RU2771474C1

RU2771474C1 - Multi-chamber liquid rocket engine with controlled thrust vector

Info

Publication number: RU2771474C1
Application number: RU2021117041A
Authority: RU
Inventors: Виктор Дмитриевич Горохов; Николай Васильевич Подгорный
Original assignee: Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики"
Priority date: 2021-06-09
Filing date: 2021-06-09
Publication date: 2022-05-04

Abstract

FIELD: rocket and space technology.

SUBSTANCE: invention relates to the field of rocket and space technology. A multi-chamber liquid-propellant rocket engine with a controlled thrust vector contains a gas generator, a turbopump unit with pumps, the inputs of which are connected to the fuel tanks of the propulsion system, a frame protruding with a conical central part relative to the peripheral, bottom protection, several fixed chambers mounted to the frame in the central part, located symmetrically relative to longitudinal axis of symmetry of the engine, connected by brackets with trunnions installed with the possibility of rotation in the traverses by means of steering gears, rocking units of the control chambers located along the periphery in the sectors between the fixed chambers in the stabilization planes, connected by lines with cavities after the pumps of the turbopump unit. The traverse and the trunnion of each swing unit are located inside the tapered central part of the bottom protection. The junction of the bracket with the journal is made in the form of a control chamber attachment beam through a cylindrical hinge perpendicular to its axis of symmetry relative to the journal and the longitudinal axis of symmetry of the control chamber. The beam is equipped with a drive for turning the control chamber around a cylindrical hinge.

EFFECT: when implementing the invention, an increase in the service life of the main liquid-propellant rocket engine is provided, a simplification of the means of protection against thermal effects on the engine units during a vertical landing of the reentrant stage of the launch vehicle, a decrease in the mass of the means for thermal insulation of the fuel tanks and units of the central main liquid-propellant rocket engine.

2 cl, 9 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а более конкретно к многокамерным жидкостным ракетным двигателям, предназначенным для повторного использования после посадки отработанной ступени ракеты-носителя, и может быть использовано при создании многокамерных жидкостных ракетных двигателе ракет - носителей выведения коммерческих объектов на орбиты, обеспечивающих возврат и спасение отработавших двигательных блоков, включающих топливные баки и многоразовые жидкостные ракетные двигатели первых ступеней ракеты, что при выполнении коммерческих пусков является актуальной задачей.The invention relates to the field of rocket and space technology, and more specifically to multi-chamber liquid-propellant rocket engines intended for reuse after landing a spent stage of a launch vehicle, and can be used to create multi-chamber liquid-propellant rocket engines for launching commercial objects into orbits, providing return and rescue of spent propulsion units, including fuel tanks and reusable liquid rocket engines of the first stages of the rocket, which is an urgent task when performing commercial launches.

Известны системы возврата двигательного ракетного блока с использованием парашютных систем, проекты возврата ракетного блока с использованием аэродинамического крыла с заходом на посадку и посадку на аэродроме (патент РФ № 2442727 от 20.09.2010 г. МПК B64G 1/14, B64G 1/62).Known systems for the return of the propulsion rocket block using parachute systems, projects for the return of the rocket block using an aerodynamic wing with approach and landing at the airfield (RF patent No. 2442727 dated 09.20.

Недостатком такой системы спасения является необходимость введения в конструкцию ракетного блока самолетных систем, дополняющих первую ступень ракетного блока до варианта крылатого ракетного блока, что хотя и позволяет приземлить ступень планированием на аэродром возврата, однако дополняет новыми системами управления, что не всегда целесообразно, тем более для обеспечения возврата уже разработанных ракет - носителей с многокамерными жидкостными ракетными двигателями с управляемым вектором тяги, снабженными неподвижными камерами и камерами управления и широко применяемых для выведения полезных коммерческих грузов, позволяющих применять только незначительные конструктивные изменения, не требующие дополнительных испытаний и времени для их подтверждения.The disadvantage of such a rescue system is the need to introduce into the design of the rocket block aircraft systems that supplement the first stage of the rocket block to the variant of the cruise missile block, which, although it allows the stage to land by planning on the return airfield, however, supplements with new control systems, which is not always advisable, especially for ensuring the return of already developed launch vehicles with multi-chamber liquid rocket engines with thrust vector control, equipped with fixed chambers and control chambers and widely used for launching useful commercial cargo, allowing only minor design changes that do not require additional tests and time to confirm them.

Известен многокамерный жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги, содержащий газогенератор, турбонасосный агрегат с насосами, входы которых соединены с топливными баками двигательной установки, раму, выступающую конусной центральной частью относительно периферийной донную защиту, несколько неподвижных примонтированных к раме камер в центральной части, размещенных симметрично относительно продольной оси симметрии двигателя, соединенных кронштейнами с цапфами, установленными с возможностью вращения в траверсах посредством рулевых машинок, узлов качания камер управления, расположенных по периферии в секторах между неподвижными камерами в плоскостях стабилизации, соединенные магистралями с полостями после насосов турбонасосного агрегата, (патент РФ № 2703076. МПК F02K 9/80 от 01.07.2019 г. ) - прототип.A multi-chamber liquid rocket engine with a controlled thrust vector is known, containing a gas generator, a turbopump unit with pumps, the inputs of which are connected to the fuel tanks of the propulsion system, a frame protruding with a conical central part relative to the peripheral bottom protection, several fixed chambers mounted to the frame in the central part, placed symmetrically relative to the longitudinal axis of symmetry of the engine, connected by brackets with trunnions mounted with the possibility of rotation in the traverses by means of steering machines, swing units of the control chambers located along the periphery in the sectors between the fixed chambers in the stabilization planes, connected by lines with cavities after the pumps of the turbopump unit, (RF patent No. 2703076. IPC F02K 9/80 dated 07/01/2019) - prototype.

Известный многокамерный жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги позволяет использовать его в ракете-носителе, предназначенной для работы, в том числе и в составе возвращаемой отработанной ступени ракеты - носителя с использованием системы обеспечения посадки отработавшей ступени с многоразовым жидкостным ракетным двигателем, так как обладает рядом преимуществ, а именно, возможностью использования не только неподвижных камер большой тяги основного жидкостного ракетного двигателя для торможения и уравновешивания силы тяжести ступени ракеты - носителя, но и рулевых камер значительно меньшей тяги по сравнению с тягой основного жидкостного ракетного двигателя для выполнения той же задачи. Тяга применяемых для этих целей камер управления является достаточной для уравновешивания в динамике приземления массы ступени ракеты - носителя с остатками компонентов топлива и газов наддува в топливных баках, в том числе и массы жидкостного ракетного двигателя, находящегося в выключенном состоянии.The well-known multi-chamber liquid-propellant rocket engine with a controlled thrust vector allows it to be used in a launch vehicle designed to operate, including as part of the return of the spent stage of the launch vehicle using the system for landing the spent stage with a reusable liquid-propellant rocket engine, as it has a number of advantages, namely, the possibility of using not only fixed high-thrust chambers of the main liquid-propellant rocket engine for braking and balancing the gravity of the launch vehicle stage, but also steering chambers of significantly lower thrust compared to the thrust of the main liquid-propellant rocket engine to perform the same task. The thrust of the control chambers used for these purposes is sufficient to balance in the landing dynamics the mass of the launch vehicle stage with the remnants of the fuel components and pressurization gases in the fuel tanks, including the mass of the liquid rocket engine in the off state.

Недостатком такого многокамерного жидкостного ракетного двигателя с управляемым вектором тяги с камерами управления, предназначенными для управления вектором тяги, является то, что камеры управления установлены с возможностью качания в плоскостях, расположенных параллельно плоскостям главных плоскостей стабилизации. За счет этого продукты сгорания камер управления попадают в донную область как в процессе спуска, так и особенно при непосредственном приземлении за счет отражения продуктов сгорания от конструкций стола приземления, даже дополнительно дооборудованного газоотводящим тоннелем. Это может вызвать воздействие продуктов сгорания на неподвижные камеры многокамерного жидкостного ракетного двигателя с управляемым вектором тяги, что потребует длительной экспертизы сопел неподвижных камер многокамерного жидкостного ракетного двигателя с управляемым вектором тяги, днища и боковых стенок топливного бака, агрегатов рулевого блока, в том числе и самих камер управления, что удлиняет время предполетной подготовки многокамерного жидкостного ракетного двигателя с управляемым вектором тяги. Установка камер управления на значительном расстоянии от продольной оси симметрии многокамерного жидкостного ракетного двигателя с управляемым вектором тяги в периферийной его части для уменьшения теплового и газодинамического воздействия продуктов сгорания камер управления потребует увеличения радиальных габаритов многокамерного жидкостного ракетного двигателя с управляемым вектором тяги. При этом требуется доработка конструкции рамы с увеличением не только радиальных, но и продольных размеров двигателя, что повышает массу многокамерного жидкостного ракетного двигателя с управляемым вектором тяги. Кроме того, в некоторых случаях, особенно для ступеней - ракет носителей с криогенными компонентами топлива, из-за этого теплового воздействия проникающих в центральную часть двигательного отсека продуктов сгорания возникает необходимость нанесения тепловой изоляции не только с внешней части корпуса топливного бака, но и в его центральной части, увеличивая теплоизоляцию донной защиты, что повышает массу и так уже повышенную из-за снабжения ступени ракеты - носителя раскрываемыми опорами приземления и сопутствующими им механизмами для касания с поверхностью стола приземления в вертикальном положении. В некоторых случаях приземления отработанной ступени ракеты - носителя при повреждении теплоизоляции затрудняется ее восстановление, потому что это в составе ступени ракеты - носителя не всегда возможно, так как нанесение теплоизоляции на отдельные составные элементы топливного бака перед сборкой ступени технологически является более предпочтительным, гарантирующим объективный контроль состава и толщины нанесения.The disadvantage of such a multi-chamber liquid rocket engine with thrust vector control with control cameras designed to control the thrust vector is that the control cameras are mounted with the possibility of swinging in planes parallel to the planes of the main stabilization planes. Due to this, the combustion products of the control chambers enter the bottom area both during the descent, and especially during direct landing due to the reflection of combustion products from the structures of the landing table, even additionally equipped with a gas outlet tunnel. This can cause the impact of combustion products on the fixed chambers of a multi-chamber liquid rocket engine with a controlled thrust vector, which will require a long-term examination of the nozzles of the fixed chambers of a multi-chamber liquid rocket engine with a controlled thrust vector, the bottom and side walls of the fuel tank, steering unit assemblies, including themselves control chambers, which lengthens the pre-flight preparation of a multi-chamber liquid rocket engine with a controlled thrust vector. Installation of control chambers at a considerable distance from the longitudinal axis of symmetry of a multi-chamber liquid rocket engine with a controlled thrust vector in its peripheral part to reduce the thermal and gas-dynamic effects of the combustion products of the control chambers will require an increase in the radial dimensions of a multi-chamber liquid rocket engine with a controlled thrust vector. This requires refinement of the frame design with an increase not only in the radial, but also in the longitudinal dimensions of the engine, which increases the mass of a multi-chamber liquid rocket engine with a controlled thrust vector. In addition, in some cases, especially for launch vehicle stages with cryogenic fuel components, due to this thermal effect of combustion products penetrating into the central part of the engine compartment, it becomes necessary to apply thermal insulation not only from the outer part of the fuel tank body, but also into its the central part, increasing the thermal insulation of the bottom protection, which increases the mass already increased due to the supply of the launch vehicle stage with deployable landing supports and their accompanying mechanisms for touching the surface of the landing table in a vertical position. In some cases, the landing of the spent stage of the launch vehicle, if the thermal insulation is damaged, it is difficult to restore it, because it is not always possible as part of the stage of the launch vehicle, since the application of thermal insulation to the individual components of the fuel tank before assembling the stage is technologically more preferable, guaranteeing objective control composition and application thickness.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение ресурса работы основного жидкостного ракетного двигателя, упрощение средств защиты от теплового воздействия на агрегаты двигателя при вертикальной посадке возвращаемой ступени ракеты - носителя, уменьшение массы средств тепловой изоляции топливных баков и агрегатов центрального основного жидкостного ракетного двигателя.The objective of the invention is to increase the service life of the main liquid-propellant rocket engine, to simplify the means of protection against thermal effects on the engine units during vertical landing of the return stage of the launch vehicle, to reduce the mass of the means of thermal insulation of fuel tanks and units of the central main liquid-propellant rocket engine.

Задачей предлагаемого изобретения является также уменьшение продольных и радиальных габаритов периферийных частей двигателя и снижение в итоге массы многокамерного жидкостного ракетного двигателя с управляемым вектором тяги.The objective of the invention is also to reduce the longitudinal and radial dimensions of the peripheral parts of the engine and ultimately reduce the mass of a multi-chamber liquid rocket engine with a controlled thrust vector.

Указанная выше задача изобретения решается тем, что в известном многокамерном жидкостном ракетном двигателе с управляемым вектором тяги, содержащем газогенератор, турбонасосный агрегат с насосами, входы которых соединены с топливными баками двигательной установки, раму, выступающую конусной центральной частью относительно периферийной, донную защиту, несколько неподвижных примонтированных к раме камер в центральной части, размещенных симметрично относительно продольной оси симметрии двигателя, соединенных кронштейнами с цапфами, установленными с возможностью вращения в траверсах посредством рулевых машинок, узлов качания камер управления, расположенных по периферии в секторах между неподвижными камерами в плоскостях стабилизации, соединенные магистралями с полостями после насосов турбонасосного агрегата, а согласно изобретению, траверса и цапфа каждого узла качания расположены внутри конусной центральной части донной защиты, узел соединения кронштейна с цапфой выполнен в виде балки крепления камеры управления через перпендикулярный своей осью симметрии относительно цапфы и продольной оси симметрии камеры управления цилиндрический шарнир, а балка снабжена приводом поворота камеры управления вокруг цилиндрического шарнира.The above problem of the invention is solved by the fact that in a well-known multi-chamber liquid rocket engine with a controlled thrust vector, containing a gas generator, a turbopump unit with pumps, the inputs of which are connected to the fuel tanks of the propulsion system, a frame protruding with a conical central part relative to the peripheral, bottom protection, several fixed mounted to the frame of the cameras in the central part, placed symmetrically about the longitudinal axis of symmetry of the engine, connected by brackets with trunnions mounted for rotation in the traverses by means of steering machines, rocking units of the control cameras located along the periphery in the sectors between the fixed cameras in the stabilization planes, connected by highways with cavities after the pumps of the turbopump unit, and according to the invention, the traverse and trunnion of each swing unit are located inside the conical central part of the bottom protection, the connection unit of the bracket with the trunnion is made in the form of a beam control chamber through a cylindrical hinge perpendicular to its axis of symmetry relative to the pin and the longitudinal axis of symmetry of the control chamber, and the beam is equipped with a drive for turning the control chamber around the cylindrical hinge.

Указанная выше задача изобретения решается также тем, что балка крепления камеры управления своей продольной осью симметрии установлена под периферийной частью донной защиты под острым углом к плоскости последней.The above problem of the invention is also solved by the fact that the beam mounting the control chamber with its longitudinal axis of symmetry is installed under the peripheral part of the bottom protection at an acute angle to the plane of the latter.

Предлагаемый многокамерный жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги приведен на чертеже (фиг. 1-9), (фиг. 1 - аксонометрическое изображение многокамерного жидкостного ракетного двигателя с управляемым вектором тяги в составе ступени ракеты - носителя 39 в режиме приземления с отклоненными от продольной оси симметрии 13 двигателя камерами управления 19 с опорами приземления 41 в раскрытом состоянии, фиг. 2 - продольный разрез (А-А) и общий вид сбоку на многокамерный жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги ракеты - носителя 39 в режиме выведения, где камеры управления 19 расположены своими продольными осями симметрии 34 в плоскостях, параллельных основным плоскостям стабилизации 22 и 23, а опоры приземления 41 находятся в сложенном положении по периметру топливного бака окислителя 9, фиг. 3 - общий вид снизу на многокамерный жидкостный ракетный двигатель; где изображено расположение камер управления 19 относительно неподвижных камер 11 жидкостного ракетного двигателя в режиме выведения (А) и приземления (Б), где камеры управления 19 расположены своими продольными осями симметрии 34 в плоскостях, параллельных основным плоскостям стабилизации 22 и 23 (А), или под острым углом к ним (Б), а опоры приземления 41 находятся в соответствующих положениях по периметру топливного бака окислителя 9 (А) или (Б), фиг. 4 - продольный разрез многокамерного жидкостного ракетного двигателя; где изображено расположение камер управления относительно неподвижных камер 11 жидкостного ракетного двигателя в режиме приземления ступени ракеты - носителя 39 и агрегаты многокамерного жидкостного ракетного двигателя с управляемым вектором тяги; фиг. 5 - аксонометрическое изображение многокамерного жидкостного ракетного двигателя с управляемым вектором тяги в составе ступени ракеты - носителя 39 в режиме выведения с расположением балки 33 под острым углом 37 к плоскости 38 периферийной части 16 донной защиты 14, продольными осями симметрии 34 камер управления 19 в плоскостях, параллельных главным плоскостям стабилизации 22 и 23, с опорами приземления 41 в сложенном состоянии, фиг. 6 - аксонометрическое изображение узла качания камеры управления в режиме возвращения ступени ракеты - носителя 39 (продольная ось симметрии 36 балки 33 расположена параллельно плоскости 38 периферийной части 16 донной защиты 14 или на значительно меньший острый угол, чем острый угол 37), фиг. 7 - аксонометрическое изображение узла качания камеры управления 19 в режиме выведения ступени ракеты - носителя 39 (продольная ось симметрии 36 балки 33 расположена под острым углом 37 по отношению к плоскости 38 периферийной части 16 донной защиты 14), фиг. 8 - местный вид сбоку В на узел качания 18 (фиг. 4) камеры управления 19 с узлом соединения 32 балки 33 с цапфой 28 и приводом 36 поворота камеры управления 19 вокруг цилиндрического шарнира 35 в режиме выведения, фиг. 9 - местный вид сбоку Г на узел качания 18 камеры управления 19 с узлом соединения 32 балки 33 с цапфой 28 и приводом 36 поворота камеры управления 19 вокруг цилиндрического шарнира 35 в режиме приземления), где показаны следующие агрегаты:The proposed multi-chamber liquid rocket engine with a controlled thrust vector is shown in the drawing (Fig. 1-9), (Fig. 1 is an axonometric image of a multi-chamber liquid rocket engine with a controlled thrust vector as part of the launch vehicle stage 39 in the landing mode deviated from the longitudinal axis symmetry 13 of the engine by control cameras 19 with landing supports 41 in the open state, Fig. 2 is a longitudinal section (A-A) and a general side view of a multi-chamber liquid rocket engine with a controlled thrust vector of the launch vehicle 39 in the launch mode, where the control cameras 19 are located with their longitudinal axes of symmetry 34 in planes parallel to the main stabilization planes 22 and 23, and the landing supports 41 are in a folded position along the perimeter of the oxidizer fuel tank 9, Fig. 3 is a general view from below on a multi-chamber liquid rocket engine, which shows the location of the control cameras 19 relatively fixed chambers 11 liquid rockets leg engine in the launch mode (A) and landing (B), where the control chambers 19 are located with their longitudinal axes of symmetry 34 in planes parallel to the main stabilization planes 22 and 23 (A), or at an acute angle to them (B), and the supports the landings 41 are in their respective positions around the perimeter of the oxidizer fuel tank 9 (A) or (B), FIG. 4 is a longitudinal section of a multi-chamber liquid-propellant rocket engine; where the location of the control cameras relative to the fixed cameras 11 of the liquid rocket engine in the landing mode of the stage of the launch vehicle 39 and the units of the multi-chamber liquid rocket engine with a controlled thrust vector is shown; fig. 5 is an axonometric image of a multi-chamber liquid rocket engine with a controlled thrust vector as part of the stage of the launch vehicle 39 in the launch mode with the location of the beam 33 at an acute angle 37 to the plane 38 of the peripheral part 16 of the bottom protection 14, the longitudinal axes of symmetry 34 of the control chambers 19 in the planes, parallel to the main stabilization planes 22 and 23, with landing supports 41 in the folded state, FIG. 6 is an axonometric view of the rocking unit of the control camera in the mode of returning the stage of the launch vehicle 39 (the longitudinal axis of symmetry 36 of the beam 33 is parallel to the plane 38 of the peripheral part 16 of the bottom protection 14 or at a much smaller acute angle than the acute angle 37), FIG. 7 is an axonometric view of the rocking unit of the control camera 19 in the launch mode of the stage of the launch vehicle 39 (the longitudinal axis of symmetry 36 of the beam 33 is located at an acute angle 37 with respect to the plane 38 of the peripheral part 16 of the bottom protection 14), FIG. 8 is a local side view B of the rocking unit 18 (Fig. 4) of the control chamber 19 with the connection unit 32 of the beam 33 with the trunnion 28 and the drive 36 for turning the control chamber 19 around the cylindrical hinge 35 in the withdrawal mode, FIG. 9 is a local side view D of the rocking unit 18 of the control chamber 19 with the connection unit 32 of the beam 33 with the trunnion 28 and the drive 36 for turning the control chamber 19 around the cylindrical hinge 35 in the landing mode), where the following units are shown:

1. Газогенератор;1. Gas generator;

2. Турбонасосный агрегат;2. Turbopump unit;

3. Насос горючего;3. Fuel pump;

4. Насос окислителя;4. Oxidizer pump;

5 Вход насоса горючего;5 Fuel pump inlet;

6. Топливный бак горючего;6. fuel tank quadcopter;

7. Двигательная установка;7. Propulsion system;

8. Вход насоса окислителя;8. Oxidizer pump inlet;

9. Топливный бак окислителя;9. Fuel tank oxidizer;

10. Рама;10. Frame;

11. Неподвижная камера;11. Fixed camera;

12. Центральная часть;12. Central part;

13. Продольная ось симметрии двигателя;13. Longitudinal axis of symmetry of the engine;

14. Донная защита;14. Bottom protection;

15. Конусная центральная часть донной защиты;15. Conical central part of the bottom protection;

16. Периферийная часть;16. Peripheral part;

17. Проем;17. Opening;

18. Узел качания;18. Swing unit;

19. Камера управления;19. Camera control;

20. Периферия многокамерного жидкостного ракетного двигателя с управляемым вектором тяги;20. Periphery of a multi-chamber liquid-propellant rocket engine with a controlled thrust vector;

21. Сектор;21. Sector;

22, 23. Главные плоскости стабилизации;22, 23. Main stabilization planes;

24. Магистраль;24. Highway;

25. Полость после насоса горючего;25. Cavity after the fuel pump;

26. Полость после насоса окислителя;26. Cavity after the oxidizer pump;

27. Кронштейн;27. Bracket;

28. Цапфа;28. Pin;

29. Траверса;29. Traverse;

30. Рулевая машинка;30. Steering machine;

31. Траверса;31. Traverse;

32. Узел соединения;32. Connection node;

33. Балка;33. Beam;

34. Продольная ось симметрии;34. Longitudinal axis of symmetry;

35. Цилиндрический шарнир;35. Cylindrical hinge;

36. Привод;36. Drive;

37. Острый угол;37. Sharp corner;

38. Плоскость;38. Plane;

39. Ступень ракеты-носителя;39. Stage of the launch vehicle;

40. Устройство приземления;40. Landing device;

41. Опора приземления.41. Landing support.

Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги содержит газогенератор 1, турбонасосный агрегат 2 с насосом горючего 3 и насосом окислителя 4. Вход 5 насоса горючего 3 соединен с топливным баком горючего 6 двигательной установки 7. Вход 8 насоса окислителя 4 соединен с топливным баком окислителя 9 двигательной установки 7. К раме 10 примонтировано несколько неподвижных камер 11 в центральной части 12 многокамерного жидкостного ракетного двигателя с управляемым вектором тяги, размещенных симметрично относительно продольной оси симметрии двигателя 13. Донная защита 14 содержит выступающую конусную центральной часть 15 относительно периферийной части 16 донной защиты 14. Примонтированные к раме 10 неподвижные камеры 11 установлены в проемы 17 выступающей конусной центральной части 15 и периферийной части 16 донной защиты 14. Узлы качания 18 камер управления 19, расположенных по периферии многокамерного жидкостного ракетного двигателя с управляемым вектором тяги 20 в секторах 21 между неподвижными камерами 11 в главных плоскостях стабилизации 22 и 23 и соединенных магистралями 24 с полостями 25 и 26 после насосов горючего 3 и окислителя 4 соответственно турбонасосного агрегата 2, соединенных кронштейнами 27 с цапфами 28, установленными с возможностью вращения в траверсах 29 посредством рулевых машинок 30. Траверса 29 и 31 и цапфа каждого узла качания 18 расположена внутри конусной центральной части 15 донной защиты 14. Узел соединения 32 кронштейна 27 с цапфой 28 выполнен в виде балки 33 крепления камеры управления 19 через перпендикулярный своей осью симметрии относительно цапфы 28 и продольной оси симметрии 34 камеры управления 19 цилиндрический шарнир 35, а балка 33 снабжена приводом 36 поворота камеры управления 19 вокруг цилиндрического шарнира 35. Балка 33 крепления камеры управления 19 своей продольной осью симметрии 34 установлена под периферийной частью 16 донной защиты 14 под острым углом 37 к плоскости 38 периферийной части 16 донной защиты 14. Продольная ось симметрии 34 камеры управления 19 в исходном положении расположена вдоль продольной оси симметрии двигателя 13, а на режиме выведения расположена в плоскости качания, параллельной одной из главных плоскостей стабилизации 22 или 23.A multi-chamber liquid rocket engine with a controlled thrust vector contains a gas generator 1, a turbopump unit 2 with a fuel pump 3 and an oxidizer pump 4. The input 5 of the fuel pump 3 is connected to the fuel fuel tank 6 of the propulsion system 7. The input 8 of the oxidizer pump 4 is connected to the oxidizer fuel tank 9 propulsion system 7. Several fixed chambers 11 are mounted to the frame 10 in the central part 12 of a multi-chamber liquid-propellant rocket engine with thrust vector control, placed symmetrically about the longitudinal axis of symmetry of the engine 13. The bottom protection 14 contains a protruding conical central part 15 relative to the peripheral part 16 of the bottom protection 14 Mounted to the frame 10, the fixed chambers 11 are installed in the openings 17 of the protruding conical central part 15 and the peripheral part 16 of the bottom protection 14. The swing units 18 of the control chambers 19 located along the periphery of the multi-chamber liquid rocket engine with a controlled thrust vector 20 in the sectors 21 between the fixed chambers 11 in the main stabilization planes 22 and 23 and connected by lines 24 with cavities 25 and 26 after the fuel pumps 3 and oxidizer 4, respectively, of the turbopump unit 2, connected by brackets 27 with trunnions 28, mounted for rotation in the traverses 29 by means of steering servos 30. Traverse 29 and 31 and the trunnion of each swing unit 18 is located inside the conical central part 15 of the bottom protection 14. The connection unit 32 of the bracket 27 with the trunnion 28 is made in the form of a beam 33 for mounting the control chamber 19 through perpendicular to its axis of symmetry relative to the trunnion 28 and longitudinal axis of symmetry 34 of the control chamber 19 cylindrical hinge 35, and the beam 33 is equipped with a drive 36 rotation of the control camera 19 around the cylindrical hinge 35. plane 38 of the peripheral part 16 of the bottom protection 14. The longitudinal axis of symmetry 34 of the control chamber 19 in the initial position is located along the longitudinal axis of symmetry of the engine 13, and in the launch mode it is located in the swing plane parallel to one of the main stabilization planes 22 or 23.

Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги работает следующим образом. При работе двигательной установки 7 ступени ракеты - носителя 39 на режиме выведения полезной нагрузки одновременно работают неподвижные камеры 11 в центральной части 12 многокамерного жидкостного ракетного двигателя с управляемым вектором тяги и камеры управления 19. С помощью приводов 36 балки 33 переведены в положение под острым углом 37 к плоскости 38 периферийной части 16 донной защиты 14, а плоскости качания камер управления 19 расположены параллельно основным плоскостям стабилизации 22 или 23. В нейтральном положении продольные оси симметрии 34 камер управления 19 расположены параллельно продольной оси симметрии двигателя 13. После отделения ступени ракеты - носителя 39 от верхних ступеней и ориентации продольной осью симметрии 13 по направлению силы тяжести на устройство приземления 40, привод 36 обеспечивает перевод балки 33 в положение, соответствующее установке камер управления 19 под острым углом 37 к продольной оси симметрии двигателя 13, тем самим обеспечивает отклонение потока продуктов сгорания на внешнюю сторону пространства от донной защиты 14, в том числе и от периферийной части 16 в секторе 21 между раскрытыми опорами приземления 41 и между неподвижными камерами 11, обеспечивая после работы основных неподвижных камер 11 на режиме торможения и их выключения уравновешивание силы тяжести ступени ракеты-носителя 39 только продольной составляющей сил тяги камер управления 19, расположенных под острым углом 37 по отношению к продольной оси симметрии 13 двигателя. На режиме спуска камеры управления 19 с помощью рулевых машинок 30 обеспечивают управление положением ступени ракеты носителя 39 вплоть до соприкосновения опорами приземления 41 с устройством приземления 40. Продукты сгорания от камер управления 19 в меньшей степени воздействуют на ступень ракеты-носителя 39, на донную защиту 14, в том числе и на ее периферийную часть 16, топливный бак окислителя 9 и на выступающие из донной защиты сопла неподвижных камер 11.Multi-chamber liquid rocket engine with thrust vector control operates as follows. During the operation of the propulsion system 7 stages of the launch vehicle 39 in the payload launch mode, the fixed chambers 11 in the central part 12 of the multi-chamber liquid rocket engine with a controlled thrust vector and the control chamber 19 simultaneously operate. With the help of drives 36, the beams 33 are transferred to the position at an acute angle 37 to the plane 38 of the peripheral part 16 of the bottom protection 14, and the swing planes of the control chambers 19 are parallel to the main stabilization planes 22 or 23. In the neutral position, the longitudinal axes of symmetry 34 of the control chambers 19 are parallel to the longitudinal axis of symmetry of the engine 13. from the upper steps and the orientation of the longitudinal axis of symmetry 13 in the direction of gravity to the landing device 40, the drive 36 ensures the transfer of the beam 33 to the position corresponding to the installation of the control cameras 19 at an acute angle 37 to the longitudinal axis of symmetry of the engine 13, thereby ensuring the deviation the flow of combustion products to the outer side of the space from the bottom protection 14, including from the peripheral part 16 in the sector 21 between the open landing supports 41 and between the fixed chambers 11, providing after the operation of the main fixed chambers 11 in the braking mode and turning them off, balancing the force of gravity stages of the launch vehicle 39 only the longitudinal component of the thrust forces of the control chambers 19, located at an acute angle 37 with respect to the longitudinal axis of symmetry 13 of the engine. In the descent mode, the control cameras 19 with the help of steering machines 30 provide control of the position of the stage of the launch vehicle 39 until the landing supports 41 come into contact with the landing device 40. The combustion products from the control cameras 19 have a lesser effect on the stage of the launch vehicle 39, on the bottom protection 14 , including on its peripheral part 16, the oxidizer fuel tank 9 and on the nozzles of fixed chambers 11 protruding from the bottom protection.

Применение предлагаемого изобретения позволит повысить ресурс работы основного жидкостного ракетного двигателя, упростить средства защиты от теплового воздействия на агрегаты двигателя при вертикальной посадке возвращаемой ступени ракеты - носителя, уменьшить массу средств тепловой изоляции топливных баков и агрегатов центрального основного жидкостного ракетного двигателя и уменьшить продольные и радиальные габариты периферийных частей двигателя и снизить в итоге массу многокамерного жидкостного ракетного двигателя с управляемым вектором тяги.The use of the invention will increase the service life of the main liquid-propellant rocket engine, simplify the means of protection against thermal effects on the engine assemblies during vertical landing of the return stage of the launch vehicle, reduce the mass of the means of thermal insulation of fuel tanks and assemblies of the central main liquid-propellant rocket engine and reduce the longitudinal and radial dimensions peripheral parts of the engine and ultimately reduce the mass of a multi-chamber liquid rocket engine with a controlled thrust vector.

Claims

1. A multi-chamber liquid rocket engine with a controlled thrust vector, containing a gas generator, a turbopump assembly with pumps, the inputs of which are connected to the fuel tanks of the propulsion system, a frame protruding with a conical central part relative to the peripheral bottom protection, several fixed cameras mounted to the frame in the central part, placed symmetrically with respect to the longitudinal axis of symmetry of the engine, connected by brackets with trunnions mounted with the possibility of rotation in the traverses by means of steering machines of the rocking units of the control chambers located along the periphery in the sectors between the fixed chambers in the stabilization planes, connected by lines with cavities after the pumps of the turbopump unit, characterized in that that in it the traverse and trunnion of each swing assembly are located inside the conical central part of the bottom protection, the connection point of the bracket with the trunnion is made in the form of a control camera mounting beam symmetry relative to the trunnion and the longitudinal axis of symmetry of the control chamber is a cylindrical hinge, and the beam is equipped with a drive for turning the control chamber around a cylindrical hinge.

2. A multi-chamber liquid-propellant rocket engine with a controlled thrust vector according to claim 1, characterized in that, in order to reduce the axial dimensions of the peripheral parts of the engine, the beam for attaching the control chamber with its longitudinal axis of symmetry is installed under the peripheral part of the bottom protection at an acute angle to the plane of the latter.