RU2703860C1 - Multi-chamber liquid-propellant engine - Google Patents
Multi-chamber liquid-propellant engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2703860C1 RU2703860C1 RU2019106472A RU2019106472A RU2703860C1 RU 2703860 C1 RU2703860 C1 RU 2703860C1 RU 2019106472 A RU2019106472 A RU 2019106472A RU 2019106472 A RU2019106472 A RU 2019106472A RU 2703860 C1 RU2703860 C1 RU 2703860C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- bottom protection
- cylindrical
- engine
- openings
- chambers
- Prior art date
Links
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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике, в которой создание жидкостных ракетных двигателей с донной тепловой защитой, предназначенной для уменьшения теплового и газодинамического воздействия продуктов сгорания работающих двигателей, является актуальной задачей.The invention relates to rocket technology, in which the creation of liquid-propellant rocket engines with bottom thermal protection, designed to reduce the thermal and gas-dynamic effects of the combustion products of running engines, is an urgent task.
Известны жидкостные ракетные двигатели, содержащие раму, донную защиту с цилиндрическим проемом с установленной через него с возможностью качания камерой с соплом, снабженной сферическим блистером, установленным с кольцевым зазором относительно обечайки цилиндрического проема донной защиты (см книгу В.А. Александров и др. Ракеты-носители. Под общ. ред. С.О. Осипова Ракеты-носители, стр. 186, рис. 5.10.)Known liquid rocket engines containing a frame, bottom protection with a cylindrical opening with a swinging chamber with a nozzle equipped with a spherical blister installed with an annular gap relative to the shell of the cylindrical opening of the bottom protection (see book by V.A. Aleksandrov and other Rockets carriers. Under the general editorship of S.O. Osipov, carrier rockets, p. 186, Fig. 5.10.)
В известном жидкостном ракетном двигателе обеспечивается защита агрегатов от теплового и газодинамического воздействия продуктов сгорания камер установкой сферического блистера с минимальным равномерным зазором относительно обечайки цилиндрического проема донной защиты. Кроме того, между блистером и обечайкой донной защиты может быть установлен уплотнительный элемент. Однокамерный жидкостный ракетный двигатель требует применения кардана для обеспечения управления вектором тяги и специальной системы управления по крену с использованием сопел крена, что не всегда возможно по схеме двигателя и связано с ростом массы или с потерей экономичности при выбросе управляющего, как правило, с низкой температурой, газа через сопла крена.In the known liquid rocket engine, the units are protected from the thermal and gas-dynamic effects of the combustion products of the chambers by installing a spherical blister with a minimum uniform clearance relative to the shell of the cylindrical bottom opening. In addition, between the blister and the shell of the bottom protection can be installed sealing element. A single-chamber liquid-propellant rocket engine requires the use of a cardan to ensure thrust vector control and a special roll control system using roll nozzles, which is not always possible according to the engine design and is associated with mass growth or loss of economy when the controller is thrown out, usually with a low temperature, gas through the nozzle roll.
Известны также многокамерные жидкостные ракетные двигатели, содержащие общий для всех камер турбонасосный агрегат, газогенератор, агрегаты автоматики и регулирования, раму, и установленную в нижней части двигательного отсека донную защиту из тонкостенного листового материала, например, титана, с цилиндрическими проемами, с установленными через них соплами, выполненными с возможностью качания камер с цапфами, взаимодействующими с траверсами, соединенными с рамой, причем на внешней части сопел камер выполнены кольцевые бурты с закрепленными на них ответными частями с зазорами относительно цилиндрических проемов донной защиты сферическими блистерами, взаимодействующими с цилиндрическими обечайками проемов донной защиты с образованием щелевых зазоров между ними. По периферии донной защиты равномерно по внешней ее части установлены тяги, попарно и симметрично расположенные относительно проемов, взаимодействующие одними концами с силовым кольцевым бандажом на периферии тепловой защиты, а другими - с рамой в ее верхней периферийной части. В центральной части донная защита закреплена через кольцевой бандаж другой группой тяг также с рамой в ее верхней центральной части (см. Жидкостный ракетный двигатель, F02K 9/97 патент РФ №2524483 от 27.07.2014 - прототип).Also known are multi-chamber liquid-propellant rocket engines containing a turbopump assembly common to all chambers, a gas generator, automation and control units, a frame, and a bottom protection installed in the lower part of the engine compartment from thin-walled sheet material, for example, titanium, with cylindrical openings with installed through them nozzles made with the possibility of swinging chambers with trunnions interacting with traverses connected to the frame, and on the outer part of the nozzles of the chambers ring collars are made with fixed the mating parts on them with gaps with respect to the cylindrical openings of the bottom protection with spherical blisters interacting with the cylindrical shells of the openings of the bottom protection with the formation of gap gaps between them. On the periphery of the bottom protection, thrusts are evenly distributed over its outer part, pairwise and symmetrically located relative to the openings, interacting at one end with a power annular bandage at the periphery of the thermal protection, and at the other with the frame in its upper peripheral part. In the central part, the bottom protection is fixed through an annular bandage by another group of rods also with a frame in its upper central part (see Liquid rocket engine, F02K 9/97 RF patent No. 2524483 of 07.27.2014 - prototype).
В известном многокамерном жидкостном ракетном двигателе обеспечивается возможность управления ракетой - носителем с высокой экономичностью не только по тангажу и рысканию, но и по крену за счет качания четырех камер в главных плоскостях стабилизации при малых осевых размерах двигателя. Донная защита препятствует попаданию продуктов сгорания камер в отсек размещения других агрегатов двигателя.In the well-known multi-chamber liquid-propellant rocket engine, it is possible to control a carrier rocket with high efficiency not only in pitch and yaw, but also in roll by swinging four chambers in the main stabilization planes with small axial dimensions of the engine. The bottom protection prevents the combustion products of the chambers from entering the compartment of other engine assemblies.
Однако, для многокамерных жидкостных ракетных двигателей, имеющих общий для всех камер турбонасосный агрегат, такой способ установки зазора затруднен и связан с необходимым ужесточением требований выполнения сборочных операций, а также с необходимым повышением точности изготовления сопрягаемых деталей и узлов по силовой цепочке начиная от сопл камер, цапф, траверс, рамы передачи силы тяги, рамы донной защиты, стенки донной защиты и ее цилиндрической обечайки проема, через который вставляется камера своим соплом. В таком жидкостном ракетном двигателе при сборке блоков камер с траверсами и рамой появляется неравномерность кольцевого зазора между блистером и кольцевой обечайкой донной защиты, усугубляемая и так малыми размерами кольцевого зазора и способностью тонкостенного материала при неравномерном нагреве и неравномерном динамическом воздействии терять первоначальную форму, отличную от плоской. Сложность обеспечения равномерного зазора связана также с тем, что выявление неравномерного результирующего зазора осуществляется в конце всего процесса сборки с уже готовыми собранными блистерами на камерах, траверсами и посадочными поверхностями рамы, когда из-за особенности конструкции устранить неравномерность кольцевого зазора приемлемыми способами затруднительно. Неравномерное увеличение кольцевого зазора в одной части и уменьшение его в диаметрально противоположной части приводит к повышенному проникновению продуктов сгорания в увеличенной части, чем при равномерном кольцевом зазоре, и к возможному соприкосновению блистера с цилиндрической обечайкой в зоне минимального зазора, что усугубляется наличием вибрации блистера, сопла камеры и рамы с донной защитой при работе жидкостного ракетного двигателя и особенно при "горячем" разделении ступеней при неравномерном ударном повышении донного давления при возвратном движении продуктов сгорания от сопел камер. Для возможности сборки и для обеспечения работы двигателя приходится увеличивать номинальные размеры кольцевого зазора, что приводит к проникновению горячих газов через кольцевые зазоры и увеличению теплового воздействия на агрегаты двигателя, повышающего их температуру, что не всегда допустимо. Кроме того при "горячем" разделении ступени с многокамерным жидкостным ракетным двигателем неравномерное динамическое воздействие продуктов сгорания на донную защиту приводит к неравномерной вдоль оси симметрии двигателя деформации донной защиты и к неравномерному кольцевому зазору между донной защитой и блистерами камер. Это происходит из-за недостаточной жесткости донной защиты в конкретных местах ее взаимодействия через зазоры с блистерами камер. Утолщение листового материала донной защиты приводит к росту массы многокамерного жидкостного ракетного двигателя. Добавление количества тяг, взаимодействующих с листовым материалом донной защиты в определенных ее точках и с центральной и периферийной частью рамы также приводит к неоправданному увеличению их количества и росту массы многокамерного жидкостного ракетного двигателя.However, for multi-chamber liquid-propellant rocket engines having a turbopump assembly common to all chambers, this method of setting the clearance is difficult and is associated with the necessary tightening of the requirements for assembly operations, as well as with the necessary increase in the accuracy of manufacturing mating parts and assemblies along the power chain starting from the nozzles of the chambers, trunnions, traverse, frames for transmitting traction force, frames for bottom protection, walls for bottom protection and its cylindrical shell of the opening through which the camera is inserted with its nozzle. In such a liquid-propellant rocket engine, when assembling camera blocks with traverses and a frame, an uneven ring gap appears between the blister and the bottom shell of the bottom shell, which is aggravated by the already small size of the ring gap and the ability of thin-walled material to lose its original shape when it is heated unevenly and doesn’t work dynamically; it’s different from the flat shape . The difficulty in ensuring a uniform gap is also associated with the fact that the identification of an uneven resulting gap is carried out at the end of the entire assembly process with ready-made assembled blisters on the chambers, traverses and landing surfaces of the frame, when it is difficult to eliminate the unevenness of the annular gap due to the design peculiarity. Uneven increase in the annular gap in one part and its decrease in the diametrically opposite part leads to increased penetration of the combustion products in the enlarged part than with a uniform annular gap, and to possible contact of the blister with a cylindrical shell in the zone of the minimum gap, which is aggravated by the presence of vibration of the blister nozzle chambers and frames with bottom protection during the operation of a liquid propellant rocket engine and especially during “hot” separation of steps with an uneven shock increase in the bottom yes phenomena during the return movement of combustion products from the nozzles of the chambers. For the possibility of assembly and to ensure the operation of the engine, it is necessary to increase the nominal dimensions of the annular gap, which leads to the penetration of hot gases through the annular gaps and to increase the thermal effect on the engine assemblies, increasing their temperature, which is not always permissible. In addition, during the "hot" separation of a stage with a multi-chamber liquid-propellant rocket engine, the uneven dynamic effect of combustion products on the bottom protection leads to uneven deformation of the bottom protection along the axis of symmetry of the engine and to an uneven annular gap between the bottom protection and blisters of the chambers. This is due to insufficient rigidity of the bottom protection in specific places of its interaction through gaps with camera blisters. Thickening of the sheet material of the bottom protection leads to an increase in the mass of a multi-chamber liquid rocket engine. Adding the number of rods interacting with the sheet material of bottom protection at certain points and with the central and peripheral part of the frame also leads to an unjustified increase in their number and an increase in the mass of a multi-chamber liquid propellant rocket engine.
Задачей предлагаемого изобретения является устранение вышеуказанных недостатков и уменьшение теплового воздействия продуктов сгорания камер на агрегаты двигателя в отсеке за донной защитой при возвратном течении их от срезов сопел за счет обеспечения уменьшения монтажных кольцевых щелевых зазоров между блистерами и цилиндрическими проемами донной защиты и повышения жесткости донной защиты с одновременным обеспечением регулировки профиля донной защиты при сборке под выполненные положения камер и их блистеров.The objective of the invention is to eliminate the above drawbacks and reduce the thermal effect of the products of combustion of the chambers on the engine assemblies in the compartment behind the bottom guard when they return from the nozzle sections by reducing the mounting annular gap gaps between the blisters and the cylindrical openings of the bottom guard and increasing the rigidity of the bottom guard with at the same time ensuring adjustment of the bottom protection profile during assembly for the executed positions of the cameras and their blisters.
Указанная задача изобретения достигается тем, что в известном многокамерном жидкостном ракетном двигателе над цилиндрическими проемами донной защиты и эквидистантно цилиндрическим профилям вырезов кольцевых проемов и их цилиндрическим обечайкам установлены кольцевые трубчатые бандажи, связанные жестко со стенкой листовой донной защиты с помощью равномерно расположенных по поверхности трубчатых бандажей цилиндрических втулок, а боковыми частями, ориентированными к продольной оси симметрии двигателя, - с помощью фасонных П-образных профильных стержней, с установленными на последних регулировочными элементами вертикальных перемещений вдоль продольной оси двигателя на расположенных к продольной оси двигателя концах фасонных П-образных профильных стержней, взаимодействующими с кольцевым бандажом в центральной части донной защиты.This objective of the invention is achieved by the fact that in the known multi-chamber liquid propellant rocket engine above the cylindrical openings of the bottom protection and the equidistant cylindrical profiles of the cutouts of the annular openings and their cylindrical shells, annular tubular bandages are mounted rigidly connected to the wall of the sheet bottom protection with uniformly arranged tubular bandages of cylindrical bandages bushings, and the side parts oriented to the longitudinal axis of symmetry of the engine, using shaped U-shaped profiled bars fitted with the last elements of the adjusting vertical movements along the longitudinal axis of the engine situated on the longitudinal axis of the engine shaped ends of U-shaped profiled rods, interacting with an annular shroud at the central portion of the bottom protection.
Задача изобретения достигается также тем, что регулировочные элементы выполнены в виде Z-образных кронштейнов со шпильками и гайками на полках и выполненными на профильных стержнях проушинами.The objective of the invention is also achieved by the fact that the adjusting elements are made in the form of Z-shaped brackets with studs and nuts on the shelves and eyelets made on profile rods.
Предлагаемое изобретение представлено на чертеже фиг. 1-8 (на фиг. 1- проекционный вид спереди на многокамерный жидкостный ракетный двигатель, на фиг. 2 - вид сверху, на фиг. 3 - аксонометрическая проекция многокамерного жидкостного ракетного двигателя, на фиг. 4 - донная защита отдельно в аксонометрической проекции, на фиг. 5 - элементы донной защиты (местный вид А и местный вид Б с фиг. 4), в том числе регулировочные элементы и фиксаторы конечного положения, на фиг. 6 - местный вид В с вида сверху (фиг. 2), где показан клапан горючего камеры, на фиг. 7 - разрез А-А камеры с блистером и с элементами донной защиты, на фиг. 8 - местный вид Г (с фиг. 7) с разреза А-А (фиг. 6) с изображением кольцевого зазора между блистером и элементами донной защиты), где показаны следующие агрегаты:The invention is presented in the drawing of FIG. 1-8 (in Fig. 1 is a projection front view of a multi-chamber liquid rocket engine, in Fig. 2 is a top view, in Fig. 3 is a perspective view of a multi-chamber liquid rocket engine, in Fig. 4 is a bottom protection separately in a perspective view, in Fig. 5 - elements of bottom protection (local view A and local view B from Fig. 4), including adjusting elements and end position locks, in Fig. 6 - local view B from top view (Fig. 2), where the valve of the combustible chamber is shown, in Fig. 7 is a section AA of the chamber with a blister and with bottom protection elements, in Fig. 8 is a local view G (with Fig. 7) from section AA (Fig. 6) with the image of the annular gap between the blister and the bottom protection elements), which shows the following units:
1. Камера;1. Camera;
2. Сопло;2. Nozzle;
3. Срез сопла;3. The nozzle cut;
4. Турбонасосный агрегат;4. Turbopump unit;
5. Газогенератор;5. Gas generator;
6. Рама;6. Frame;
7. Клапан пуска окислителя;7. Valve start oxidizer;
8. Клапан пуска горючего;8. Fuel start valve;
9. Клапан окислителя газогенератора;9. The valve of the oxidizer of the gas generator;
10. Клапан горючего газогенератора;10. The valve of a combustible gas generator;
11. Клапан горючего камеры;11. The valve of the fuel chamber;
12. Регулятор;12. Regulator;
13. Цапфа;13. Axle;
14. Цапфа;14. Axle;
15 Траверса;15 Traverse;
16. Траверса;16. Traverse;
17. Донная защита;17. Ground protection;
18. Цилиндрический проем;18. The cylindrical opening;
19. Тяга;19. Thrust;
20. Привалочная плоскость рамы;20. The mounting plane of the frame;
21. Продольная ось симметрии многокамерного жидкостного двигателя;21. The longitudinal axis of symmetry of the multi-chamber liquid engine;
22. Кольцевой бурт;22. Ring shoulder;
23. Сферический блистер;23. Spherical blister;
24. Цилиндрическая обечайка цилиндрического проема донной защиты;24. A cylindrical shell of a cylindrical bottom opening;
25. Кольцевой зазор;25. Ring clearance;
26. Продольная ось симметрии камеры;26. The longitudinal axis of symmetry of the chamber;
27. Цилиндрическая профильная вставка;27. Cylindrical profile insert;
28. Трубчатый кольцевой бандаж;28. Tubular annular bandage;
29. Стенка донной защиты;29. Wall bottom protection;
30. Цилиндрическая втулка;30. The cylindrical sleeve;
31. П-образный профильный стержень;31. U-shaped profile rod;
32. Регулировочный элемент;32. Adjusting element;
33. Фиксатор конечного положения;33. End position lock;
34. Часть профильного стержня, ориентированная к продольной оси симметрии двигателя;34. Part of the profile rod, oriented to the longitudinal axis of symmetry of the engine;
35. Центральная часть донной защиты;35. The central part of the bottom protection;
36. Z-образный кронштейн;36. Z-shaped bracket;
37. Шпилька;37. Hairpin;
38. Гайка;38. Nut;
39. Полка;39. Shelf;
40. Проушина;40. Eye;
41. Рулевая машинка.41. The steering machine.
Многокамерный жидкостный ракетный двигатель содержит несколько, например, четыре, камеры 1 с соплами 2 и их срезами 3, турбонасосный агрегат 4, который выполнен общим для всех камер 1, газогенератор 5, раму 6, агрегаты автоматики, включающие клапан пуска окислителя 7, клапан пуска горючего 8, клапан окислителя 9 и горючего 10 для питания газогенератора 5, клапан горючего 11 на линии питания камеры 1 и регулятор 12 на линии горючего питания газогенератора 5. В камерах 1 выполнены цапфы 13 и 14, взаимодействующие с траверсами 15 и 16, установленными в нижней части рамы 6. Донная защита 17 установлена в нижней части многокамерного жидкостного ракетного двигателя, содержит цилиндрические проемы 18. Донная защита 17 закреплена за нижнюю часть рамы 5 с помощью тяг 19 параллельно привалочной плоскости 20 рамы 5. Цилиндрические проемы 18 донной защиты 17 выполнены равномерно вокруг продольной оси симметрии 21 многокамерного жидкостного двигателя. Камеры 1 установлены своими соплами 2 в цилиндрических проемах 18. Причем, установка камер 1 в цилиндрических проемах 18 выполнена по местам сборки камер 1 цапфами 13 и 14 в траверсах 15 и 16, далее траверс 15 и 16 в раме 5. Кроме того, камеры 1 выполнены в пределах назначенных допусков и фактической точности технологического оборудования. Камеры 1 с соплами 2, с цапфами 13 и 14 выполнены с возможностью качания в траверсах 15 и 16. Траверсы 15 и 16 соединены с рамой 5. На внешних частях сопел 2 камер 1 выполнены кольцевые бурты 22. На внешних частях сопел 2 установлены сферические блистеры 23, взаимодействующие с цилиндрическими обечайками 24 цилиндрических проемов 18 донной защиты 17 с образованием кольцевых зазоров 25 между ними. Кольцевой бандаж 26 на периферии донной защиты 17, равномерно связан с рамой 6 одной группой тяг 19, попарно и симметрично расположенных относительно проемов 18, и в центральной части донной защиты 17 с рамой в ее центральной части другой группой тяг 19. Над цилиндрическими проемами 18 донной защиты 17 и эквидистантно цилиндрическим профилям 27 вырезов кольцевых проемов 18 и их цилиндрическим обечайкам проемов 18 донной защиты 17 установлены кольцевые трубчатые кольцевые бандажи 28, связанные жестко со стенкой 29 листовой донной защиты 17 с помощью равномерно расположенных по поверхности трубчатых бандажей 28 цилиндрических втулок 30, а боковыми частями, ориентированными к продольной оси симметрии двигателя 21, - с помощью фасонных П-образных профильных стержней 31, с установленными на последних регулировочными элементами 32 вертикальных перемещений вдоль продольной оси двигателя и фиксаторами конечных положений 33 на расположенных к продольной оси двигателя концах 34 фасонных П-образных профильных стержней 31, взаимодействующими с трубчатым кольцевым бандажом 28 в центральной части 35 донной защиты 17. Регулировочные элементы 32 выполнены в виде Z-образных кронштейнов 36 со шпильками 37 и гайками 38 на полках 39 и на ориентированных к продольной оси симметрии двигателя 21 частях 34 П-образных профильных стержней 31 проушинами 40. Для управления вектором тяги в многокамерном жидкостном ракетном двигателе установлены рулевые машинки 41, взаимодействующие с одной стороны с рамой 6, а другой - с камерами 1 в их верхней части.A multi-chamber liquid-propellant rocket engine contains several, for example, four,
Многокамерный жидкостный ракетный двигатель работает следующим образом. При окончательной сборке перечисленных выше входящих в многокамерный жидкостный ракетный двигатель узлов и деталей контролируется равномерность кольцевых зазоров 25 между сферическими блистерами 23 и цилиндрическими обечайками 24 цилиндрических проемов 18 донной защиты 17. При сборке кольцевой зазор 25 между сферическим блистером 23 и цилиндрической обечайкой проема донной защиты 24 даже в пределах допустимых размеров получается неравномерным по высоте и диаметру цилиндрического проема 18 в конце всего процесса сборки с уже готовыми собранными сферическими блистерами 23 на соплах 2 камер 1, траверсами 15 и 16 и рамой 6. Причем, для каждой камеры 1 кольцевые зазоры 25 получаются со своими размерами как по высоте так и по диаметрам. За счет регулировочных элементов 32, а именно шпилек 37 и гаек 38 фасонные П-образные профильные стержни 31 перемещаются проушинами 40 вдоль продольной оси симметрии 21, опираясь на Z-образные кронштейны 36 и таким образом вместе с тягами 19 и трубчатыми кольцевыми бандажами 28 обеспечивают регулировку размеров кольцевых зазоров 25 для каждой камеры 1 в отдельности в пределах упругих деформаций стенки донной защиты 29 по высоте. При достижении необходимых размеров кольцевого зазора 25 регулировочные элементы 32 с помощью фиксаторов конечного положения 33 фиксируются, причем на каждой камере 1 в отдельности, чем обеспечиваются минимальные равномерные кольцевые зазоры 25 на всех камерах 1 в отдельности вне зависимости друг от друга. Это уменьшает тепловое воздействие продуктов сгорания камер 1 на агрегаты двигателя в отсеке за донной защитой 17 при возвратном течении их от срезов сопел 2 за счет обеспечения уменьшения монтажных кольцевых зазоров 25 между сферическими блистерами 23 и цилиндрическими проемами 18 донной защиты 17 и повышения жесткости донной защиты 17 с одновременным обеспечением регулировки профиля донной защиты при сборке под выполненные положения камер 1 и их сферических блистеров 23.Multi-chamber liquid rocket engine operates as follows. During the final assembly of the above-mentioned assemblies and parts included in the multi-chamber liquid-propellant rocket engine, the uniformity of the
В полете многокамерный жидкостный ракетный двигатель работает следующим образом. Окислитель поступает от клапана пуска окислителя 7 в турбонасосный агрегат 4, а далее через клапан окислителя 9 в газогенератор 5. Горючее поступает от клапана пуска горючего 8 в турбонасосный агрегат 4, а далее через капан горючего 10 и регулятор 12 в газогенератор 5. Продукты сгорания из газогенератора 5 поступают на турбину турбонасосного агрегата 4, а далее на четыре камеры 1.In flight, a multi-chamber liquid propellant rocket engine operates as follows. The oxidizing agent comes from the start valve of the
Кроме того, горючее поступает от турбонасосного агрегата 4 через дроссель 50 и клапан горючего 11 на охлаждение камер 1. Управление вектором тяги осуществляется отклонением камер 1 в траверсах 15 и 16 с помощью рулевых машинок 41. За счет корректировки кольцевых зазоров 25 между сферическими блистерами 23 и цилиндрическими обечайками 24 цилиндрических проемов 18 донной защиты 17 не происходит превышение газодинамического и теплового воздействия продуктов сгорания камер 1 на двигательный отсек за донной защитой 17.In addition, the fuel comes from the
Применение предлагаемого технического решения уменьшает тепловое воздействие продуктов сгорания камер на агрегаты двигателя в отсеке за донной защитой при возвратном течении их от срезов сопел за счет уменьшения монтажных кольцевых щелевых зазоров между блистерами и цилиндрическими проемами донной защиты с обеспечением равномерных кольцевых зазоров, чем обеспечивается расчетная рабочая температура агрегатов и надежность их работы.The application of the proposed technical solution reduces the thermal effect of the combustion products of the chambers on the engine assemblies in the compartment behind the bottom protection when they return from the nozzle sections by reducing the mounting annular gap gaps between the blisters and the cylindrical openings of the bottom protection ensuring uniform annular gaps, which ensures the calculated operating temperature units and the reliability of their work.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019106472A RU2703860C1 (en) | 2019-03-06 | 2019-03-06 | Multi-chamber liquid-propellant engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019106472A RU2703860C1 (en) | 2019-03-06 | 2019-03-06 | Multi-chamber liquid-propellant engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2703860C1 true RU2703860C1 (en) | 2019-10-22 |
Family
ID=68318435
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2019106472A RU2703860C1 (en) | 2019-03-06 | 2019-03-06 | Multi-chamber liquid-propellant engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2703860C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113184223A (en) * | 2020-03-13 | 2021-07-30 | 北京星际荣耀空间科技股份有限公司 | Engine supporting device and carrier rocket |
| RU2755363C1 (en) * | 2021-01-19 | 2021-09-15 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Multi-chamber liquid propellant rocket engine |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3146589A (en) * | 1958-11-12 | 1964-09-01 | Atlantic Res Corp | Rocket nozzle |
| GB1038485A (en) * | 1962-10-17 | 1966-08-10 | United Aircraft Corp | Jet propulsion power plant |
| RU2524483C1 (en) * | 2013-02-20 | 2014-07-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Liquid propellant rocket engine |
| RU2611707C1 (en) * | 2016-03-31 | 2017-02-28 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Multi-chambered liquid-propellant rocket engine |
-
2019
- 2019-03-06 RU RU2019106472A patent/RU2703860C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3146589A (en) * | 1958-11-12 | 1964-09-01 | Atlantic Res Corp | Rocket nozzle |
| GB1038485A (en) * | 1962-10-17 | 1966-08-10 | United Aircraft Corp | Jet propulsion power plant |
| RU2524483C1 (en) * | 2013-02-20 | 2014-07-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Liquid propellant rocket engine |
| RU2611707C1 (en) * | 2016-03-31 | 2017-02-28 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Multi-chambered liquid-propellant rocket engine |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113184223A (en) * | 2020-03-13 | 2021-07-30 | 北京星际荣耀空间科技股份有限公司 | Engine supporting device and carrier rocket |
| RU2755363C1 (en) * | 2021-01-19 | 2021-09-15 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Multi-chamber liquid propellant rocket engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2703860C1 (en) | Multi-chamber liquid-propellant engine | |
| EP3671039B1 (en) | Multipoint fuel injection system with heat shield | |
| US20120198851A1 (en) | Traversing fuel nozzles in cap-less combustor assembly | |
| US4304522A (en) | Turbine bearing support | |
| US20170146241A1 (en) | Shell and tiled liner arrangement for a combustor | |
| EP2952813B1 (en) | Combustor with tiled liner | |
| US7861531B2 (en) | Fairing for a combustion chamber end wall | |
| EP0471438A1 (en) | Gas turbine engine combustor | |
| RU2524483C1 (en) | Liquid propellant rocket engine | |
| EP2846097A2 (en) | A gas turbine combustion chamber with tiles having film cooling apertures | |
| JP2006207584A (en) | Turbine engine stator including shape memory alloy and clearance control method | |
| JP2017053343A (en) | Bearing housing and related bearing assembly for gas turbine engine | |
| US9470422B2 (en) | Gas turbine structural mounting arrangement between combustion gas duct annular chamber and turbine vane carrier | |
| EP1801503A2 (en) | Combustor nozzle | |
| RU2611707C1 (en) | Multi-chambered liquid-propellant rocket engine | |
| CN107849939A (en) | Spoke mounting arrangement | |
| RU2755363C1 (en) | Multi-chamber liquid propellant rocket engine | |
| RU2478535C1 (en) | Carrier rocket tail compartment bottom protection | |
| US2807139A (en) | Air-jacketed combustion chambers for jet propulsion engines, gas turbines and the like | |
| JP5268441B2 (en) | Flange with axially extending bore for gas turbine engine clearance control | |
| US20170037814A1 (en) | Catalyst chamber with a catalyst bed embedded therein for a monopropellant thruster of a rocket engine | |
| US11840994B2 (en) | Multipoint fuel injection device | |
| EP0841520B1 (en) | Gas turbine engine combustor | |
| RU2698780C1 (en) | Propulsion system | |
| RU2680282C1 (en) | Mixing head of gas generator |