RU2755363C1

RU2755363C1 - Multi-chamber liquid propellant rocket engine

Info

Publication number: RU2755363C1
Application number: RU2021101059A
Authority: RU
Inventors: Егор Викторович Бастриков; Иван Юрьевич Мищенко; Николай Васильевич Подгорный
Original assignee: Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики"
Priority date: 2021-01-19
Filing date: 2021-01-19
Publication date: 2021-09-15

Abstract

FIELD: rocket engineering.

SUBSTANCE: multi-chamber liquid propellant rocket engine containing a turbopump aggregate common for all chambers, a gas generator, automation and adjustment aggregates, a frame and a base shield installed in the lower part of the engine compartment, with cylindrical openings, with nozzles of chambers with trunnions, configured to swing, installed method, with said trunnions interacting with the traverses connected with the frame, wherein located on the outer part of the nozzles of the chambers are annular collars with counterparts fixed thereon with gaps relative to the cylindrical openings of the base shield by spherical blisters interacting with cylindrical shells of the openings of the base shield, forming slot gaps between said shields therein, the parts of the annular collars not connected with the external parts of the nozzles of the chambers and the counterparts of the blisters are made with cylindrical flanges oriented by the free ends thereof in the direction of the traverses, configured to move telescopically along the longitudinal axes of symmetry of the nozzles of the chambers relative to each other and equipped with movements fixation units.

EFFECT: invention ensures reduction in the thermal impact of the combustion products of the chambers on the aggregates of the engine in the compartment behind the base shield during the return flow thereof from the nozzle cuts by reducing the assembly annular slotted gaps between the blisters and the cylindrical openings of the base shield.

3 cl, 10 dwg

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 combustion products of working engines, is an urgent problem.

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 (книга В.А. Александров и др. Ракеты-носители. Под общ. ред. С.О. Осипова Ракеты-носители, стр. 186, рис. 5.10.)Known liquid-propellant rocket engines containing a frame, bottom protection with a cylindrical opening with a rocking chamber with a nozzle installed through it, equipped with a spherical blister, installed with an annular gap relative to the shell of the cylindrical opening of the bottom protection (book by VA Aleksandrov et al. Rockets- launch vehicles. Under the general editorship of SO Osipov Launch vehicles, 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-propellant 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 gap relative to the shell of the cylindrical opening of the bottom protection. In addition, a sealing element can be installed between the blister and the shell of the bottom shield. A single-chamber liquid-propellant rocket engine requires the use of a gimbal to provide thrust vector control and a special roll control system using roll nozzles, which is not always possible according to the engine scheme and is associated with an increase in mass or a loss of economy when the pilot is ejected, as a rule, with a low temperature. gas through the roll nozzles.

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 с цилиндрическими проемами, с установленными через них соплами выполненных 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, (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 unit 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 with cylindrical openings, with nozzles installed through them, made with the possibility of swinging chambers with trunnions, interacting with the traverses connected to the frame, and on the outer part of the nozzles of the chambers there are annular collars with counterparts fixed to them with gaps relative to the cylindrical openings of the bottom protection by spherical blisters interacting with the cylindrical shells of the openings of the bottom protection with the formation of slot gaps between them, (see. Liquid propellant rocket engine, F02K 9/97 RF patent No. 2524483 dated 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.In the known multi-chamber liquid-propellant rocket engine, it is possible to control the launch vehicle with high efficiency not only in pitch and yaw, but also in roll due to the swing of four chambers, in the main stabilization planes with small axial dimensions of the engine.

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, 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 увеличение или уменьшение кольцевого зазора между блистером и кольцевой обечайкой донной защиты, усугубляемое и так малыми требуемыми размерами кольцевого зазора. Сложность обеспечения одинакового заданного малого торцевого зазора связана 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. Увеличение кольцевого зазора на одном блистере сопла одной камеры и уменьшение его на другом блистере сопла другой или трех других камер за счет регулировки установки донной защиты затруднительно и не всегда выполнимо, что в итоге приводит или касанию блистера за донную защиту или к повышенному кольцевому зазору между блистером и ответной частью донной защиты вдоль продольной оси симметрии камер, предназначенным для обеспечения заданного осевого зазора между ними. С одной стороны это приводит повышенному проникновению продуктов сгорания в том случае, когда кольцевой зазор получается увеличенным, а с другой стороны приводит к возможному соприкосновению блистера с цилиндрической обечайкой донной защиты, что усугубляется наличием вибрации блистера, сопла камеры и рамы с донной защитой при работе жидкостного ракетного двигателя. Для возможности сборки приходится увеличивать номинальные размеры продольного зазора, что приводит к проникновению горячих газов через кольцевые зазоры и увеличению теплового воздействия на агрегаты двигателя, повышающего их температуру, что не всегда допустимо. При эксцентричном кольцевом зазоре относительно продольной оси симметрии камеры между блистером и обечайкой цилиндрического проема донной защиты задача получения равномерного кольцевого зазора концентрично продольной оси симметрии камеры решается техническим решением, изложенным в патенте РФ №2611707 от 31.03.2016. При концентричном расположении сферического блистера и обечайки цилиндрического проема донной защиты и при значительном уменьшении продольного зазора в направлении продольной оси симметрии камеры вплоть до касания сферического блистера за обечайку цилиндрического проема донной защиты, или его увеличения до недопустимой величины, проблема снижения обеспечения теплового воздействия продуктов сгорания камер на агрегаты двигателя в отсеке за донной защитой остается нерешенной.However, for multi-chamber liquid-propellant rocket engines that have a turbopump unit common to all chambers, this method of setting the gap is difficult and is associated with the necessary tightening of the requirements for performing 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, traction force transmission frame, bottom protection frame, 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 the chamber blocks with traverses and a frame, an increase or decrease in the annular gap between the blister and the annular shell of the bottom protection appears, aggravated by the already small required dimensions of the annular gap. The difficulty of ensuring the same predetermined small end clearance is due to the fact that the identification of an uneven resulting clearance is carried out at the end of the entire assembly process with ready-assembled blisters on the chambers, traverses and seating surfaces of the frame, when, due to the design features, it is difficult to eliminate the unevenness of the annular clearance using acceptable methods. Increasing the annular gap on one blister of the nozzle of one chamber and decreasing it on the other blister of the nozzle of the other or three other chambers by adjusting the installation of the bottom protection is difficult and not always feasible, which ultimately leads to either touching the blister behind the bottom protection or to an increased annular gap between the blister and a counterpart of the bottom protection along the longitudinal axis of symmetry of the chambers, designed to provide a predetermined axial clearance between them. On the one hand, this leads to increased penetration of combustion products in the case when the annular gap turns out to be increased, and on the other hand, it leads to possible contact of the blister with the cylindrical shell of the bottom protection, which is aggravated by the presence of vibration of the blister, the chamber nozzle and the frame with the bottom protection during the operation of the liquid rocket engine. To be able to assemble, it is necessary to increase the nominal dimensions of the longitudinal gap, which leads to the penetration of hot gases through the annular gaps and an increase in the thermal effect on the engine units, which increases their temperature, which is not always acceptable. With an eccentric annular gap relative to the longitudinal axis of symmetry of the chamber between the blister and the shell of the cylindrical opening of the bottom protection, the problem of obtaining a uniform annular gap concentrically to the longitudinal axis of symmetry of the chamber is solved by the technical solution set forth in RF patent No. 2611707 dated 03/31/2016. With the concentric arrangement of the spherical blister and the shell of the cylindrical opening of the bottom protection and with a significant decrease in the longitudinal gap in the direction of the longitudinal axis of symmetry of the chamber up to the spherical blister touching the shell of the cylindrical opening of the bottom protection, or increasing it to an unacceptable value, the problem of reducing the thermal effect of the combustion products of the chambers on engine assemblies in the compartment behind the underbody protection remains unresolved.

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 уменьшения монтажных кольцевых щелевых зазоров между блистерами и цилиндрическими проемами донной защиты.The objective of the present invention is to eliminate the above disadvantages and reduce the thermal effect of the combustion products of the chambers on the engine units in the compartment behind the bottom shield during their return flow from the nozzle cuts by reducing the mounting annular slot gaps between the blisters and the cylindrical openings of the bottom shield.

Указанная задача изобретения достигается тем, что в известном многокамерном жидкостном ракетном двигателе, содержащем общий для всех камер турбонасосный агрегат, газогенератор, агрегаты автоматики и регулирования, раму, и установленную в нижней части двигательного отсека донную защиту с цилиндрическими проемами, с установленными через них соплами выполненных 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 в нем не соединенные с внешними частями сопел камер части кольцевых буртов и ответные части блистеров выполнены с цилиндрическими отбортовками, ориентированными их свободными концами по направлению к траверсам, выполненными с возможностью телескопического перемещения вдоль продольных осей симметрии сопел камер друг относительно друга, и снабженными узлами фиксации перемещений.The specified object of the invention is achieved by the fact that in the known multi-chamber liquid-propellant rocket engine containing a turbopump unit common for all chambers, a gas generator, automation and control units, a frame, and a bottom protection installed in the lower part of the engine compartment with cylindrical openings, with nozzles installed through them made with the possibility of rocking chambers with trunnions interacting with traverses connected to the frame, and on the outer part of the nozzles of the chambers there are annular collars with mating parts fixed on them with gaps relative to the cylindrical openings of the bottom protection by spherical blisters interacting with the cylindrical shells of the openings of the bottom protection with the formation of slotted the gaps between them in it, the parts of the annular collars and the counterparts of the blisters, not connected to the outer parts of the nozzles of the chambers, are made with cylindrical flanges oriented by their free ends towards the traverses, made with the possibility of a body scopic movement along the longitudinal symmetry axes of the nozzles of the chambers relative to each other, and equipped with units for fixing movements.

Указанная задача изобретения достигается также тем, что узлы фиксации перемещений выполнены в виде равномерно размещенных по окружностям в стенках цилиндрических отбортовок и ответных частях блистеров сквозных отверстий с угловым шагом для крепежных болтов монтажа с цилиндрическими отбортовками кольцевых буртов, причем на цилиндрических отбортовках кольцевых буртов сквозные отверстия выполнены своими продольными осями симметрии в равномерно расположенных вдоль продольных осей симметрии сопел камер плоскостях, отстоящими друг от друга на равных расстояниях с возможностью обеспечения заданного продольно шага телескопического перемещения блистеров и кольцевых буртов.The specified object of the invention is also achieved by the fact that the units for fixing movements are made in the form of through holes uniformly spaced around the circumferences in the walls of cylindrical flanges and mating parts of blisters with an angular pitch for mounting bolts with cylindrical flanges of annular collars, and through holes are made on the cylindrical flanges of annular collars with their longitudinal axes of symmetry in planes evenly spaced along the longitudinal axes of symmetry of the nozzles of the chambers, spaced from each other at equal distances with the possibility of providing a predetermined longitudinal pitch of telescopic movement of blisters and annular collars.

Указанная задача изобретения достигается также тем, что группы равномерно расположенных с угловым шагом сквозных отверстий на цилиндрических отбортовках кольцевых буртов в каждой последующей вдоль продольных осей симметрии сопел камер группе выполнены с равными угловыми смещениями с обеспечением расположения сквозных отверстий для крепежных болтов монтажа без вскрытия стенок отверстий предыдущей.The specified object of the invention is also achieved by the fact that the groups of through holes evenly spaced with an angular pitch on the cylindrical flanges of the annular collars in each subsequent group along the longitudinal axes of symmetry of the nozzles of the chambers are made with equal angular displacements to ensure the location of the through holes for the mounting bolts without opening the walls of the holes of the previous ...

Предлагаемое изобретение представлено на чертеже фиг. 1-10 (на фиг. 1 приведен проекционный вид сбоку на многокамерный жидкостный ракетный двигатель, где показаны основные агрегаты, в том числе камеры 1, рама 6, донная защита 17, на фиг. 2 - проекционный вид сверху на многокамерный жидкостный ракетный двигатель, где показаны основные агрегаты, в том числе камеры 1, клапан пуска окислителя 7, клапан пуска горючего 8, рама 6, донная защита 17, рулевые машинки 60, дроссель 59, на фиг. 3 - продольный разрез А-А камеры 1, где показаны сопло 2, цапфы 13,14 траверсы 15,16, кольцевой зазор 25, донная защита 17, цилиндрический проем 18, сферический блистер 23, продольная ось симметрии 26 камеры 1, на фиг. 4 - увеличенное изображение сопла 2 со сферическим блистером 23 и узлом фиксации перемещений 33, на фиг. 5 - вид Б сверху на сопло 2, где показан сферический блистер 23, показаны угловые шаги 37 размещения крепежных болтов монтажа 38, крепежные болты монтажа 38, гайки 57, на фиг. 6 - вид В, где показано увеличенное изображение узла фиксации перемещений 33, сквозные отверстия 35 в цилиндрической отбортовке 27 кольцевого бурта 22, минимальный кольцевой зазор 25, на фиг. 7 - увеличенное изображение кольцевого бурта 22, цилиндрической отбортовки 27, сквозных отверстий 35 и плоскости 40, 41, 42 и 43 размещения их продольных осей симметрии 39, расстояний 44, 45, 46 и 47 размещения плоскостей 40, 41, 42 и 43, на фиг. 8 - увеличенное изображение сферического блистера 23 с выполненными сквозными отверстиями 36 и кольцевой обечайкой 58, на фиг. 9 - крепежный болт монтажа 38, гайка 57, максимальный кольцевой зазор 25, кольцевая обечайка 58, сквозные отверстия 35, донная защита 17, на фиг. 10 - радиальный зазор между цилиндрической отбортовкой 27 и цилиндрической отбортовкой 29), где показаны следующие агрегаты:The invention is shown in FIG. 1-10 (Fig. 1 shows a projection side view of a multi-chamber liquid-propellant rocket engine, which shows the main units, including cameras 1, frame 6, bottom protection 17, in Fig. 2 is a projection top view of a multi-chamber liquid-propellant rocket engine, where the main units are shown, including chambers 1, oxidizer start valve 7, fuel start valve 8, frame 6, bottom protection 17, steering gear 60, throttle 59, Fig. 3 is a longitudinal section A-A of chamber 1, where nozzle 2, pins 13.14 of the traverse 15.16, annular gap 25, bottom protection 17, cylindrical opening 18, spherical blister 23, longitudinal axis of symmetry 26 of chamber 1, Fig. 4 is an enlarged image of nozzle 2 with spherical blister 23 and assembly fixing displacements 33, Fig. 5 is a top view of the nozzle 2, where a spherical blister 23 is shown, angular steps 37 for placing mounting bolts 38, mounting bolts 38, nuts 57 are shown, Fig. 6 is a view B, where it is shown enlarged view of the AC fixing unit Even 33, through holes 35 in the cylindrical flange 27 of the annular shoulder 22, the minimum annular gap 25, in Fig. 7 is an enlarged image of an annular shoulder 22, a cylindrical flange 27, through holes 35 and planes 40, 41, 42 and 43 of the placement of their longitudinal axes of symmetry 39, distances 44, 45, 46 and 47 of the placement of planes 40, 41, 42 and 43, on fig. 8 is an enlarged view of a spherical blister 23 with through-holes 36 and an annular shell 58, FIG. 9 - mounting bolt 38, nut 57, maximum annular gap 25, annular shell 58, through holes 35, bottom protection 17, in Fig. 10 - radial clearance between cylindrical flange 27 and cylindrical flange 29), where the following units are shown:

1. Камера;1. Camera;

2. Сопло;2. Nozzle;

3. Срез сопла;3. Cut off the nozzle;

4. Турбонасосный агрегат;4. Turbopump unit;

5. Газогенератор;5. Gas generator;

6. Рама;6. Frame;

7. Клапан пуска окислителя;7. Valve for starting oxidizer;

8. Клапан пуска горючего;8. Fuel starting valve;

9. Клапан окислителя;9. Oxidizer valve;

10. Клапан горючего на газогенератор;10. Fuel valve for the gas generator;

11. Клапан горючего на камеры;11. Fuel valve for chambers;

12. Регулятор;12. Regulator;

13. Цапфа;13. Trunnion;

14. Цапфа;14. Pin;

15. Траверса;15. Traverse;

16. Траверса;16. Traverse;

17. Донная защита;17. Bottom protection;

18. Цилиндрический проем;18. Cylindrical opening;

19. Растяжка;19. Stretching;

20. Привалочная плоскость рамы;20. Sealing plane of the frame;

21. Продольная ось симметрии многокамерного жидкостного двигателя;21. Longitudinal axis of symmetry of a multi-chamber liquid engine;

22. Кольцевой бурт;22. Ring collar;

23. Сферический блистер;23. Spherical blister;

24. Цилиндрическая обечайка проемов донной защиты;24. Cylindrical shell of bottom protection openings;

25. Кольцевой зазор;25. Annular gap;

26. Продольная ось симметрии камеры;26. Longitudinal axis of symmetry of the chamber;

27. Цилиндрическая отбортовка;27. Cylindrical flanging;

28. Ответная часть сферического блистера;28. Mating part of a spherical blister;

29. Цилиндрическая отбортовка;29. Cylindrical flanging;

30. Внешняя цилиндрическая поверхность цилиндрической отбортовки;30. The outer cylindrical surface of the cylindrical flange;

31. Внутренняя поверхность;31. Inner surface;

32. Радиальный зазор;32. Radial clearance;

33. Узел фиксации перемещений;33. Unit for fixing movements;

34. Окружность;34. Circle;

35, 36. Сквозное отверстие;35, 36. Through hole;

37. Угловой шаг;37. Corner step;

38. Крепежный болт монтажа;38. Mounting fixing bolt;

39. Продольная ось симметрии сквозных отверстий;39. Longitudinal axis of symmetry of the through holes;

40, 41, 42, 43 Плоскость;40, 41, 42, 43 Plane;

44, 45, 46, 47. Расстояние;44, 45, 46, 47. Distance;

48. Продольный шаг;48. Longitudinal step;

49. Первая группа сквозных отверстий;49. The first group of through holes;

50. Вторая группа сквозных отверстий;50. The second group of through holes;

51. Угловое смещение;51. Angular displacement;

52. Третья группа сквозных отверстий;52. The third group of through holes;

53. Угловое смещение;53. Angular displacement;

54. Четвертая группа сквозных отверстий;54. The fourth group of through holes;

55. Угловое смещение;55. Angular displacement;

56. Стенка;56. Wall;

57. Гайка;57. Nut;

58. Кольцевая обечайка;58. Annular shell;

59. Дроссель;59. Choke;

60. Рулевая машинка.60. 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 6 с помощью растяжек 19 параллельно привалочной плоскости 20 рамы 6. 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 6. 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 6. 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 проемов 18 донной защиты 17 с образованием продольных кольцевых зазоров 25 между ними. На кольцевых буртах 22 концентрично продольным осям симметрии камер 26 выполнены цилиндрические отбортовки 27. Цилиндрические отбортовки 27 ориентированы в сторону расположения траверс 15 и 16. На ответных частях 28 сферических блистеров 23 также выполнены кольцевые цилиндрические отбортовки 29, ориентированные. в сторону расположения траверс 15 и 16. Внешняя цилиндрическая поверхность 30 цилиндрической отбортовки 27 и внутренняя поверхность 31 цилиндрической отбортовки 29 выполнены с размерами, обеспечивающими телескопическое с минимальным радиальным зазором 32 перемещение вдоль продольной оси симметрии 26 сопел 2 камер 1. В исходном положении телескопическое перемещение сферических блистеров 23 и цилиндрических отбортовок 27 зафиксировано узлами фиксации перемещений 33. Узел фиксации перемещений 33 выполнен в виде равномерно размещенных по окружностям 34 в стенках цилиндрических отбортовок 27 кольцевых буртов 22 и в стенках цилиндрических отбортовок 29 сферических блистеров 23 сквозных соответственно отверстий 35 и 36 с угловым шагом 37 для крепежных болтов монтажа 38 с цилиндрическими отбортовками кольцевых буртов 22, причем на цилиндрических отбортовках 27 кольцевых буртов 22 сквозные отверстия 35 выполнены своими продольными осями симметрии 39 в равномерно расположенных вдоль продольных осей симметрии камер 26 плоскостях 40, 41, 42 и 43, отстоящими друг от друга на равных расстояниях 44, 45, 46 и 47 с возможностью обеспечения заданного продольного шага 48, например 1÷3 мм, телескопического перемещения сферических блистеров 23 и кольцевых буртов 22. Первая группа 49 равномерно расположенных в плоскости 40 с угловым шагом 37 сквозных отверстий 35 выполнена на цилиндрических отбортовках 27 кольцевых буртов 22. Вторая группа 50 равномерно расположенных в плоскости 41 на расстоянии продольного шага 48 от плоскости 40 с угловым шагом 37 сквозных отверстий 35 выполнена на цилиндрических отбортовках 27 кольцевых буртов 22, причем втора группа 50 сквозных отверстий 35 выполнена относительно первой группы 49 сквозных отверстий 35 с угловым смещением 51 относительно первой группы 49. Третья группа 52 равномерно расположенных в плоскости 42 сквозных отверстий 35 выполнена на расстоянии продольного шага 48 от плоскости 41 с угловым шагом 37 на цилиндрических отбортовках 27 кольцевых буртов 22, причем третья группа 52 сквозных отверстий 35 выполнена относительно второй группы 50 сквозных отверстий 35 с угловым смещением 53 относительно второй группы 50. Четвертая группа 54 равномерно расположенных в плоскости 43 сквозных отверстий 35 выполнена на расстоянии продольного шага 48 от плоскости 42 с угловым шагом 37 на цилиндрических отбортовках 27 кольцевых буртов 22, причем четвертая группа 54 сквозных отверстий 35 выполнена относительно третьей группы 52 сквозных отверстий 35 с угловым смещением 55 относительно третьей группы 52. Каждая последующая группа 50, 52, 54, начиная от второй группы 50, расположена относительно предыдущей с угловым смещением 51, 53, 55, обеспечивающим выполнение сквозных отверстий 35 без вскрытия стенок 56 сквозных отверстий 35 предыдущей. В процессе сборки камеры многокамерного жидкостного ракетного двигателя сферические блистеры 23 своими цилиндрическими отбортовками 29 и сквозными отверстиями 36 соединены с помощью крепежных болтов монтажа 38, гаек 57 через сквозные отверстия 35, выполненные в цилиндрических отбортовках 27 в составе второй группы 50, расположенной в плоскости 41. После окончания сборки многокамерного жидкостного ракетного двигателя, после установки камер 1 на раме 6 с помощью цапф 13, 14 и траверс 15, 16, донной защиты 17 и цилиндрических обечаек 24 в цилиндрических проемах 18 донной защиты 17 производят контроль величины продольного зазора 25 между сферическим блистером 23 и цилиндрической обечайкой 24. При недостаточном продольном зазоре 25 на любой, например из четырех камер 1 между сферическим блистером 23 и цилиндрической обечайкой 24 узел фиксации перемещений 33 на конкретной камере 1 подвергают разборке снятием крепежных болтов монтажа 38 и гаек 57, сферический блистер 23 перемещается телескопически своей цилиндрической отбортовкой 29 по цилиндрической отбортовке 27 кольцевого бурта 22, совмещая сквозные отверстия 36 сферического блистера 23 со сквозными отверстиями 35 третьей группы 52 и поворачивая с угловым шагом 37 относительно своего первоначального положения фиксируют сферический блистер 23 с помощью крепежных болтов монтажа 38 и гаек 57 в новом положении с увеличенным требуемым продольным зазором 25. Для перекрытия сквозных отверстий 35, освобожденных от крепежных болтов монтажа 38, на сферическом блистере 23 выполнена кольцевая обечайка 58. При увеличенном продольном зазоре 25 на любой, например из четырех камер 1 между сферическим блистером 23 и цилиндрической обечайкой 24 узел фиксации перемещений 33 на конкретной камере 1 подвергается разборке снятием крепежных болтов монтажа 38 и гаек 57, сферический блистер 23 перемещается телескопически своей цилиндрической отбортовкой 29 по цилиндрической отбортовке 27 кольцевого бурта 22, совмещая сквозные отверстия 35 сферического блистера 23 со сквозными отверстиями 35 первой группы 49 и поворачивая с угловым шагом 37 в другом направлении вращения относительно своего первоначального положения фиксируют сферический блистер 23 с помощью крепежных болтов монтажа 38 и гаек 57 в новом положении с уменьшенным требуемым продольным зазором 25. Многокамерный жидкостный ракетный двигатель снабжен дросселем 59 для обеспечения равномерного опорожнения баков, а также рулевыми машинками 60 для управления вектором тяги за счет обеспечения качания камер 1 с цапфами 13 и 14 в траверсах 15 и 16. При окончательной сборке между сферическими блистерами 23 и цилиндрическими обечайками 24 проемов 18 донной защиты 17 обеспечивают минимальные продольные зазоры 25 в заданных пределах.A multi-chamber liquid-propellant rocket engine contains several, for example, four, chambers 1 with nozzles 2 and their cuts 3, a turbo pump unit 4, which is made common to all chambers 1, a gas generator 5, a frame 6, automation units, including an oxidizer start valve 7, a start valve fuel 8, an oxidizer valve 9 and fuel 10 for powering the gas generator 5, a fuel valve 11 on the supply line of the chamber 1 and a regulator 12 on the fuel supply line of the gas generator 5. In the chambers 1 there are trunnions 13 and 14 interacting with the traverses 15 and 16 installed in the bottom part of the frame 6. The bottom protection 17 is installed in the lower part of the multi-chamber liquid-propellant rocket engine, contains cylindrical openings 18. The bottom protection 17 is fixed to the lower part of the frame 6 by means of guy wires 19 parallel to the attachment plane 20 of the frame 6. The cylindrical openings 18 of the bottom protection 17 are made uniformly around the longitudinal axis of symmetry 21 of the multi-chamber liquid engine. Cameras 1 are installed with their nozzles 2 in cylindrical openings 18. Moreover, the installation of chambers 1 in cylindrical openings 18 is made at the places of assembly of chambers 1 with pins 13 and 14 in traverses 15 and 16, then traverse 15 and 16 in frame 6. In addition, chambers 1 are made within the assigned tolerances and the actual accuracy of the process equipment. Chambers 1 with nozzles 2, with pins 13 and 14 are made with the possibility of swinging in the traverses 15 and 16. The traverses 15 and 16 are connected to the frame 6. On the outer parts of the nozzles 2 of the chambers 1 there are annular collars 22. On the outer parts of the nozzles 2 there are spherical blisters 23, interacting with the cylindrical shells 24 of the openings 18 of the bottom protection 17 with the formation of longitudinal annular gaps 25 between them. Cylindrical flanges 27 are made on the annular collars 22 concentric with the longitudinal axes of symmetry of the chambers 26. The cylindrical flanges 27 are oriented towards the location of the traverses 15 and 16. On the counterparts 28 of the spherical blisters 23, circular cylindrical flanges 29 are also made, oriented. towards the location of the traverses 15 and 16. The outer cylindrical surface 30 of the cylindrical flange 27 and the inner surface 31 of the cylindrical flange 29 are made with dimensions that provide telescopic movement with a minimum radial clearance 32 along the longitudinal axis of symmetry 26 of the nozzles of 2 chambers 1. In the initial position, the telescopic movement of the spherical blisters 23 and cylindrical flanges 27 are fixed by units for fixing movements 33. Unit for fixing movements 33 is made in the form of annular collars 22 evenly spaced along the circumferences 34 in the walls of cylindrical flanges 27 and in the walls of cylindrical flanges 29 of spherical blisters 23 through holes 35 and 36, respectively, with an angular pitch 37 for mounting bolts 38 with cylindrical flanges of annular collars 22, and on the cylindrical flanges 27 of annular collars 22 through holes 35 are made with their longitudinal symmetry axes 39 in uniformly spaced along the longitudinal o this symmetry of the chambers 26 planes 40, 41, 42 and 43, spaced from each other at equal distances 44, 45, 46 and 47 with the possibility of providing a given longitudinal pitch 48, for example 1 ÷ 3 mm, telescopic movement of spherical blisters 23 and annular collars 22 The first group 49 evenly spaced in the plane 40 with an angular pitch 37 of the through holes 35 is made on cylindrical flanges 27 of the annular collars 22. The second group 50 evenly spaced in the plane 41 at a distance of the longitudinal pitch 48 from the plane 40 with an angular pitch 37 of the through holes 35 is made on cylindrical flanges 27 annular collars 22, and the second group 50 of through holes 35 is made relative to the first group 49 of through holes 35 with an angular offset 51 relative to the first group 49. The third group 52 uniformly spaced in the plane 42 through holes 35 is made at a distance of the longitudinal step 48 from the plane 41 with angular pitch 37 on cylindrical flanges 27 annular x collars 22, and the third group 52 of through holes 35 is made relative to the second group 50 of through holes 35 with an angular displacement 53 relative to the second group 50. The fourth group 54 of uniformly spaced through holes 35 in the plane 43 is made at a distance of a longitudinal pitch 48 from the plane 42 with an angular step 37 on cylindrical flanges 27 of annular collars 22, and the fourth group 54 of through holes 35 is made relative to the third group 52 of through holes 35 with an angular offset 55 relative to the third group 52. Each subsequent group 50, 52, 54, starting from the second group 50, is located relative to the previous one with an angular offset 51, 53, 55, ensuring the execution of through holes 35 without opening the walls 56 of the through holes 35 of the previous one. In the process of assembling the chamber of a multi-chamber liquid-propellant rocket engine, spherical blisters 23 with their cylindrical flanges 29 and through holes 36 are connected using mounting bolts 38, nuts 57 through through holes 35 made in cylindrical flanges 27 as part of the second group 50 located in plane 41. After completing the assembly of the multi-chamber liquid-propellant rocket engine, after installing the chambers 1 on the frame 6 using trunnions 13, 14 and traverses 15, 16, bottom protection 17 and cylindrical shells 24 in the cylindrical openings 18 of the bottom protection 17, the value of the longitudinal gap 25 between the spherical blister is monitored 23 and a cylindrical shell 24. With insufficient longitudinal clearance 25 on any, for example, of four chambers 1 between the spherical blister 23 and the cylindrical shell 24, the movement fixation unit 33 on a particular chamber 1 is disassembled by removing the mounting bolts 38 and nuts 57, the spherical blister 23 moves telescopes by means of its cylindrical flanging 29 along the cylindrical flanging 27 of the annular shoulder 22, aligning the through holes 36 of the spherical blister 23 with the through holes 35 of the third group 52 and turning with an angular pitch 37 relative to its original position, fix the spherical blister 23 using mounting bolts 38 and nuts 57 in a new position with an increased required longitudinal clearance 25. To cover the through holes 35, freed from the mounting bolts 38, an annular shell 58 is made on the spherical blister 23. With an increased longitudinal clearance 25 on any, for example, of four chambers 1 between the spherical blister 23 and cylindrical shell 24, the unit for fixing movements 33 on a specific chamber 1 is disassembled by removing the mounting bolts 38 and nuts 57, the spherical blister 23 moves telescopically with its cylindrical flange 29 along the cylindrical flange 27 of the annular shoulder 22, aligning the through holes 35 of the spherical a spherical blister 23 with mounting bolts 38 and nuts 57 in a new position with a reduced required longitudinal clearance 25. Multi-chamber liquid-propellant rocket the engine is equipped with a throttle 59 to ensure uniform emptying of the tanks, as well as steering gears 60 to control the thrust vector by ensuring the rocking of chambers 1 with pins 13 and 14 in traverses 15 and 16. During the final assembly between the spherical blisters 23 and the cylindrical shells 24 of the openings 18 of the bottom protection 17 provide the minimum longitudinal clearances 25 within the specified limits.

Таким образом, предлагаемая конструкция многокамерного жидкостного ракетного двигателя обеспечивает минимальный равномерный кольцевой зазор 25 между камерами 1 и донной защитой 17 при влиянии множественности отклонений по допускам при изготовлении деталей и сборочных единиц, влияющих на зазоры, сопрягаемых привалочной плоскости 20 рамы 6, цапф 13 и 14 камер 1, траверс 15 и 16, донной защиты 17 и растяжек 19 ее крепления к раме 6.Thus, the proposed design of the multi-chamber liquid-propellant rocket engine provides a minimum uniform annular gap 25 between the chambers 1 and the bottom shield 17 under the influence of a multiplicity of deviations in tolerances in the manufacture of parts and assembly units that affect the clearances of the mating plane 20 of the frame 6, pins 13 and 14 cameras 1, traverse 15 and 16, bottom protection 17 and guy wires 19 of its attachment to the frame 6.

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. Кроме того, горючее поступает от турбонасосного агрегата 4 через дроссель 58 и клапан горючего 11 на охлаждение камер 1. Управление вектором тяги осуществляется отклонением камер 1 в траверсах 15 и 16 с помощью рулевых машинок 59. За счет возможности изменения расположения сферического блистера 23 относительно кольцевого бурта 22 зазора 25 с последующим контролем кольцевых зазоров 25 между сферическими блистерами 23 и цилиндрическими обечайками 24 проемов 18 донной защиты 17 не требуется уменьшение допусков на изготовление траверс 15, 16, цапф 13, 14, рамы 6, сопел 2, камер 1, блистеров 23.In flight, a multi-chamber liquid-propellant rocket engine operates as follows. The oxidant is supplied from the oxidizer start valve 7 to the turbo pump unit 4, and then through the oxidizer valve 9 to the gas generator 5. The fuel comes from the fuel start valve 8 to the turbo pump unit 4, and then through the fuel cap 10 and the regulator 12 to the gas generator 5. Combustion products from the gas generator 5 is fed to the turbine of the turbopump unit 4, and then to four chambers 1. In addition, the fuel is supplied from the turbopump unit 4 through the throttle 58 and the fuel valve 11 to cool the chambers 1. The thrust vector is controlled by the deflection of chambers 1 in the traverses 15 and 16 s using steering gears 59. Due to the possibility of changing the location of the spherical blister 23 relative to the annular shoulder 22 of the gap 25 with the subsequent control of the annular gaps 25 between the spherical blisters 23 and the cylindrical shells 24 of the openings 18 of the bottom protection 17, it is not required to reduce the tolerances for the manufacture of traverses 15, 16, pins 13, 14, frame 6, nozzles 2, chambers 1, blisters 23.

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 обеспечения минимальных монтажных продольных кольцевых зазоров между сферическими блистерами и цилиндрическими проемами донной защиты, чем обеспечивается расчетная рабочая температура агрегатов в двигательном отсеке и надежность их работы.The use of the proposed technical solution reduces the thermal effect of the combustion products of the chambers on the engine units in the compartment behind the bottom protection during their return flow from the nozzle cuts due to the provision of minimum mounting longitudinal annular gaps between the spherical blisters and the cylindrical openings of the bottom protection, which ensures the design operating temperature of the units in the engine compartment and the reliability of their work.

Claims

1. Multi-chamber liquid-propellant rocket engine, containing a turbopump unit 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 with cylindrical openings with nozzles installed through them, 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 there are annular collars with mating parts fixed on them with gaps relative to the cylindrical openings of the bottom protection by spherical blisters interacting with the cylindrical shells of the openings of the bottom protection with the formation of slot gaps between them, characterized in that they do not the parts of the annular collars and the counterparts of the blisters connected to the outer parts of the nozzles of the chambers are made with cylindrical flanges oriented by their free ends towards the traverses, made with the possibility of telescopic movement along the longitudinal axes the symmetry of the nozzles of the chambers relative to each other and equipped with units for fixing movements.

2. Multi-chamber liquid-propellant rocket engine according to claim 1, characterized in that the displacement fixation units are made in the form of through holes uniformly spaced around the circumferences in the walls of the cylindrical flanges and the counterparts of the blisters with an angular pitch for mounting bolts with cylindrical flanges of annular collars, and on In cylindrical flanges of annular collars, through holes are made with their longitudinal axes of symmetry in planes evenly spaced along the longitudinal axes of symmetry of the nozzles of the chambers, spaced from each other at equal distances with the possibility of providing a given longitudinal pitch of telescopic movement of spherical blisters and annular collars.

3. A multichamber liquid-propellant rocket engine according to claim 2, characterized in that the groups of through holes evenly spaced with an angular pitch on the cylindrical flanges of the annular collars in each subsequent group along the longitudinal symmetry axes of the chamber nozzles are made with equal angular displacements to ensure the location of the through holes for the mounting bolts without opening the walls of the holes of the previous one.