RU2674828C1 - Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа - Google Patents
Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа Download PDFInfo
- Publication number
- RU2674828C1 RU2674828C1 RU2017146982A RU2017146982A RU2674828C1 RU 2674828 C1 RU2674828 C1 RU 2674828C1 RU 2017146982 A RU2017146982 A RU 2017146982A RU 2017146982 A RU2017146982 A RU 2017146982A RU 2674828 C1 RU2674828 C1 RU 2674828C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- frame
- gas duct
- gas
- rocket
- ball
- Prior art date
Links
- 239000007788 liquid Substances 0.000 title abstract description 5
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 3
- 239000011521 glass Substances 0.000 claims description 4
- 239000003380 propellant Substances 0.000 claims description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 abstract description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 3
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 2
- 241000309551 Arthraxon hispidus Species 0.000 description 1
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 1
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 1
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 description 1
- 239000012634 fragment Substances 0.000 description 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16L—PIPES; JOINTS OR FITTINGS FOR PIPES; SUPPORTS FOR PIPES, CABLES OR PROTECTIVE TUBING; MEANS FOR THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16L27/00—Adjustable joints, Joints allowing movement
- F16L27/02—Universal joints, i.e. with mechanical connection allowing angular movement or adjustment of the axes of the parts in any direction
- F16L27/04—Universal joints, i.e. with mechanical connection allowing angular movement or adjustment of the axes of the parts in any direction with partly spherical engaging surfaces
- F16L27/06—Universal joints, i.e. with mechanical connection allowing angular movement or adjustment of the axes of the parts in any direction with partly spherical engaging surfaces with special sealing means between the engaging surfaces
- F16L27/073—Universal joints, i.e. with mechanical connection allowing angular movement or adjustment of the axes of the parts in any direction with partly spherical engaging surfaces with special sealing means between the engaging surfaces one of the cooperating surfaces forming the sealing means
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при изготовлении ракетных двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД). Многокамерный ЖРД с дожиганием генераторного газа включает в себя по меньшей мере две камеры сгорания, закрепленные на раме, турбонасосный агрегат, газогенератор и газовод, единый концевой участок которого соединен с выходом турбины, а другие концы газовода соединены с соответствующими камерами через сильфонные компенсаторы, являющиеся узлами качания камер, причем указанные участки газовода прикреплены к секциям рамы, причем узел крепления газовода к раме включает в себя две шаровые опоры, диаметрально расположенные относительно оси газовода, установленные на силовом кольце, охватывающем газовод и жестко скрепленным с ним, которые установлены в стаканах, прикрепленных к кольцу, при этом головка шаровой опоры зажата между подпятником и регулировочной шайбой, а поджатие опор осуществляется накидной гайкой, навернутой на стакан шаровой опоры, при этом концевые участки шаровых опор ввернуты в резьбовые отверстия дополнительных силовых пластин рамы, которые через силовые стержни соединены со шпангоутом ракеты. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции двигателя, уменьшение его массы и снижение трудоемкости при сборке газоводов с рамой двигателя. 4 ил.
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при изготовлении ракетных двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД).
В ракетной технике известны и нашли широкое распространение мощные жидкостные ракетные двигатели.
Известен двухкамерный ЖРД с дожиганием генераторного газа (см. патент RU №5158838, МПК F02K 9/42, 21.01.1999 г.) включающий в себя две камеры, закрепленные на раме, прикрепленный к раме турбонасосный агрегат (ТНА), имеющий турбину, насосы окислителя и горючего, газогенератор. Двигатель также содержит раздвоенный газовод, общий конец которого соединен с выходом из турбогазогенератора, а его концевые участки соединены с камерами через сильфонные компенсаторы, являющиеся узлами качания камер. Указанные газоводы прикреплены к раме с помощью узла, состоящего из двух цапф, вставленных в подшипниковые узлы опор установленных на раме в виде траверс, причем на цапфах посажены сферические подшипники скольжения, каждый из которых имеет внутреннее кольцо, выполненное эксцентричным и наружное кольцо. Цапфы посажены в подшипники через втулки, которые также имеют эксцентриситет. Это прототип предлагаемого изобретения.
Недостаток прототипа состоит в том, что в этом опорном узле имеются сферические подшипники скольжения, в которых установлено внутреннее кольцо, выполненное эксцентричным, а цапфа посажена в подшипник через втулку, которая также имеет эксцентриситет, что приводит при сборке газовода с рамой двигателя к большим трудностям, связанными при сборке с многочисленными сборками и разборками этого соединения.
Кроме того, применение траверс - две траверсы на каждую камеру - приводит к увеличению массы этого узла и соответственно, к увеличению массы двигателя.
Задачей изобретения является упрощение конструкции крепления газовода с рамой двигателя и уменьшение массы двигателя.
Эта задача решена за счет того, что в многокамерном ЖРД с дожиганием генераторного газа, включающим в себя по меньшей мере две камеры сгорания закрепленные на раме, турбонасосный агрегат, газогенератор и газовод, единый концевой участок которого соединен с выходом турбины, а другие концы газовода соединены с соответствующими камерами через сильфонные компенсаторы, являющиеся узлами качания камер, причем указанные участки газовода прикреплены к секциям рамы, причем применен узел крепления камеры и газовода к раме, который включает в себя две шаровые опори, диаметрально расположенные относительно оси газовода, установленные на силовом кольце, охватывающем газовод и жестко скрепленным с ним, которые установлены в стаканах, прикрепленных к кольцу, при этом головка шаровой опоры зажата между подпятником и регулировочной шайбой, а поджатие опор осуществляется накидной гайкой, навернутой на стакан шаровой опоры, при этом концевые участки шаровых опор ввернуты в резьбовые отверстия силовой опоры рамы, которая через силовые стержни соединена со шпангоутом ракеты.
Технический результат состоит в снижении трудоемкости при сборке двигателя, уменьшении его массы и упрощении конструкции двигателя. Кроме того, предлагаемое крепление газовода к раме позволяет компенсировать несоосности соединяемых конструкций.
Описание изобретения
Данное изобретение описывается со ссылками на чертежи:
- на Фиг. 1 представлен общий вид ЖРД;
- на Фиг. 2 вид А на Фиг. 1;
- на Фиг. 3 представлен Фрагмент I на Фиг. 1 увеличенного сечения сферического узла;
- на Фиг. 4 представлено сечение В-В на Фиг. 3.
Предложенный ЖРД включает в себя две камеры 1 и 2 (Фиг. 1), турбонасосный агрегат 3, содержащий насос горючего 4, насос окислителя 5 и турбину 6. Вход турбины 6 соединен с газогенератором 7, а выход турбины соединен с камерами 1 и 2 через газоводы 8. Невыходе из этих газоводов установлены сильфонные узлы качания 10 и 11 со своим карданными механизмами 12 и 13.
Каждая из камер имеет по два рулевых агрегата, шток каждого из которых шарнирно связан с соответствующими камерами (не показано).
Двигатель также содержит раму 14, имеющую силовые стержни с пятами 15 (Фиг. 2). через которые она крепится к шпангоуту ракеты 16. Другие концы силовых стержней прикреплены к дополнительным силовым пластинам 17 и 18 рамы у каждой камеры.
Узел крепления газовода к рамам изображен на Фиг. 3 и Фиг. 4. Он включает в себя две шаровые опоры 19 и 20, диаметрально расположенные относительно оси газовода, установленные на силовом кольце 21, охватывающем газовод 8 и жестко скрепленным с ним. Эти шаровые опоры установлены в стаканах 22 и 23, прикрепленных к кольцу 21 (Фиг. 3). Головка шаровой пяты 24 зажата между подпятниками 25 и 26 и регулировочной группой эксцентриков 27, 28, 29 и 30. Поджатие пят осуществляется накидными гайками 31 и 32, навернутыми на стаканы 22 и 23 шаровой опоры. Концевые участки шаровых опор ввернуты в резьбовые отверстия силовых опор - дополнительных силовых пластин 17 и 18 (Фиг. 1), которые через силовые стержни рамы 14 соединены со шпангоутом ракеты 16.
Работа двигателя
Тяга двигателя воспринимается опорами, роль которых выполняют на каждой камере две шаровые опоры 19 и 20, установленные между опорным кольцом 21, прикрепленным к прямолинейному участку газовода и охватывающим газовод, и дополнительными силовыми пластинами 17 и 18 рамы двигателя. Нижний пояс рамы 14 двигателя силовыми расходящимися стержнями передает тягу двигателя от дополнительных силовых пластин 17 и 18 через пяты 15 на шпангоут ракеты 16.
На работающем двигателе газоводы разогреваются, в результате чего они деформируются. Наличие двух пар шаровых опор 19 и 20 позволяет поглощать продольные деформации от удлинения неохлаждаемых участков газоводов.
Применение шаровых опор в качестве узлов, передающих тягу двигателя на его раму, позволяет существенно упростить конструкцию двигателя, уменьшить его массу и снизить трудоемкость при сборке газоводов с рамой двигателя.
Промышленное применение
Предлагаемое изобретение найдет применение в ракетной технике при создании многокамерных ЖРД с дожиганием генераторного газа.
Claims (1)
- Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа, включающий в себя по меньшей мере две камеры сгорания, закрепленные на раме, турбонасосный агрегат, газогенератор и газовод, единый концевой участок которого соединен с выходом из турбины, а другие концы газовода соединены с соответствующими камерами через сильфонные компенсаторы, являющиеся узлами качания камер, причем указанные участки газовода прикреплены к секциям рамы, отличающийся тем, что узел крепления газовода к раме включает в себя две шаровые опоры, диаметрально расположенные относительно оси газовода, установленные на силовом кольце, охватывающем газовод и жестко скрепленным с ним, которые установлены в стаканах, прикрепленных к кольцу, при этом головка шаровой опоры зажата между подпятником и регулировочной шайбой, а поджатие опор осуществляется накидной гайкой, навернутой на стакан шаровой опоры, при этом концевые участки шаровых опор ввернуты в резьбовые отверстия дополнительных силовых пластин рамы, которые через силовые стержни соединены со шпангоутом ракеты, а гайка поджимает опору через регулировочные эксцентрики.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017146982A RU2674828C1 (ru) | 2017-12-29 | 2017-12-29 | Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017146982A RU2674828C1 (ru) | 2017-12-29 | 2017-12-29 | Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2674828C1 true RU2674828C1 (ru) | 2018-12-13 |
Family
ID=64753157
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017146982A RU2674828C1 (ru) | 2017-12-29 | 2017-12-29 | Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2674828C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2718103C1 (ru) * | 2019-04-25 | 2020-03-30 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Жидкостный ракетный двигатель |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4165107A (en) * | 1977-11-22 | 1979-08-21 | General Connectors Corporation | Flexible ball joint |
RU2158838C2 (ru) * | 1999-01-21 | 2000-11-10 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" | Жидкостный ракетный двигатель |
US6282887B1 (en) * | 1999-01-21 | 2001-09-04 | Otkrytoe Aktsionernoe Obschestvo “Nauchno Proizwodstvennoe Obiedinenie “Energomash”Imeni Akademika V.P. Glusho” | Bellows units for a chamber of a liquid-propellant rocket engine with afterburning |
RU2339831C2 (ru) * | 2005-11-08 | 2008-11-27 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" | Газовод жидкостного ракетного двигателя с дожиганием |
-
2017
- 2017-12-29 RU RU2017146982A patent/RU2674828C1/ru active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4165107A (en) * | 1977-11-22 | 1979-08-21 | General Connectors Corporation | Flexible ball joint |
RU2158838C2 (ru) * | 1999-01-21 | 2000-11-10 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" | Жидкостный ракетный двигатель |
US6282887B1 (en) * | 1999-01-21 | 2001-09-04 | Otkrytoe Aktsionernoe Obschestvo “Nauchno Proizwodstvennoe Obiedinenie “Energomash”Imeni Akademika V.P. Glusho” | Bellows units for a chamber of a liquid-propellant rocket engine with afterburning |
RU2339831C2 (ru) * | 2005-11-08 | 2008-11-27 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" | Газовод жидкостного ракетного двигателя с дожиганием |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2718103C1 (ru) * | 2019-04-25 | 2020-03-30 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Жидкостный ракетный двигатель |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2158838C2 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
US3222017A (en) | Engine mounting | |
US2936978A (en) | Rear engine mount | |
US6079670A (en) | Hot air diffuser for a jet engine air inlet cowl with de-icing circuit | |
RU2674828C1 (ru) | Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа | |
RU2524483C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
US2594766A (en) | Apparatus for steering aircraft | |
US2718756A (en) | Mounting and supporting structure for aircraft gas turbine power plants having reduction gearing | |
RU2707997C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги | |
RU2431756C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги и блок сопел крена | |
US3361362A (en) | Mounting comprised of interconnected piston and cylinder assemblies | |
RU2328613C1 (ru) | Устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла турбореактивного двигателя и мотогондолы самолета | |
RU2563596C1 (ru) | Жидкостная ракетная двигательная установка | |
RU2455514C1 (ru) | Многоступенчатая ракета-носитель, жидкостный ракетный двигатель и блок сопел крена | |
RU2459971C1 (ru) | Ракета-носитель, жидкостный ракетный двигатель и блок сопел крена | |
RU2391546C1 (ru) | Способ управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя | |
RU173670U1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа | |
US2182213A (en) | Wobble or swash plate engine | |
RU2161263C2 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием | |
US3910038A (en) | Afterburner fuel injection devices for jet engines | |
RU2160376C2 (ru) | Узел качания камеры жидкостного ракетного двигателя (жрд) | |
RU2083859C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
RU2739660C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги | |
RU2703883C1 (ru) | Узел качания камеры жидкостного ракетного двигателя с дожиганием генераторного газа | |
RU2455515C1 (ru) | Трехступенчатая ракета-носитель, жидкостный ракетный двигатель и блок сопел крена |