14) топливных компонентов пусковых ампул с унитарным пусковым горючим в достаточном объеме, т.к. в газогенераторе и камерах сгорания развиваются высокие температуры, способствующие быстрому протеканию процесса горения топливных компонентов. Кроме того, в предложенном двигателе блоки ампул ГГ и КС расположены в положении, близком к вертикальному (см. фиг.15), для удаления в первую очередь, газовых пузырей и наклоненными к оси двигателя, а своими заправочными входами направлены на периферию хвостового отсека, чем достигается удобство заряжания тубусов блоков ампул ГГ и КС пусковыми ампулами через люки наружной оболочки блока ракеты.The proposed solution provides reliable engine starting using chemical ignition (see Fig. 14) of fuel components of starting ampoules with unitary starting fuel in a sufficient volume, because high temperatures develop in the gas generator and combustion chambers, contributing to the rapid flow of the combustion process of the fuel components. In addition, in the proposed engine, the ampoule blocks GG and KS are located in a position close to vertical (see Fig. 15), in order to remove, first of all, gas bubbles and inclined to the axis of the engine, and their filling entrances are directed to the periphery of the tail section, what is achieved by the convenience of loading the tubes of blocks of ampoules GG and KS with starting ampoules through the hatches of the outer shell of the rocket block.
При транспортировании двигателя камеры 1 удерживаются в нулевом положении при помощи технологических фиксаторов 52 (см. фиг.16), которые сохраняют их целостность. При этом пиротехнический фиксатор 53 при помощи проставки 101 не входит своим штоком в отверстие проушины 55 камеры. При установке двигателя в блок РН проставки 101 извлекаются, пирофиксаторы своими штоками входят в проушины 55 камер и крепятся к шпилькам на раме гайками, после чего технологические фиксаторы 52 демонтируются с двигателя (см. фиг.17). Такое устройство обеспечивает фиксацию камер на всех этапах работы с двигателем от сборки до полета в составе ракеты, когда расфиксация камеры осуществляется срабатыванием пиропатрона 98 пирофиксатора 53.When transporting the engine, the
Работающий на нерасчетном режиме сопла в земных условиях на стенде двигатель испытывает большие вибрационные, динамические и другие нагрузки, которые способны привести к его разрушению. Чтобы этого не происходило, на цилиндрической части и сопле камеры установлены три бандажа 58, 59, 91 крепления его к стендовой раме 92 (см. фиг.18).A nozzle operating in an off-design mode in terrestrial conditions at the stand, the engine experiences large vibrational, dynamic and other loads that can lead to its destruction. To prevent this from happening, three
В результате такого крепления двигателя разрушения его составных частей на стенде прекратились.As a result of such fastening of the engine, the destruction of its components on the stand stopped.
Объединения трубопроводов дренажей "О" и "Г" по группам и выведение их за теплозащиту через коробки дренажей 61, 62 (см. фиг.22, 23), установленных в противоположных местах на теплозащите, повысило пожаробезопасность двигателя, т.к. исключило смешение окислителя и горючего между собой.The combination of drainage pipelines "O" and "G" in groups and removing them for thermal protection through
Положительный эффект от установки на входе "О" в двигатель блока входа "О", состоящего из сильфонного компенсатора 34 и клапана пуска "О" 35, теплоизоляционных чехлов 68, 69 (см. фиг.24) и нанесения криогенной теплоизоляции 67 на его поверхность позволило снизить влияние минусовой температуры окислителя на близлежащие агрегаты и повысило качество окислителя за счет исключения его вскипания на запуске и попадание газообразных пузырьков на шнек БТНАО.The positive effect of the installation at the input “O” to the engine of the input block “O”, consisting of a
Работоспособность агрегатов управления и регулирования при минусовых температурах окружающей среды на предложенном двигателе обеспечена применением системы обогрева теплым воздухом (см. фиг.25), подаваемым от ракеты по трубопроводам 75 к штуцерам 74 на чехлах теплоизоляционных 70, …, 73, установленным на блоке пусковых баллонов 96, регуляторе, блоках ампул ГГ и КС 44, 45.The operability of control and regulation units at sub-zero ambient temperatures on the proposed engine is ensured by the use of a warm air heating system (see Fig. 25), supplied from the rocket through
Расход и температура теплого воздуха на агрегатах определяются подбором дроссельных шайб 76.The flow rate and temperature of warm air on the units are determined by the selection of
Полнота сгорания топливных компонентов в камерах сгорания камер 1 достигнута увеличением времени их пребывания в камере, что в свою очередь, обеспечено увеличением длины цилиндрической части камер сгорания в пределах габаритов рамы (см. фиг.26).The completeness of combustion of the fuel components in the combustion chambers of the
Система поворота камер (СПКС) (см. фиг.27) закреплена на раме 2 двигателя вблизи привалочного шпангоута (см. фиг.3). При ее компоновке на двигателе был решен ряд задач:The camera rotation system (SPKS) (see Fig. 27) is mounted on the
1. Достаточно большое количество агрегатов удачно размещено выше входа «Г» в двигатель, что положительно при монтаже двигателя в блок, т.к. освобождена зона для работ по подстыковке фланца двигателя с фланцем трубы ракеты. Другого такого благоприятного места на двигателе нет. При этом агрегаты расположены в районе люка оболочка корпуса ракеты и доступ к их обслуживанию удобен.1. A sufficiently large number of units are successfully placed above the “G” entrance to the engine, which is positive when installing the engine in the unit, because the area for reconnecting the engine flange with the flange of the rocket pipe is freed. There is no other such favorable place on the engine. At the same time, the units are located in the hatch area of the shell of the rocket body and access to their maintenance is convenient.
2. Заправочные и другие клапаны разделены по группам и отнесены в районы двух других люков оболочки корпуса, что является удобным для обслуживания системы.2. Refueling and other valves are divided into groups and assigned to the areas of two other hatch shell manholes, which is convenient for system maintenance.
3. Трубопроводы 77 разведены от места отбора горючего из двигателя на рулевые приводы 78 симметрично, имеют примерно одинаковые длины, при этом тупиковый участок 84 трубопроводов, который не участвует в работе СПКС, исключен.3.
4. Трубопроводы 77 СПКС жестко закреплены в ложементах хомутами за стойки рамы 2, при этом от них подходят участки к рулевым приводам 78, продольная ось которых меняет свое положение в пространстве при перемещении штоков, соединенных с кронштейном на камере. В связи с этим в подводящих участках трубопроводов к рулевым приводам возникают напряжения. Для уменьшения нагружений в местах, подводящих трубопроводов к рулевым приводам, эти участки трубопроводов 90 выполнены «лирообразными», т.е. с компенсационным изгибом, что снижает напряжение в трубопроводах, повышает надежность системы поворота камер.4.
Основными положительными эффектами предложенного жидкостного ракетного двигателя по сравнению с двигателем-прототипом является следующее:The main positive effects of the proposed liquid rocket engine in comparison with the prototype engine is the following:
1. Двигатель имеет значительно более высокую энергетику и более высокий удельный импульс тяги и способен выводить на околоземную орбиту на несколько сотен килограммов больше полезной нагрузки;1. The engine has a significantly higher energy and a higher specific thrust impulse and is able to bring several hundred kilograms more payload to near-earth orbit;
2. Компоновка двигателя рациональнее использует пространство хвостового отсека блока ракеты, что позволило, сместив часть ТНА за теплозащиту, разместить во входных магистралях О и Г клапаны пуска и бустерные турбонасосные агрегаты, обеспечившие повышение давления "О" на входе в ТНА до 11,3 кгс/см2, давление "Г" - до 8,6 кгс/см2 соответственно, что увеличивает антикавитационные запасы насосов ТНА.2. The engine layout makes more rational use of the space of the tail section of the rocket block, which, having displaced part of the heat pump for heat protection, placed start-up valves and booster turbopump assemblies in the input lines O and G, which increased the pressure "O" at the entrance to the heat pump to 11.3 kg / cm 2 , pressure "G" - up to 8.6 kgf / cm 2, respectively, which increases the anti-cavitation reserves of TNA pumps.
Размещение сильфонного компенсатора в ограниченное пространство между фланцем бака окислителя и коллектором выхлопным из турбины ТНА без смещения с оси двигателя фланца бака окислителя позволило унифицировать днище бака ракеты-прототипа, что значительно снизило трудозатраты на модернизацию ракеты.Placing the bellows expansion joint in a limited space between the oxidizer tank flange and the exhaust manifold from the TNA turbine without displacing the oxidizer tank flange from the engine axis made it possible to unify the bottom of the prototype rocket tank, which significantly reduced the labor costs for upgrading the rocket.
3. управление вектором тяги двигателя качанием самих камер, в которых происходит полное дожигание окислительного газа после турбины ТНА, более эффективно, имеет более высокий КПД, нежели качанием сопел, через которые в атмосферу выбрасывается из турбины ТНА не полностью сгоревший восстановительный газ.3. controlling the thrust vector of the engine by swinging the chambers themselves, in which the oxidizing gas is completely burned after the TNA turbine, is more efficient, has a higher efficiency than by pumping nozzles through which the not completely burnt reducing gas is emitted from the TNA turbine.
Claims (12)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013107621/06A RU2524483C1 (en) | 2013-02-20 | 2013-02-20 | Liquid propellant rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013107621/06A RU2524483C1 (en) | 2013-02-20 | 2013-02-20 | Liquid propellant rocket engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2524483C1 true RU2524483C1 (en) | 2014-07-27 |
Family
ID=51265366
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013107621/06A RU2524483C1 (en) | 2013-02-20 | 2013-02-20 | Liquid propellant rocket engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2524483C1 (en) |
Cited By (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2575239C1 (en) * | 2014-10-22 | 2016-02-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Liquid-propellant rocket engine drain system |
RU2611707C1 (en) * | 2016-03-31 | 2017-02-28 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Multi-chambered liquid-propellant rocket engine |
RU2626618C1 (en) * | 2016-05-04 | 2017-07-31 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Twin-chamber liquid propellant engine with controlled thrust vector |
RU2649539C2 (en) * | 2015-11-12 | 2018-04-03 | Акционерное общество "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (АО "НИИМаш") | Motor module of spacecraft |
RU2703076C1 (en) * | 2019-07-01 | 2019-10-16 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Multi-chamber liquid-propellant rocket engine with afterburning with controlled thrust vector |
RU2703860C1 (en) * | 2019-03-06 | 2019-10-22 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Multi-chamber liquid-propellant engine |
RU2707015C1 (en) * | 2019-03-04 | 2019-11-21 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Multi-chamber liquid-propellant rocket engine with afterburning with controlled thrust vector |
RU2742592C1 (en) * | 2020-06-16 | 2021-02-08 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Bracket clamp for attachment of unit to pipeline of liquid-propellant engine |
RU2755363C1 (en) * | 2021-01-19 | 2021-09-15 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Multi-chamber liquid propellant rocket engine |
CN118423565A (en) * | 2024-07-03 | 2024-08-02 | 西安航天动力研究所 | Force transmission frame of rocket engine |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2073451A7 (en) * | 1969-12-05 | 1971-10-01 | Messerschmitt Boelkow Blohm | |
RU2158838C2 (en) * | 1999-01-21 | 2000-11-10 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" | Liquid-propellant rocket engine |
RU2413863C1 (en) * | 2009-12-14 | 2011-03-10 | Николай Борисович Болотин | Liquid propellant rocket engine (lpre) and its combustion chamber suspension assembly |
RU2420669C1 (en) * | 2010-05-18 | 2011-06-10 | Сергей Евгеньевич Варламов | Liquid propellant engine with controlled thrust vector, and nozzle block of roll |
-
2013
- 2013-02-20 RU RU2013107621/06A patent/RU2524483C1/en active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2073451A7 (en) * | 1969-12-05 | 1971-10-01 | Messerschmitt Boelkow Blohm | |
GB1326277A (en) * | 1969-12-05 | 1973-08-08 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Rocket propelled missile |
RU2158838C2 (en) * | 1999-01-21 | 2000-11-10 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" | Liquid-propellant rocket engine |
RU2413863C1 (en) * | 2009-12-14 | 2011-03-10 | Николай Борисович Болотин | Liquid propellant rocket engine (lpre) and its combustion chamber suspension assembly |
RU2420669C1 (en) * | 2010-05-18 | 2011-06-10 | Сергей Евгеньевич Варламов | Liquid propellant engine with controlled thrust vector, and nozzle block of roll |
Cited By (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2575239C1 (en) * | 2014-10-22 | 2016-02-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Liquid-propellant rocket engine drain system |
RU2649539C2 (en) * | 2015-11-12 | 2018-04-03 | Акционерное общество "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (АО "НИИМаш") | Motor module of spacecraft |
RU2611707C1 (en) * | 2016-03-31 | 2017-02-28 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Multi-chambered liquid-propellant rocket engine |
RU2626618C1 (en) * | 2016-05-04 | 2017-07-31 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Twin-chamber liquid propellant engine with controlled thrust vector |
RU2707015C1 (en) * | 2019-03-04 | 2019-11-21 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Multi-chamber liquid-propellant rocket engine with afterburning with controlled thrust vector |
RU2703860C1 (en) * | 2019-03-06 | 2019-10-22 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Multi-chamber liquid-propellant engine |
RU2703076C1 (en) * | 2019-07-01 | 2019-10-16 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Multi-chamber liquid-propellant rocket engine with afterburning with controlled thrust vector |
RU2742592C1 (en) * | 2020-06-16 | 2021-02-08 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Bracket clamp for attachment of unit to pipeline of liquid-propellant engine |
RU2755363C1 (en) * | 2021-01-19 | 2021-09-15 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Multi-chamber liquid propellant rocket engine |
CN118423565A (en) * | 2024-07-03 | 2024-08-02 | 西安航天动力研究所 | Force transmission frame of rocket engine |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2524483C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
RU2158838C2 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
US6036144A (en) | Mass producible launch system | |
RU2406660C1 (en) | Launch vehicle configuration | |
Andrianov et al. | Concept and design of the hybrid test-motor for development of a propulsive decelerator of SARA reentry capsule | |
RU2490508C1 (en) | Liquid-propellant engine with afterburning of generator gas | |
RU2413862C1 (en) | Liquid propellant rocket engine (lpre) | |
RU2413863C1 (en) | Liquid propellant rocket engine (lpre) and its combustion chamber suspension assembly | |
JP2016532809A (en) | Combustion gas injection nozzle for a rocket engine provided with a sealing device between a fixed part and a movable part of the nozzle | |
RU2563596C1 (en) | Liquid propellant rocket engine unit | |
RU2412370C1 (en) | Liquid propellant rocket engine with controlled vector of thrust and unit of combustion chamber suspension | |
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 | |
RU2464208C1 (en) | Multistage carrier rocket, liquid-propellant rocket engine, turbo pump unit and bank nozzle unit | |
RU2441170C1 (en) | Liquid propellant rocket engine with controlled nozzle, and unit of bank nozzles | |
Wilhelm et al. | Test Facility for Research on Advanced Green Propellants under High-Altitude Conditions | |
RU2484285C1 (en) | Oxygen-hydrogen liquid-propellant engine | |
RU2459102C1 (en) | Spaceship with nuclear power plant, and nuclear rocket engine | |
RU2431053C1 (en) | Liquid propellant rocket engine and roll nozzle block | |
KR950007640B1 (en) | Assembling method for propelling part of rocket | |
RU2481488C1 (en) | Three-component liquid-propellant engine | |
Doran et al. | Status update report for the Peregrine sounding rocket project: Part III | |
RU2119081C1 (en) | Engine for liquid-propellant rocket power plant | |
RU2455515C1 (en) | Three-stage booster-rocket, liquid propellant rocket engine and roll nozzle block | |
RU2771474C1 (en) | Multi-chamber liquid rocket engine with controlled thrust vector |