RU2708014C1 - Method for completion of liquid-propellant engine with afterburning with controlled vector of thrust - Google Patents

Method for completion of liquid-propellant engine with afterburning with controlled vector of thrust Download PDF

Info

Publication number
RU2708014C1
RU2708014C1 RU2019112770A RU2019112770A RU2708014C1 RU 2708014 C1 RU2708014 C1 RU 2708014C1 RU 2019112770 A RU2019112770 A RU 2019112770A RU 2019112770 A RU2019112770 A RU 2019112770A RU 2708014 C1 RU2708014 C1 RU 2708014C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nozzle
cardan
trunnions
liquid
chamber
Prior art date
Application number
RU2019112770A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Виктор Дмитриевич Горохов
Валентина Петровна Космачёва
Николай Васильевич Подгорный
Валерий Митрофанович Фомин
Original Assignee
Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" filed Critical Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики"
Priority to RU2019112770A priority Critical patent/RU2708014C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2708014C1 publication Critical patent/RU2708014C1/en

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
    • F02K9/62—Combustion or thrust chambers
    • F02K9/66—Combustion or thrust chambers of the rotary type
    • 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
    • F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Automatic Assembly (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

FIELD: rocket equipment.
SUBSTANCE: invention relates to rocket engineering, and more specifically to methods for assembling liquid-propellant rocket engines with afterburning with controlled thrust vector. Method of assembling liquid-propellant engine with afterburning with controlled thrust vector, comprising operations of chamber housing assembly made of cylindrical part, convergent and divergent sections of nozzle, with cardan installed along periphery of joint of tapering section of nozzle with expanding beam, and then with trunnions and frame of liquid-propellant rocket engine, wherein cardan installation is performed before operation of connection of cases of convergent and divergent part of nozzle, cardan is separated by means of technological devices with the possibility of fixation from longitudinal and transverse displacements of it during operations of assembling of bodies of convergent and divergent sections of nozzle, two cases of convergent and divergent part of nozzle are connected, for example, by welding, and installation of cardan in trunnions of chambers and in trunnions of traverses, assembly of crossarms with frame is performed after complete cycle of chamber manufacturing.
EFFECT: invention provides for reduction of radial dimensions and weight of engine due to possibility of making cardan in form of solid monolithic block by means of volumetric forming without connectors of power perimeter part and trunnions.
1 cl, 13 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике, в которой создание жидкостных ракетных двигателей с минимально возможной массой, минимально возможными продольными и радиальными габаритами, что является актуальным, особенно для жидкостных ракетных двигателей верхних ступеней ракет-носителей, а более конкретно, к способам комплектации жидкостных ракетных двигателей с дожиганием с управляемым вектором тяги.The invention relates to rocket technology, in which the creation of liquid rocket engines with the smallest possible mass, the smallest possible longitudinal and radial dimensions, which is relevant, especially for liquid rocket engines of the upper stages of launch vehicles, and more particularly, to methods for assembling liquid rocket engines with afterburning with controlled thrust vector.

Известны способы комплектации жидкостных ракетных двигателей с дожиганием с управляемым вектором тяги, включающие операции сборки корпуса камеры, выполненного из цилиндрической части, сужающегося и расширяющегося участков сопла, с карданом, устанавливаемым на смесительной головке камеры и далее с цапфами траверс и рамой жидкостного ракетного двигателя, магистраль изменяемого направления подвода генераторного газа с избытком одного из компонентов к смесительной головке камеры, расположенную выходной частью вдоль продольной оси камеры и магистраль подвода недостающего в генераторном газе компонента, например, горючего, к камерам (см. описание патента РФ на полезную модель №72019 по МПК F02K 9/66, F02K 9/42 от 14.09.2007 г.).Known methods for assembling liquid-propellant rocket engines with afterburning with a controlled thrust vector, including assembly operations of a chamber body made of a cylindrical part, tapering and expanding portions of the nozzle, with a cardan mounted on the mixing head of the chamber and then with trunnion trunnions and a liquid propellant engine frame, highway variable direction of supply of generator gas with an excess of one of the components to the mixing head of the chamber, located with the outlet part along the longitudinal axis of the chamber Temperature and supply line missing component in the gas generator, such as fuel, to the cameras (see. Russian patent for utility model description №72019 IPC F02K 9/66, F02K 9/42 from 14.09.2007).

При таком способе комплектации каждый из входящих в состав жидкостного ракетного двигателя узлов, комплектуемых и в дальнейшем собираемых в одно целое жидкостного ракетного двигателя, проходит полный цикл автономной параллельной сборки. В соответствии с таким технологическим процессом разработки и изготовления узлов жидкостного ракетного двигателя выбор размеров сопрягаемых частей камеры, кардана и рамы, а также других узлов обусловлен размерами гибкого трубопровода для подвода генераторного газа к смесительной головке камеры. Узел качания имеет относительно малые радиальные габариты. В таком жидкостном ракетном двигателе размещение узла качания, обладающего относительной конструктивной простотой, опорной частью на смесительной головке камеры, позволяет управлять вектором тяги, однако требует увеличения осевых габаритов двигательного отсека.With this method of assembly, each of the components included in the composition of a liquid rocket engine, which are completed and subsequently assembled into a single unit of a liquid rocket engine, goes through a complete cycle of autonomous parallel assembly. In accordance with such a technological process for the development and manufacture of components of a liquid-propellant rocket engine, the choice of sizes of the mating parts of the chamber, cardan and frame, as well as other nodes, is determined by the dimensions of the flexible pipeline for supplying generator gas to the mixing head of the chamber. The swing unit has a relatively small radial dimensions. In such a liquid-propellant rocket engine, the placement of the swing unit, which has relative structural simplicity and the supporting part on the mixing head of the chamber, makes it possible to control the thrust vector, but it requires an increase in the axial dimensions of the engine compartment.

Недостатком двигательных установок верхних ступеней ракет - носителей с размещением узла качания над смесительными головками камер и заданными углами качания камер в карданном подвесе является то, что это размещение приводит к необходимости увеличивать радиальные габариты отсека размещения сопел двигателей в его нижней части из-за значительных размеров выходных сечений сопел и их «размаха» при качании. Наиболее значительные амплитуды перемещения среза сопла получаются в жидкостных ракетных двигателях верхних ступеней ракет-носителей с длинными соплами высоких степеней расширения. При форсировании по тяге таких двигателей с ограничением давления продуктов сгорания в камерах в заданных радиальных габаритах двигательного отсека существует ограничение по уровню форсирования и по достижимым степеням расширения сопел (по экономичности) или по углам качания камер, что не всегда приемлемо.The disadvantage of the propulsion systems of the upper stages of launch vehicles with the placement of the swing unit above the mixing heads of the chambers and the given angles of swing of the chambers in the gimbal is that this arrangement makes it necessary to increase the radial dimensions of the engine nozzle compartment in its lower part due to the significant output sizes sections of nozzles and their "swing" when swinging. The most significant amplitudes of displacement of the nozzle exit are obtained in liquid rocket engines of the upper stages of launch vehicles with long nozzles of high degrees of expansion. When such engines are forced to thrust with a restriction of the pressure of the combustion products in the chambers in the given radial dimensions of the engine compartment, there is a restriction on the level of forcing and on the achievable degree of expansion of the nozzles (on economy) or on the angles of the chambers, which is not always acceptable.

Известен также способ комплектации жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги, включающий операции сборки корпуса камеры, выполненного из цилиндрической части, сужающегося и расширяющегося участков сопла, с монолитным карданом, устанавливаемым в районе минимального сечения сопла камеры по периферии стыка корпуса, сужающегося участка сопла с расширяющимся, и далее с цапфами траверс и рамой жидкостного ракетного двигателя. Кардан с узлом его сопряжения с камерой собирается со стороны цилиндрической части камеры с последующим креплением к цапфам камеры и к траверсам рамы (см. патент РФ по МПК F02K 9/66 №2409754 за 2009 г.).There is also known a method of completing a liquid-propellant rocket engine with afterburning with a controlled thrust vector, which includes assembling the chamber body made of a cylindrical part, tapering and expanding sections of the nozzle, with a monolithic cardan installed in the region of the minimum section of the nozzle of the chamber at the periphery of the junction of the tapering section of the nozzle with expanding, and further with trunnion trunnions and a liquid rocket engine frame. A cardan with its interface unit with the camera is assembled from the side of the cylindrical part of the camera with subsequent fastening to the trunnions of the camera and to the frame traverses (see RF patent for IPC F02K 9/66 No. 2409754 for 2009).

Осевые и радиальные габариты в таком жидкостном ракетном двигателе можно уменьшить. Однако в данном случае неиспользованной является периферийная часть минимального сечения сопла камеры, кардан приходится выполнять с размерами, превышающими наружный диаметр камеры, что является ограничением по уменьшению радиальных габаритов кардана и массы жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги. В жидкостном ракетном двигателе с дожиганием с управляемым вектором тяги с качанием только камеры радиальные габариты и длины участков гибких магистралей подвода генераторного газа и одного из компонентов для охлаждения камеры, расположенных по периферии кардана, в связи с этим также увеличиваются, что приводит к увеличению массы.The axial and radial dimensions in such a liquid rocket engine can be reduced. However, in this case, the peripheral part of the minimum section of the nozzle of the chamber is unused; the cardan has to be dimensioned in excess of the outer diameter of the chamber, which is a limitation on the reduction of the radial dimensions of the cardan and the mass of the liquid-propellant rocket engine with afterburning with a controlled thrust vector. In a liquid-propellant rocket engine with a controlled thrust vector with rocking, only the chambers have radial dimensions and lengths of sections of the flexible lines for supplying generator gas and one of the components for cooling the chambers located on the periphery of the universal joint, which also increase, which leads to an increase in mass.

Известен также способ комплектации жидкостных ракетных двигателей с дожиганием с управляемым вектором тяги, включающий операции сборки корпуса камеры, выполненного из цилиндрической части, сужающегося и расширяющегося участков сопла, с карданом, устанавливаемым в районе минимального сечения сопла камеры по периферии стыка корпуса сужающегося участка сопла с расширяющимся, и далее с цапфами траверс и рамой жидкостного ракетного двигателя, в котором кардан собирается в составе жидкостного ракетного двигателя одним из последних, и собирается из отдельных полок рамки кардана, соединяемых в процессе сборки друг с другом с помощью элементов разъемного соединения, шпилек, болтов, гаек и т.п. (см. описание к в патенту РФ по МПК F02K 9/80 патент РФ №2579293 от 24.03.2015 г., рис. 4 - прототип).There is also known a method of assembling liquid-propellant rocket engines with afterburning with a controlled thrust vector, which includes assembling the chamber body made of a cylindrical part, tapering and expanding sections of the nozzle, with a gimbal installed in the region of the minimum section of the chamber nozzle at the periphery of the junction of the body of the tapering section of the nozzle with expanding , and then with the trunnion trunnions and the frame of a liquid rocket engine, in which the cardan is assembled as one of the last rocket engines, and It is made from separate shelves of the cardan frame, which are connected to each other during assembly using detachable elements, studs, bolts, nuts, etc. (see the description of the RF patent for IPC F02K 9/80 RF patent No. 2579293 of 03.24.2015, Fig. 4 - prototype).

В известном способе комплектации жидкостного ракетного двигателя с дожиганием генераторного газа с управляемым вектором тяги габариты кардана в меньшей степени зависят от размеров цилиндрической части камеры, так как сборку разборного кардана можно осуществлять в районе минимального сечения сопла камеры, диаметр которого меньше диаметра цилиндрической части камеры. Однако разборный кардан в этом случае имеет значительную массу из-за прочностных ограничений именно разъемных соединений, из-за чего приходится нерационально увеличивать толщину и массу стенок полок кардана и кардана в целом. Особенно значительно увеличение массы кардана наблюдается для жидкостных ракетных двигателей с дожиганием с управляемым вектором тяги форсируемых до больших значений тяги камеры.In the known method for assembling a liquid-propellant rocket engine with afterburning of a generator gas with a controlled thrust vector, the dimensions of the cardan are less dependent on the dimensions of the cylindrical part of the chamber, since the collapsible cardan can be assembled in the region of the minimum section of the nozzle of the chamber, the diameter of which is smaller than the diameter of the cylindrical part of the chamber. However, the collapsible cardan in this case has a significant mass due to the strength limitations of the detachable joints, due to which it is necessary to irrationally increase the thickness and weight of the walls of the shelves of the cardan and the cardan as a whole. A particularly significant increase in the mass of the cardan is observed for liquid-propellant rocket engines with afterburning with a controlled thrust vector forcing to large values of the chamber thrust.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение вышеуказанных недостатков и значительного снижение радиальных габаритов и массы жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги за счет обеспечения возможности изготовления кардана в виде цельного монолитного блока с помощью объемной штамповки без разъемов силовой периметрической части и цапф и рационального использования свободного пространства по периферии минимального сечения сопла камеры с максимальным приближением кардана к корпусу минимального сечения сопла камеры.The objective of the invention is to eliminate the above disadvantages and significantly reduce the radial dimensions and mass of a liquid-propellant rocket engine with afterburning with a controlled thrust vector by providing the possibility of manufacturing a universal joint in the form of a solid monolithic block using die forging without connectors of the power perimeter part and trunnions and rational use of free space on the periphery of the minimum section of the nozzle of the chamber with a maximum proximity of the universal joint to the housing of the minimum about the cross section of the nozzle chamber.

Приведенные выше недостатки исключены в предполагаемом изобретении.The above disadvantages are excluded in the proposed invention.

Указанная задача изобретения достигается тем, что в способе комплектации жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги установку кардана осуществляют перед операцией соединения корпусов сужающейся и расширяющейся части сопла, кардан раскрепляют с помощью технологических приспособлений с возможностью фиксации от продольных и поперечных перемещений его при операциях сборки корпусов сужающегося и расширяющегося участков сопла, соединяют два корпуса сужающейся и расширяющейся части сопла, например, сваркой, а установку кардана в цапфах камер и в цапфах траверс, сборку траверс с рамой осуществляют после полного цикла изготовления камеры.The specified objective of the invention is achieved by the fact that in the method of completing a liquid-propellant rocket engine with afterburning with a controlled thrust vector, the installation of the cardan is carried out before the operation of connecting the bodies of the tapering and expanding part of the nozzle, the cardan is unfastened using technological devices with the possibility of fixing it from longitudinal and transverse movements during assembly operations the bodies of the tapering and expanding sections of the nozzle, connect the two bodies of the tapering and expanding parts of the nozzle, for example, by welding and the installation of the cardan in the trunnions of the chambers and in the trunnions of the traverse, the assembly of the traverse with the frame is carried out after a full cycle of manufacturing the camera.

На чертежах рис. 1 - 13 представлена реализация предлагаемого способа комплектации многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги (рис. 1 - фрагмент многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги в собранном виде с рамой, траверсами, карданом, камерой и гибкими магистралями, рис. 2 - камера с собранным карданом, рис. 3 - аксонометрический вид собранного блока камеры с гибкими магистралями, карданом, траверсами, подшипниками и рулевыми машинками, рис. 4 - аксонометрический вид собранного блока камеры с гибкими магистралями, карданом, траверсами, подшипниками и трубопроводами соединения гибких магистралей, рис. 5 - вид сверху на собранный блок камеры с гибкими магистралями, карданом, траверсами, подшипниками и рулевыми машинками, рис. 6 - собранная камера с блоком камеры и блоком расширяющейся части сопла и технологическим коаксиальным хомутом, рис. 7 - разрез по А-А (рис. 6) с изображением составных частей камеры, собираемых после установки кардана с креплением его коаксиальным хомутом, рис. 8 - увеличенный разрез кардана с камерой в собранном виде, рис. 9 - увеличенный разрез камеры до сварки корпусов блока камеры с блоком расширяющейся части сопла и после сварки, рис. 10 - аксонометрический вид схемы сварки блока камеры с блоком расширяющейся части сопла с технологическим хомутом крепления кардана, рис. 11 - аксонометрический вид с другой стороны на схему сварки блока камеры с блоком расширяющейся части сопла с технологическим хомутом крепления кардана, рис. 12 - продольный разрез сварочного стола, камеры с карданом и технологическим хомутом, центрирующего шаблона, манипулятора, мастер-кондуктора, рис. 13 - аксонометрическое изображение кардана) где:In the drawings, Fig. Figures 1 - 13 show the implementation of the proposed method for assembling a multi-chamber liquid-propellant rocket engine with afterburning with a controlled thrust vector (Fig. 1 - a fragment of a multi-chamber liquid-propellant rocket engine with afterburning with a controlled thrust vector in assembled form with a frame, traverses, a universal joint, a camera and flexible lines, fig. .2 - camera with assembled cardan, Fig. 3 - axonometric view of the assembled camera unit with flexible lines, cardan, traverses, bearings and steering machines, Fig. 4 - axonometric view of the camera early camera block with flexible highways, cardan, traverses, bearings and pipelines connecting flexible highways, Fig. 5 - top view of the assembled camera block with flexible highways, cardan, traverses, bearings and steering machines, Fig. 6 - assembled camera with camera block and a block of the expanding part of the nozzle and a technological coaxial clamp, Fig. 7 is a section along A-A (Fig. 6) with an image of the components of the chamber assembled after installing the cardan with its coaxial clamp, fig. 8 - enlarged section of the cardan with the camera in assembled form, Fig. 9 is an enlarged section of the chamber before welding the housings of the chamber block with the block of the expanding part of the nozzle and after welding, Fig. 10 is a perspective view of a welding circuit of a chamber block with a block of an expanding part of a nozzle with a technological clamp for attaching a cardan, Fig. 11 is an axonometric view from the other side of the welding circuit of the chamber block with the block of the expanding part of the nozzle with the process clamp of the cardan mount, Fig. 12 is a longitudinal section through a welding table, a chamber with a cardan and a technological clamp, a centering template, a manipulator, a master conductor, Fig. 13 - axonometric image of the cardan) where:

1. Камера;1. Camera;

2. Блок камеры сгорания;2. The block of the combustion chamber;

3. Блок расширяющейся части сопла;3. The block of the expanding part of the nozzle;

4. Смесительная головка;4. The mixing head;

5. Камера сгорания;5. The combustion chamber;

6. Участок входной части сопла;6. The plot of the inlet of the nozzle;

7. Выход блока камеры сгорания;7. The output of the combustion chamber unit;

8. Минимальное сечение сопла;8. Minimum nozzle cross-section;

9. Участок выходной части сопла;9. The plot of the outlet of the nozzle;

10. Внутренняя обечайка сопла блока камеры;10. The inner shell of the nozzle of the chamber unit;

11. Фрезерованные продольные каналы;11. Milled longitudinal channels;

12. Продольные ребра;12. Longitudinal ribs;

13. Внешний корпус камеры сгорания;13. The external housing of the combustion chamber;

14. Корпус входной части сопла;14. The body of the inlet of the nozzle;

15. Участок корпуса минимального сечения сопла;15. The housing section of the minimum nozzle section;

16. Профильная кольцевая разделка;16. Profile ring cutting;

17. Кольцевой выступ;17. Ring ledge;

18. Внутренняя обечайка блока расширяющейся части сопла;18. The inner shell of the block of the expanding part of the nozzle;

19. Фрезерованные продольные каналы;19. Milled longitudinal channels;

20. Продольные ребра;20. Longitudinal ribs;

21. Внешний корпус расширяющегося участка выходной части сопла;21. The outer casing of the expanding portion of the outlet of the nozzle;

22. Участок минимального диаметра;22. The plot of the minimum diameter;

23. Кольцевой выступ;23. Ring ledge;

24. Профильная кольцевая разделка;24. Profile ring cutting;

25. Кардан;25. Cardan;

26. Цапфа кардана;26. Axle cardan;

27. Внешняя часть кардана;27. The outer part of the universal joint;

28. Сплошная рамка кардана;28. The continuous frame of the cardan;

29. Первая плоскость стабилизации;29. The first plane of stabilization;

30. Цапфа кардана;30. Axle cardan;

31. Внешняя часть кардана;31. The outer part of the cardan;

32. Вторая плоскость стабилизации;32. The second plane of stabilization;

33. Рама;33. Frame;

34. Траверса;34. Traverse;

35. Цапфа траверсы;35. Trunnion trunnion;

36. Платик;36. Platik;

37. Кронштейн;37. Bracket;

38. Посадочное место кронштейна под подшипник;38. The seat of the bracket for the bearing;

39. Подшипник;39. Bearing;

40. Посадочное место траверсы под подшипник;40. Seating of a traverse under the bearing;

41. Подшипник;41. Bearing;

42. Коаксиальный хомут;42. Coaxial clamp;

43. Кронштейн;43. Bracket;

44. Хомут;44. Clamp;

45. Эластичная лента;45. Elastic tape;

46. Манипулятор;46. The manipulator;

47. Сварочный стапель;47. Welding jig;

48. Центрирующий шаблон;48. Centering pattern;

49. Базовая поверхность минимального сечения сопла;49. The base surface of the minimum section of the nozzle;

50. Мастер - кондуктор;50. Master - conductor;

51. Сварочный вращатель;51. Welding rotator;

52. Накладка;52. Overlay;

53. Первая составляющая часть накладки;53. The first component of the lining;

54. Вторая составляющая часть накладки;54. The second component of the lining;

55. Рулевая машинка;55. Steering machine;

56. Гибкая магистраль генераторного газа;56. Flexible gas generator line;

57. Гибкая магистраль одного из компонентов для охлаждения камеры.57. A flexible line of one of the components for cooling the chamber.

Реализация указанного способа комплектации жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги осуществляется выполнением следующей последовательности операций. Камера 1 в соответствии с технологическим процессом собирается из нескольких составных частей и состоит из блока камеры сгорания 2 и блока расширяющейся части сопла 3. Блок камеры сгорания 2 состоит из смесительной головки 4, камеры сгорания 5 и участка входной части сопла 6. На выходе 7 по потоку продуктов сгорания блок камеры сгорания 2 содержит минимальное сечение сопла 8 и далее расширяющийся участок выходной части сопла 9. Блок камеры сгорания 2 состоит из внутренней обечайки 10, как правило, выполненной из высокотеплопроводного жаростойкого материала с фрезерованными продольными каналами 11 для подачи одного из компонентов в качестве охладителя, скрепленного по вершинам продольных ребер 12 с внешним корпусом 13 камеры сгорания 5, корпуса 14 входной части сопла 6, участка корпуса 15 минимального сечения сопла 8 и профильную кольцевую разделку 16 расширяющегося участка выходной части сопла 9. Внутренняя обечайка 10 блока камеры сгорания 2 после пайки с корпусом 13 и окончательной обработки имеет выступающий в продольном направлении кольцевой выступ 17, предназначенный для последующей сварки с блоком расширяющейся части сопла 3. Блок расширяющейся части сопла 3 состоит из внутренней обечайки 18, как правило, выполненной из жаростойкого материала с фрезерованными продольными каналами 19 для подачи одного из компонентов в качестве охладителя, скрепленного по вершинам продольных ребер 20 с внешним корпусом 21 расширяющегося участка выходной части сопла 9. Внутренняя обечайка 18 блока расширяющейся части сопла 3 после окончательного изготовления и обработки расширяющегося участка выходной части сопла 9 имеет выступающий в продольном направлении на участке минимального диаметра 22 кольцевой выступ 23, предназначенный для последующей сварки с кольцевым выступом 17 расширяющегося участка выходной части сопла 9, а на корпусе 21 - профильную кольцевую разделку 24, предназначенную для сварки с участком корпуса 16, выполненного в составе блока камеры сгорания 2.The implementation of this method of completing a liquid rocket engine with afterburning with a controlled thrust vector is carried out by the following sequence of operations. The chamber 1 in accordance with the technological process is assembled from several components and consists of a block of the combustion chamber 2 and a block of the expanding part of the nozzle 3. The block of the combustion chamber 2 consists of a mixing head 4, a combustion chamber 5 and a portion of the inlet of the nozzle 6. At the exit 7 the flow of combustion products, the block of the combustion chamber 2 contains a minimum section of the nozzle 8 and then the expanding section of the outlet part of the nozzle 9. The block of the combustion chamber 2 consists of an inner shell 10, usually made of highly heat-resistant about the material with milled longitudinal channels 11 for supplying one of the components as a cooler, fastened along the tops of the longitudinal ribs 12 with the outer casing 13 of the combustion chamber 5, the casing 14 of the inlet part of the nozzle 6, the section of the casing 15 of the minimum section of the nozzle 8 and the profile ring groove 16 expanding of the nozzle exit portion portion 9. The inner shell 10 of the block of the combustion chamber 2 after soldering with the housing 13 and finishing has a longitudinally projecting annular protrusion 17, intended for subsequent th welding with a block of the expanding part of the nozzle 3. The block of the expanding part of the nozzle 3 consists of an inner shell 18, usually made of a heat-resistant material with milled longitudinal channels 19 for supplying one of the components as a cooler, fastened along the tops of the longitudinal ribs 20 with an external casing 21 of the expanding portion of the nozzle exit portion 9. The inner shell 18 of the block of the expanding nozzle portion 3 after the final manufacturing and processing of the expanding portion of the nozzle exit portion 9 has a protruding in the one direction in the section of minimum diameter 22, an annular protrusion 23, intended for subsequent welding with an annular protrusion 17 of the expanding section of the output part of the nozzle 9, and on the housing 21, a profile annular groove 24, intended for welding with a section of the housing 16, made as part of the block of the combustion chamber 2.

Кардан 25 выполнятся в виде основы из цельномонолитного замкнутого прямоугольного профиля из стальной штампованной заготовки с выштампованными на периферии профиля заготовками под цапфы 26 с последующей их обработкой, расположенных с внешней части 27 сплошной рамки 28 в первой плоскости стабилизации 29, и цапф 30, расположенных с внешней части 31 сплошной рамки 28 во второй плоскости стабилизации 32. В связи с тем, что кардан 25 не имеет разъемных соединений, как если бы он был выполнен из двух и более частей, прочность его, как показывают расчеты, обеспечивает передачу силы тяги от камеры 1 силовой части жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги с уменьшенными габаритами кардана 25. Еще в большей степени снижение радиальных габаритов жидкостного ракетного двигателя с дожиганием генераторного газа с управляемым вектором тяги в целом достигается с применением гранульного лазерного спекания материала кардана 25 с минимальной механической обработкой только цапф 26 и 30, обеспечивающего максимальную прочность при малых габаритах.Cardan 25 will be made in the form of a base from a monolithic closed rectangular profile made of stamped steel with stamped blanks for trunnions 26 with their subsequent processing located on the outer part 27 of the solid frame 28 in the first stabilization plane 29, and trunnions 30 located on the outer part 31 of the continuous frame 28 in the second stabilization plane 32. Due to the fact that the cardan 25 does not have detachable joints, as if it were made of two or more parts, its strength, as calculations show, provides the transfer of traction force from the chamber 1 of the power part of a liquid-propellant rocket engine with a controlled thrust vector with reduced dimensions of the cardan 25. An even greater reduction in the radial dimensions of a liquid-propellant rocket engine with an afterburning of a controlled-thrust generator gas is achieved by using granular laser sintering Cardan 25 material with minimum machining of only trunnions 26 and 30, providing maximum strength with small dimensions.

По известным технологическим процессам изготавливается рама 33, траверсы 34 с цапфами 35. На корпусе 13 или 14 блока камеры сгорания 2 выполнены ответные места в виде платиков 36 под кронштейны 37 блока камеры 2, имеющие посадочные места 38 под подшипники 39, сопрягаемые с цапфами 26 кардана 25. В траверсах 34, сопрягаемых с рамой 33 в цапфах 35 выполнены посадочные места 40 под подшипники 41, сопрягаемые с цапфами 30 кардана 25.According to known technological processes, a frame 33, traverses 34 with trunnions 35 are manufactured. On the housing 13 or 14 of the combustion chamber unit 2, reciprocal places are made in the form of plates 36 under the brackets 37 of the chamber 2 unit, having seats 38 for bearings 39, mating with the axles 26 of the cardan 25. In the traverses 34, mating with the frame 33 in the pins 35 made seats 40 under the bearings 41, mating with the pins 30 of the cardan 25.

На блок камеры сгорания 2 в пространство над участками корпуса 15 и 16 устанавливается кардан 25 на равном удалении от корпуса 13 и закрепляется с помощью технологического крепежного устройства, например из коаксиального хомута 42, установленного на корпус камеры 13 и четырех связанных с цапфами 29 и 30 кронштейнов 43 с хомутами 44, снабженными на внутренних поверхностях, как и коаксиальный хомут 42, эластичными лентами 45 для исключения повреждений корпуса 13 и цапф 29 и 30 кардана при последующих производственных операциях с камерой 1 в соответствии с технологическим процессом, в том числе и при испытании на прочность и герметичность камеры 1.On the block of the combustion chamber 2 in the space above the sections of the housing 15 and 16, a cardan 25 is installed at an equal distance from the housing 13 and is fixed using a technological fastening device, for example, from a coaxial clamp 42 mounted on the housing of the chamber 13 and four brackets connected to the pins 29 and 30 43 with clamps 44 provided on the internal surfaces, as well as the coaxial clamp 42, elastic bands 45 to prevent damage to the housing 13 and axles 29 and 30 of the cardan during subsequent production operations with the camera 1 in accordance with technological process, including when testing the strength and tightness of the chamber 1.

Далее блок камеры сгорания 2 вместе с карданом 25 устанавливается с юстировкой горизонтально на манипуляторе 46 сварочного стапеля 47 с центрирующим шаблоном 48, в качестве базовой поверхности 49 использующим поверхность минимального сечения сопла 8 с креплением по внешней части корпусов 13 и 14. С помощью мастер-кондуктора 50 (одного для сборки всех камер 1 на линии сборки) устанавливается горизонтально на том же манипуляторе 46 сварочного стапеля 47 устанавливается блок расширяющейся части сопла 3, обеспечивая с помощью горизонтального перемещения и центрирования внутренней обечайки 18 относительно базовой поверхности 49 минимального сечения сопла 8. Далее производится сварка, например электронно-лучевая, кольцевых выступов 17 и 23 с применением сварочного вращателя 51. После этого с помощью накладки 52 (из двух сопрягаемых частей 53 и 54) производится сварка корпусов 13 и 21 по профильным кольцевым разделкам 16 и 24.Next, the block of the combustion chamber 2 together with the cardan 25 is installed horizontally aligned on the manipulator 46 of the welding jig 47 with a centering pattern 48, using the surface of the minimum section of the nozzle 8 with the fastening on the outer part of the housings 13 and 14 as the base surface 49. Using the master conductor 50 (one for assembling all chambers 1 on the assembly line) is installed horizontally on the same manipulator 46 of the welding jig 47, a block of the expanding part of the nozzle 3 is installed, providing horizontal and centering the inner shell 18 relative to the base surface 49 of the minimum section of the nozzle 8. Next, welding is performed, for example, electron beam, of the annular projections 17 and 23 using a welding rotator 51. After that, using the lining 52 (of the two mating parts 53 and 54) welding of housings 13 and 21 is carried out according to the profile annular cuts 16 and 24.

Далее камера 1 проходит полный цикл окончательного изготовления и испытаний и используется в качестве сборочной единицы для комплектации (сборки) жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги.Next, the chamber 1 passes the full cycle of final manufacturing and testing and is used as an assembly unit for the assembly (assembly) of a liquid-propellant rocket engine with afterburning with a controlled thrust vector.

Последующая комплектация жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги производится сборкой камеры 1 с карданом 25 с заменой технологического хомута 42 и четырех связанных с цапфами 29 и 30 кронштейнов 43 с хомутами 44 на кронштейны 37 с посадочными местами 38 и подшипниками 39, примонтированные за платики 36 с камерой 1. Траверсы 34 с цапфами 35 и посадочными местами 40 собирают с цапфами 30 кардана 25 с помощью подшипников 41. Скомплектованный блок камеры 2 с карданом 25 и траверсами 34 присоединяется к раме 33. В первой плоскости стабилизации 29 и во второй плоскости стабилизации 32 к кардану 25 с одной стороны и к раме 33 с другой примонтированы рулевые машинки 55. По периферии узла качания располагают гибкие магистрали генераторного газа 56 и гибкие магистрали одного из компонентов 57 для охлаждения камеры 1.Subsequent equipment of a liquid-propellant rocket engine with controlled thrust vectoring is carried out by assembling a chamber 1 with a cardan 25, replacing the process clamp 42 and four brackets 29 and 30 connected 43 with clamps 44 with brackets 37 with seats 38 and bearings 39 mounted on plate 36 with a chamber 1. Traverses 34 with trunnions 35 and seats 40 are assembled with trunnions 30 of the cardan 25 using bearings 41. The completed chamber unit 2 with cardan 25 and traverse 34 is connected to the frame 33. In the first plane with tabulations 29 and in the second stabilization plane 32, steering gears 55 are mounted on the cardan 25 on the one hand and on the frame 33 on the other. Flexible lines of the generator gas 56 and flexible lines of one of the components 57 for cooling the chamber 1 are arranged on the periphery of the swing unit.

За счет небольших радиальных габаритов кардана 25, максимально приближенного к камере и размещенного в участке корпуса 15 минимального сечения сопла 8 размещение кронштейнов 37 и траверс 34 выполнено с минимальными радиальными габаритами, что позволяет скомпоновать жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги в меньших габаритах и с меньшей массой.Due to the small radial dimensions of the cardan 25, which is as close as possible to the chamber and placed in the nozzle section 15 of the minimum nozzle section 8, the brackets 37 and the traverse 34 are arranged with minimal radial dimensions, which makes it possible to build a liquid-propellant rocket engine with an afterburning with a controlled thrust vector in smaller dimensions and with less weight.

Предлагаемый способ комплектации жидкостного ракетного двигателя с дожиганием обеспечивает значительное снижение радиальных габаритов и массы жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги.The proposed method for completing a liquid-propellant rocket engine with afterburning provides a significant reduction in the radial dimensions and mass of a liquid-propellant rocket engine with afterburning with a controlled thrust vector.

Claims (1)

Способ комплектации жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги, включающий операции сборки корпуса камеры, выполненного из цилиндрической части, сужающегося и расширяющегося участков сопла, с карданом, устанавливаемым по периферии стыка корпуса сужающегося участка сопла с расширяющимся, и далее с цапфами траверс и рамой жидкостного ракетного двигателя, отличающийся тем, что в нем установку кардана осуществляют перед операцией соединения корпусов сужающейся и расширяющейся части сопла, кардан раскрепляют с помощью технологических приспособлений с возможностью фиксации от продольных и поперечных перемещений его при операциях сборки корпусов сужающегося и расширяющегося участков сопла, соединяют два корпуса сужающейся и расширяющейся части сопла, например, сваркой, а установку кардана в цапфах камер и в цапфах траверс, сборку траверс с рамой осуществляют после полного цикла изготовления камеры.A method of completing a liquid-propellant rocket engine with a controlled thrust vector, including assembly operations of a camera body made of a cylindrical part, a tapering and expanding nozzle section, with a cardan mounted on the periphery of the joint of the case of a tapering nozzle section with an expanding section, and then with traverse trunnions and frame liquid rocket engine, characterized in that the installation of the cardan in it is carried out before the operation of connecting the bodies of the tapering and expanding part of the nozzle, I unfasten the cardan t using technological devices with the possibility of fixing it from longitudinal and transverse movements during assembly operations of the bodies of the tapering and expanding sections of the nozzle, connect the two bodies of the tapering and expanding parts of the nozzle, for example, by welding, and the installation of the cardan in the trunnions of the chambers and in the trunnions, traverse assembly with the frame is carried out after a full cycle of manufacturing the camera.
RU2019112770A 2019-04-25 2019-04-25 Method for completion of liquid-propellant engine with afterburning with controlled vector of thrust RU2708014C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019112770A RU2708014C1 (en) 2019-04-25 2019-04-25 Method for completion of liquid-propellant engine with afterburning with controlled vector of thrust

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019112770A RU2708014C1 (en) 2019-04-25 2019-04-25 Method for completion of liquid-propellant engine with afterburning with controlled vector of thrust

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2708014C1 true RU2708014C1 (en) 2019-12-03

Family

ID=68836341

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019112770A RU2708014C1 (en) 2019-04-25 2019-04-25 Method for completion of liquid-propellant engine with afterburning with controlled vector of thrust

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2708014C1 (en)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2073451A7 (en) * 1969-12-05 1971-10-01 Messerschmitt Boelkow Blohm
RU2158666C2 (en) * 1999-02-04 2000-11-10 Открытое акционерное общество НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко Method of manufacturing welded-soldered structure
RU2526998C2 (en) * 2012-11-30 2014-08-27 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Method of lfre chamber geometrical axis installation and compensating closing device for its implementation
RU2579293C1 (en) * 2015-03-24 2016-04-10 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Liquid propellant engine with thrust vector control

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2073451A7 (en) * 1969-12-05 1971-10-01 Messerschmitt Boelkow Blohm
RU2158666C2 (en) * 1999-02-04 2000-11-10 Открытое акционерное общество НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко Method of manufacturing welded-soldered structure
RU2526998C2 (en) * 2012-11-30 2014-08-27 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Method of lfre chamber geometrical axis installation and compensating closing device for its implementation
RU2579293C1 (en) * 2015-03-24 2016-04-10 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Liquid propellant engine with thrust vector control

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Gradl et al. Additive manufacturing and hot-fire testing of liquid rocket channel wall nozzles using blown powder directed energy deposition inconel 625 and JBK-75 Alloys
Gill et al. Liquid rocket engine injectors
US20040144831A1 (en) Method of and apparatus for friction stir welding
KR101598868B1 (en) Turbine combustion system coupling with adjustable wear pad and corresponding assembling method
CN109834396B (en) Composite tool for welding thrust chamber and thrust chamber welding process
EP1174209B1 (en) Method of repairing combustion chamber liners
US20030183606A1 (en) Method for manufacturing outlet nozzles for rocket engines
US8056346B2 (en) Combustor
US5371945A (en) Method of making a tubular combustion chamber construction
US5701733A (en) Double rabbet combustor mount
RU2708014C1 (en) Method for completion of liquid-propellant engine with afterburning with controlled vector of thrust
US20180051576A1 (en) Cooling circuit for a multi-wall blade
US6134782A (en) Method of forming a rocket thrust chamber
US5473817A (en) Method of making cooled rocket combustion chamber construction
CN102852669B (en) Modularized reusable multiunit circle-to-square compression ratio plug nozzle testing device
CN110617115B (en) Turbine engine guide ring assembly produced by additive manufacturing mode
RU2707997C1 (en) Liquid-propellant rocket engine with controlled vector of thrust
US10208608B2 (en) Cooling circuit for a multi-wall blade
RU2220313C2 (en) Rocket engine chamber housing
RU2611707C1 (en) Multi-chambered liquid-propellant rocket engine
CN115081231B (en) Machine box assembly deviation modeling method
RU205003U1 (en) UNIVERSAL TECHNOLOGICAL SIMULATOR OF THE POWER STRUCTURE OF THE SPACE VEHICLE CASE
Sápi et al. Structural development and manufacturing of the DemoP1 demonstrator
US3713293A (en) Combustion chamber and nozzle arrangement for a rocket engine
RU2755363C1 (en) Multi-chamber liquid propellant rocket engine