RU2784462C1

RU2784462C1 - Liquid rocket engine with afterburning

Info

Publication number: RU2784462C1
Application number: RU2022111408A
Authority: RU
Inventors: Виктор Дмитриевич Горохов; Николай Васильевич Подгорный; Дмитрий Валерьевич Солдатов
Original assignee: Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики"
Filing date: 2022-04-26
Publication date: 2022-11-25

Abstract

FIELD: liquid rocket engines.

SUBSTANCE: invention relates to liquid rocket engines with afterburning. A liquid-propellant rocket engine with afterburning, containing an engine compartment with a support frame with the possibility of swinging in one of the stabilization planes, a turbine of a turbopump unit operating with an excess of one of the components, with a behind-turbine cavity connected to a gas duct of a chamber with a minimum cross section and an outlet section of a nozzle equipped with a supply manifold in the cooling path of the chamber of one of the components missing in the turbine, connected to the support frame, in which the housing of the turbopump unit with its cylindrical section is placed with its longitudinal axis of symmetry at an acute angle to the longitudinal axis of symmetry of the engine, for example 40-45°, in a plane parallel to the longitudinal axis of the engine with placement in the sector space of the cavity of the engine compartment from the outer part of the minimum section of the nozzle with the minimum distance between the longitudinal axes of symmetry of the chamber and the turbopump unit, and the housings of the chamber and the turbopump unit - with a gap without touching them with each other.

EFFECT: invention provides reduction of inertia of the engine with afterburning relative to the swing axis, radial dimensions and mass of the liquid-propellant rocket engine.

3 cl, 10 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике, в которой создание жидкостных ракетных двигателей с минимально возможными массой, минимальными продольными и радиальными габаритами является всегда актуальным, особенно для жидкостных ракетных двигателей верхних ступеней ракет-носителей, а более конкретно, к устройству жидкостного ракетного двигателя с дожиганием.The invention relates to rocket technology, in which the creation of liquid-propellant rocket engines with the lowest possible weight, minimum longitudinal and radial dimensions is always relevant, especially for liquid-propellant rocket engines of the upper stages of launch vehicles, and more specifically, to the device of a liquid-propellant rocket engine with afterburning.

Известен жидкостный ракетный двигатель с дожиганием, содержащий двигательный отсек с опорным узлом, работающую на генераторном газе с избытком одного из компонентов турбину турбонасосного агрегата с затурбинной полостью соединенной с газоводом камеры, снабженную коллектором подвода в тракт охлаждения камеры недостающего в газогенераторе одного из компонентов (см. справочник под редакцией Шустова И.Г. «Двигатели 1944-2000: авиационные, ракетные, морские, наземные», М., изд. «АКС - Конверсалт, 2000 г., стр. 215, НК-43). A liquid-propellant afterburning rocket engine is known, containing an engine compartment with a reference assembly, operating on generator gas with an excess of one of the components, a turbine of a turbopump unit with a behind-turbine cavity connected to a gas duct chamber, equipped with a manifold for supplying one of the components missing in the gas generator to the cooling path of the chamber (see Fig. reference book edited by Shustov I. G. "Engines 1944-2000: aviation, rocket, marine, ground", M., ed. "AKS - Konversalt, 2000, p. 215, NK-43).

В таких жидкостных ракетных двигателях с дожиганием, максимальное приближение к камере сгорания турбонасосного агрегата при продольном его расположении относительно оси симметрии камеры, позволяет уменьшить момент инерции жидкостного ракетного двигателя с дожиганием, что снижает величину управляющих усилий рулевых камер на управление вектором тяги при однокамерном варианте его использования. Расположение некоторых агрегатов в полости отсека между камерой сгорания и турбонасосным агрегатом позволяет более полно использовать объем двигательного отсека и снизить радиальные габариты жидкостного ракетного двигателя с дожиганием. Однако, из-за преобладающей массы турбонасосного агрегата и расположением его на расстоянии от продольной оси камеры все же результирующий момент инерции жидкостного ракетного двигателя с дожиганием для преобладающих вариантов использования такого двигателя является недостаточно малым, что требует длительных воздействий управляющих усилий (импульса силы) для управления вектором тяги.In such liquid rocket engines with afterburning, the maximum approach to the combustion chamber of the turbopump unit with its longitudinal location relative to the axis of symmetry of the chamber makes it possible to reduce the moment of inertia of the liquid rocket engine with afterburning, which reduces the magnitude of the control efforts of the steering chambers to control the thrust vector in a single-chamber version of its use . The location of some units in the cavity of the compartment between the combustion chamber and the turbopump unit makes it possible to more fully use the volume of the engine compartment and reduce the radial dimensions of the liquid-propellant rocket engine with afterburning. However, due to the prevailing mass of the turbopump unit and its location at a distance from the longitudinal axis of the chamber, the resulting moment of inertia of a liquid rocket engine with afterburning for the prevailing applications of such an engine is not small enough, which requires long-term effects of control forces (force impulse) to control thrust vector.

Известны также жидкостные ракетные двигатели с дожиганием, содержащие двигательный отсек с опорной рамой с возможностью качания в одной из плоскостей стабилизации, работающую с избытком одного из компонентов турбину турбонасосного агрегата с затурбинной полостью соединенной с газоводом камеры с минимальным сечением и выходным участком сопла, снабженным коллектором подвода в тракт охлаждения камеры недостающего в турбине одного из компонентов, соединенными с опорной рамой (см. справочник под редакцией Шустова И.Г. «Двигатели 1944-2000: авиационные, ракетные, морские, наземные», М., изд. «АКС - Конверсалт, 2000 г., стр. 273, РД-191 прототип).Liquid-propellant afterburning rocket engines are also known, containing an engine compartment with a support frame with the possibility of swinging in one of the stabilization planes, a turbine of a turbopump unit operating with an excess of one of the components with an after-turbine cavity connected to a gas duct of a chamber with a minimum cross section and an outlet section of a nozzle equipped with a supply manifold into the cooling path of the chamber of one of the components missing in the turbine, connected to the support frame (see the reference book edited by Shustov I.G. “Engines 1944-2000: aviation, rocket, marine, ground”, M., ed. “AKS - Konversalt , 2000, p. 273, RD-191 prototype).

В таких жидкостных ракетных двигателях с дожиганием, даже для первых ступеней ракет носителей, максимальное приближение к камере сгорания турбонасосного агрегата при продольном его расположении относительно оси симметрии камеры, позволяет уменьшить момент инерции жидкостного ракетного двигателя с дожиганием. Для жидкостных ракетных двигателей с дожиганием верхних ступеней ракет носителей больших тяг получение малого момента инерции качающейся части сдерживается значительными габаритными размерами и массой сопла камеры, приводящими к значительному доминированию части момента инерции камеры в общем результирующем моменте инерции жидкостного ракетного двигателя с дожиганием, а также доле в положении координат центра масс всего двигателя, близкого к продольной оси симметрии камеры. Высотное сопло такого жидкостного ракетного двигателя с дожиганием и так повышает момент инерции качающейся части всего жидкостного ракетного двигателя с дожиганием, оставляя разработчику вариант снижения общего момента инерции за счет снижения массы как самой камеры, так и масс остальных агрегатов, а также за счет выбора их местоположения в компоновке всего жидкостного ракетного двигателя с дожиганием, при этом не ухудшая их в работу в общей принципиальной схеме функционирования агрегатов в составе жидкостного ракетного двигателя с дожиганием. В таких жидкостных ракетных двигателях с дожиганием, из-за неполного использования свободного центрального объема полости двигательного отсека, приходится увеличивать радиальные габариты жидкостного ракетного двигателя с дожиганием, снижая относительную плотность компоновки агрегатов и увеличивая составляющие результирующего момента инерции, пропорционально второй степени расстояния центров масс агрегатов от общего центра масс жидкостного ракетного двигателя с дожиганием. При расположении турбонасосного агрегата жидкостного двигателя с дожиганием в плоскости вдоль продольной оси двигателя и на значительном радиальном удалении от продольной оси симметрии камеры, так же как и большинство агрегатов, дают весьма значительную величину результирующего момента инерции всего жидкостного ракетного двигателя с дожиганием. Как следствие, из-за повышенного значения результирующего момента инерции жидкостного ракетного двигателя, при корректировке траектории ракеты носителя приходится задавать корректирующие усилия от силы тяги, как по углу поворота камеры, так и по длительности нахождения камеры в повернутом положении, что приводит к неизбежным потерям силы тяги в направлении движения, а, следовательно, и к неполучению конечной скорости движения ракеты носителя при располагаемой массе топлива. Если для управления вектором тяги использованы рулевые камеры, как правило, характеризующиеся пониженной по сравнению с основной камерой экономичностью, то при повышенной величине момента инерции жидкостного ракетного двигателя с дожиганием, следует ожидать еще больших потерь экономичности.In such afterburning liquid-propellant rocket engines, even for the first stages of launch vehicles, the maximum approach to the combustion chamber of the turbopump unit, when it is located longitudinally relative to the chamber symmetry axis, makes it possible to reduce the moment of inertia of the afterburning liquid-propellant rocket engine. For liquid-propellant rocket engines with afterburning of the upper stages of high-thrust carrier rockets, obtaining a small moment of inertia of the oscillating part is constrained by significant overall dimensions and mass of the chamber nozzle, leading to a significant dominance of a part of the moment of inertia of the chamber in the total resulting moment of inertia of a liquid-propellant rocket engine with afterburning, as well as the share in the position of the coordinates of the center of mass of the entire engine, close to the longitudinal axis of symmetry of the chamber. The high-altitude nozzle of such an afterburning liquid-propellant rocket engine already increases the moment of inertia of the oscillating part of the entire afterburning liquid-propellant rocket engine, leaving the developer with the option of reducing the total moment of inertia by reducing the mass of both the chamber itself and the masses of other units, as well as by choosing their location in the layout of the entire liquid-propellant rocket engine with afterburning, while not impairing their work in the general concept of the operation of units as part of a liquid-propellant rocket engine with afterburning. In such afterburning liquid-propellant rocket engines, due to the incomplete use of the free central volume of the engine compartment cavity, it is necessary to increase the radial dimensions of the afterburning liquid-propellant rocket engine, reducing the relative density of the aggregates and increasing the components of the resulting moment of inertia, in proportion to the second power of the distance of the centers of mass of the aggregates from common center of mass of a liquid rocket engine with afterburning. When the turbopump unit of a liquid-propellant engine with afterburning is located in a plane along the longitudinal axis of the engine and at a considerable radial distance from the longitudinal axis of symmetry of the chamber, as well as most of the units, they give a very significant value of the resulting moment of inertia of the entire liquid-propellant rocket engine with afterburning. As a result, due to the increased value of the resulting moment of inertia of the liquid-propellant rocket engine, when correcting the trajectory of the launch vehicle, it is necessary to set corrective forces from the thrust force, both in terms of the angle of rotation of the camera and in the duration of the camera being in the rotated position, which leads to inevitable losses of force thrust in the direction of movement, and, consequently, to the failure to obtain the final speed of the launch vehicle with the available mass of fuel. If steering chambers are used to control the thrust vector, as a rule, they are characterized by reduced efficiency compared to the main chamber, then with an increased value of the moment of inertia of a liquid-propellant rocket engine with afterburning, even greater losses in efficiency should be expected.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение вышеуказанных недостатков и уменьшение радиальных габаритов, массы и момента инерции двигателя.The objective of the invention is to eliminate the above disadvantages and reduce the radial dimensions, weight and moment of inertia of the engine.

Указанная выше задача изобретения решается тем, что в известном жидкостном ракетном двигателе с дожиганием, содержащем двигательный отсек с опорной рамой с возможностью качания в одной из плоскостей стабилизации, работающую с избытком одного из компонентов турбину турбонасосного агрегата с затурбинной полостью соединенной с газоводом камеры с минимальным сечением и выходным участком сопла, снабженным коллектором подвода в тракт охлаждения камеры недостающего в турбине одного из компонентов, соединенными с опорной рамой, в нем корпус турбонасосного агрегата своим цилиндрическим участком размещен продольной осью симметрии под острым углом к продольной оси симметрии двигателя, например, 40° - 45°, в параллельной продольной оси двигателя плоскости с размещением в секторном пространстве полости двигательного отсека с внешней части минимального сечения сопла с обеспечением минимального расстояния между продольными осями симметрии камеры и турбонасосного агрегата, а корпусов камеры и турбонасосного агрегата - с зазором без касания их друг с другом.The above problem of the invention is solved by the fact that in a known liquid-propellant rocket engine with afterburning, containing an engine compartment with a support frame with the possibility of swinging in one of the stabilization planes, a turbine of a turbopump unit operating with an excess of one of the components with an after-turbine cavity connected to a gas conduit chamber with a minimum cross section and the outlet section of the nozzle, equipped with a manifold for supplying one of the components missing in the turbine to the cooling path of the chamber, connected to the support frame, in which the casing of the turbopump unit is placed with its cylindrical section with its longitudinal axis of symmetry at an acute angle to the longitudinal axis of symmetry of the engine, for example, 40 ° - 45°, in a plane parallel to the longitudinal axis of the engine with placement in the sector space of the cavity of the engine compartment from the outer part of the minimum cross section of the nozzle, ensuring the minimum distance between the longitudinal axes of symmetry of the chamber and the turbopump unit, and the housings of the chamber and turbopump axle unit - with a gap without touching them with each other.

Указанная выше задача изобретения также решается тем, что в известном жидкостном ракетном двигателе с дожиганием, цилиндрический участок корпуса турбонасосного агрегата, размещенный в секторном пространстве полости двигательного отсека с внешней части минимального сечения сопла, выполнен с расположением в нем разделительных полостей между насосами компонентов турбонасосного агрегата.The above objective of the invention is also solved by the fact that in the known liquid-propellant rocket engine with afterburning, the cylindrical section of the body of the turbopump unit, located in the sector space of the cavity of the engine compartment from the outer part of the minimum section of the nozzle, is made with the location of the separation cavities between the pumps of the components of the turbopump unit.

Указанная выше задача изобретения также решается тем, что в известном жидкостном ракетном двигателе с дожиганием параллельная продольной оси двигателя плоскость размещения продольной оси симметрии турбонасосного агрегата размещена перпендикулярно плоскости качания опорной рамы.The above problem of the invention is also solved by the fact that in a known liquid-propellant rocket engine with afterburning, the plane of placement of the longitudinal axis of symmetry of the turbopump unit, parallel to the longitudinal axis of the engine, is placed perpendicular to the plane of swing of the support frame.

Предлагаемый жидкостный ракетный двигатель с дожиганием приведен на чертеже (фиг. 1-10, фиг. 1 - проекционный вид сбоку с изображением двигательного отсека 1, турбонасосного агрегата 4 и его угловой координаты размещения; фиг. 2 - проекционный вид А сверху с изображением главной плоскости стабилизации 3, плоскости качания 76, плоскости размещения 53 турбонасосного агрегата 4, газовода 10; фиг. 3 - аксонометрическая проекция жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с изображением основных его агрегатов и узлов: опорной рамы 2, камеры 7, турбонасосного агрегата 4, гибкой магистрали 63, дросселя 26,клапана горючего 19, входной магистрали окислителя 35, входной магистрали горючего 36; фиг. 4 - проекционный разрез вдоль продольной ось симметрии двигателя 52 поперек турбонасосного агрегата 4 с изображением полости двигательного отсека 55 размещения цилиндрического участка 43 корпуса 44 турбонасосного агрегата на минимальном расстоянии 59 от внешней части 56 минимального сечения 13 сопла 11, с минимальным расстоянием 57 между продольной осью симметрии 52 двигателя и плоскостью размещения 76 турбонасосного агрегата 4, камеры 7 и ее трубопровода 18, магистрали 21; фиг. 5 -продольный разрез Б-Б двигателя вдоль плоскости размещения 53 турбонасосного агрегата 4, где показана средняя часть 42 корпуса турбонасосного агрегата 4, турбина 5, затурбинная полость 6, сопловой аппарат турбины 78, участок сопла 11; фиг. 6 - проекционный разрез вдоль продольной оси 52 двигателя, где изображены поперечные сечения гибких магистралей 31 и 32,входной патрубок наддува бака 62 и выходной патрубок наддува бака 69; фиг. 7 - увеличенный местный вид поперечных сечений траверс 29 и 30, гибких магистралей 31 и 32, неподвижных их частей 68 и 75, входного патрубка наддува бака 62, выходного патрубка наддува бака 69; фиг. 8 - увеличенный вид Г разреза цилиндрического участка 43 корпуса 44 турбонасосного агрегата 4, разделительной полости 45, манжетных уплотнений 46, 47, полости низкого давления насоса окислителя 48, полости низкого давления насоса горючего 49; фиг.9 - проекционный вид сбоку Д на двигатель вдоль плоскости 76 размещения продольной оси симметрии 50 турбонасосного агрегата 4, траверсу 29, входной патрубок насоса окислителя 39, насос окислителя 40, гибкую магистраль 31 и ее первую часть 33 и вторую ее часть 37, на теплообменник 61, на трубопровод 72 и выход теплообменника 73; фиг. 10 - аксонометрическая проекция жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с изображением траверсы 29, гибкой магистрали 70, подвижной части 71 гибкой магистрали 70, трубопровода 72), где показаны следующие агрегаты:The proposed liquid-propellant rocket engine with afterburning is shown in the drawing (Fig. 1-10, Fig. 1 is a projection side view showing the engine compartment 1, the turbopump unit 4 and its angular coordinates of placement; Fig. 2 is a projection view A from above showing the main plane stabilization 3, the plane of oscillation 76, the plane of placement 53 of the turbopump unit 4, gas duct 10. Fig. 3 is an axonometric projection of a liquid rocket engine with afterburning showing its main units and assemblies: support frame 2, camera 7, turbopump unit 4, flexible line 63 , throttle 26, fuel valve 19, oxidizer inlet line 35, fuel inlet line 36; Fig. 4 is a projection section along the longitudinal axis of symmetry of the engine 52 across the turbopump unit 4 with the image of the cavity of the engine compartment 55 of the placement of the cylindrical section 43 of the housing 44 of the turbopump unit at a minimum distance 59 from the outer part 56 of the minimum section 13 of the nozzle 11, with a minimum distance 57 between the longitudinal axis of symmetry 52 of the engine and the plane of placement 76 of the turbopump unit 4, chamber 7 and its pipeline 18, line 21; fig. 5 is a longitudinal section B-B of the engine along the plane of placement 53 of the turbopump unit 4, which shows the middle part 42 of the housing of the turbopump unit 4, the turbine 5, the after-turbine cavity 6, the turbine nozzle apparatus 78, the section of the nozzle 11; fig. 6 is a projection section along the longitudinal axis 52 of the engine, which shows the cross-sections of the flexible lines 31 and 32, the tank pressurization inlet 62 and the tank pressurization outlet 69; fig. 7 is an enlarged local view of cross-sections of traverses 29 and 30, flexible lines 31 and 32, their fixed parts 68 and 75, tank pressurization inlet 62, tank pressurization outlet 69; fig. 8 is an enlarged view D of the section of the cylindrical section 43 of the housing 44 of the turbopump unit 4, the separation cavity 45, the lip seals 46, 47, the low pressure cavity of the oxidizer pump 48, the low pressure cavity of the fuel pump 49; Fig.9 - projection side view D on the engine along the plane 76 of the longitudinal axis of symmetry 50 of the turbopump unit 4, the crosshead 29, the inlet pipe of the oxidizer pump 39, the oxidizer pump 40, the flexible line 31 and its first part 33 and its second part 37, on heat exchanger 61, to the pipeline 72 and the outlet of the heat exchanger 73; fig. 10 is an axonometric projection of a liquid-propellant rocket engine with afterburning showing a traverse 29, a flexible line 70, a movable part 71 of a flexible line 70, a pipeline 72), where the following units are shown:

1. Двигательный отсек;1. Engine compartment;

2. Опорная рама;2. Base frame;

3. Плоскость стабилизации;3. Plane stabilization;

4. Турбонасосный агрегат;4. Turbopump unit;

5. Турбина;5. Turbine;

6. Затурбинная полость;6. Turbine cavity;

7. Камера;7. Camera;

8. Смесительная головка;8. Mixing head;

9. Полость генераторного газа;9. Producer gas cavity;

10. Газовод;10. Gas pipeline;

11. Сопло;11. Nozzle;

12. Выходной участок сопла;12. Outlet section of the nozzle;

13. Минимальное сечение сопла;13. The minimum section of the nozzle;

14. Тракт охлаждения сопла;14. Nozzle cooling path;

15. Выход тракта охлаждения сопла;15. Outlet of the cooling path of the nozzle;

16. 17. Коллектор;16. 17. Collector;

18. Трубопровод;18. Pipeline;

19. Клапан горючего;19. Fuel valve;

20. Вход тракта охлаждения сопла;20. Nozzle cooling path inlet;

21. Магистраль;21. Highway;

22. Выход тракта охлаждения камеры;22. Exit of the chamber cooling path;

23. Тракт охлаждения камеры сгорания;23. Combustion chamber cooling path;

24. Камера сгорания;24. Combustion chamber;

25. Вход тракта охлаждения камеры сгорания;25. Entrance of the combustion chamber cooling path;

26. Дроссель;26. Throttle;

27. Выход насоса горючего;27. Fuel pump outlet;

28. Насос горючего;28. Fuel pump;

29,30. Траверса;29.30. Traverse;

31,32. Гибкая магистраль;31.32. Flexible trunk;

33,34. Первая часть гибкой магистрали;33.34. The first part of the flexible backbone;

35. Входная магистраль окислителя;35. Inlet line of the oxidizer;

36. Входная магистраль горючего;36. Fuel inlet line;

37,38. Вторая часть гибкой магистрали;37.38. The second part of the flexible trunk;

39. Входной патрубок насоса окислителя;39. Inlet pipe of the oxidizer pump;

40. Насос окислителя;40. Oxidizer pump;

41. Входной патрубок насоса горючего;41. Inlet pipe of the fuel pump;

42. Средняя часть корпуса турбонасосного агрегата;42. The middle part of the housing of the turbopump unit;

43. Цилиндрический участок корпуса турбонасосного агрегата;43. Cylindrical section of the housing of the turbopump unit;

44. Корпус турбонасосного агрегата;44. The body of the turbopump unit;

45. Разделительная полость;45. Dividing cavity;

46,47. Манжетное уплотнение;46.47. Lip seal;

48. Полость низкого давления насоса окислителя;48. Low pressure cavity of the oxidizer pump;

49. Полость низкого давления насоса горючего;49. Low pressure fuel pump cavity;

50. Продольная ось симметрии турбонасосного агрегата;50. Longitudinal axis of symmetry of the turbopump unit;

51. Острый угол;51. Sharp corner;

52. Продольная ось симметрии двигателя;52. Longitudinal axis of symmetry of the engine;

53. Плоскость размещения продольной оси симметрии турбонасосного агрегата;53. The plane of the longitudinal axis of symmetry of the turbopump unit;

54. Секторное пространство;54. Sector space;

55. Полость двигательного отсека;55. The cavity of the engine compartment;

56. Внешняя часть корпуса минимального сечения;56. The outer part of the body of the minimum section;

57. Минимальное расстояние;57. Minimum distance;

58. Корпус камеры;58. Camera body;

59. Зазор;59. Gap;

60. Точка пересечения;60. Intersection point;

61. Теплообменник;61. Heat exchanger;

62. Входной патрубок наддува бака;62. Tank pressurization inlet;

63. Гибкая магистраль;63. Flexible line;

64. Подвижная часть гибкой магистрали;64. Movable part of the flexible line;

65. Трубопровод;65. Pipeline;

66. Вход теплообменника;66. Heat exchanger inlet;

67. Цапфа качающейся камеры;67. Pin of the oscillating chamber;

68. Неподвижная часть гибкой магистрали;68. The fixed part of the flexible line;

69. Выходной патрубок наддува бака;69. Outlet pipe for boosting the tank;

70. Гибкая магистраль;70. Flexible trunk;

71. Подвижная часть гибкой магистрали;71. Movable part of the flexible line;

72. Трубопровод;72. Pipeline;

73. Выход теплообменника;73. Heat exchanger outlet;

74. Цапфа качающейся камеры;74. Pin of the oscillating chamber;

75. Неподвижная часть гибкой магистрали;75. The fixed part of the flexible line;

76. Плоскость качания;76. Swing plane;

77. Газогенератор;77. Gas generator;

78. Сопловой аппарат турбины;78. Turbine nozzle apparatus;

79. Ось качания.79. Axis of swing.

Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием содержит двигательный отсек 1 с опорной рамой 2 с возможностью качания в одной из плоскостей стабилизации 3, турбонасосный агрегат 4, снабженный турбиной 5 с затурбинной полостью 6, камеру 7 со смесительной головкой 8 и полостью генераторного газа 9, соединенной газоводом 10 с затурбинной полостью 6 турбонасосного агрегата 4. Сопло 11 камеры 7 содержит выходной участок 12 и минимальное сечение 13 и снабжено трактом охлаждения 14. Выход 15 тракта охлаждения 14 сопла 11 с помощью последовательного коллектора 16, коллектора 17 и трубопровода 18 и клапана горючего 19 соединен с полостью смесительной головки 8.A liquid rocket engine with afterburning comprises an engine compartment 1 with a support frame 2 with the possibility of rocking in one of the stabilization planes 3, a turbopump unit 4 equipped with a turbine 5 with a turbine cavity 6, a chamber 7 with a mixing head 8 and a generator gas cavity 9 connected by a gas conduit 10 with an after-turbine cavity 6 of the turbopump unit 4. The nozzle 11 of the chamber 7 contains an outlet section 12 and a minimum section 13 and is equipped with a cooling path 14. The outlet 15 of the cooling path 14 of the nozzle 11 is connected to the mixing head cavity 8.

Вход 20 тракта охлаждения 14 сопла 11 соединен магистралью 21 с выходом 22 тракта охлаждения 23 камеры сгорания 24 и минимального сечения 13 сопла 11. Вход 25 тракта охлаждения 23 камеры сгорания 24 соединен с помощью дросселя 26 с выходом 27 насоса горючего 28. Опорная рама 2 снабжена траверсами 29, 30, с которыми связаны соответственно гибкие магистрали 31 и 32, соединенные одной частью 33 и 34 с входными магистралями компонентов окислителя 35 и горючего 36 соответственно, а другой частью 37 и 38 с входным патрубком 39 насоса окислителя 40 и входным патрубком 41 насоса горючего 28. Турбонасосный агрегат 4 в своей средней части 42 содержит цилиндрический участок 43 корпуса 44, в котором находится разделительная полость 45 между насосом горючего 28 и насосом окислителя 40, снабженная уплотнениями 46 и 47 с минимально возможными диаметрами и проходными сечениями из-за этого для уменьшения утечек компонентов из полости низкого давления 48 насоса окислителя 40 и из полости низкого давления 49 насоса горючего 28, поэтому цилиндрический участок 43 корпуса 44 имеет минимальные радиальные габариты. Корпус 44 турбонасосного агрегата 4 своим цилиндрическим участком 43 размещен продольной осью симметрии 50 под острым углом 51 к продольной оси симметрии 52 двигателя, например в параллельной продольной оси 52 двигателя плоскости размещения 53 продольной оси симметрии 50 турбонасосного агрегата 4 с размещением в секторном пространстве 54 полости 55 двигательного отсека 1 с внешней части 56 минимального сечения 13 сопла 11 с обеспечением минимального расстояния 57 между продольной осью симметрии 52 двигателя и продольной осью симметрии 50 турбонасосного агрегата 4, а корпуса 58 камеры 7 со стороны внешней части корпуса 56 минимального сечения 13 сопла 11 и турбонасосного агрегата 4 - с зазором 59 без касания их друг с другом. Цилиндрический участок корпуса 43 турбонасосного агрегата 4, размещенный в секторном пространстве полости двигательного отсека с внешней части 56 минимального сечения 13 сопла 11, выполнен с расположением в нем разделительных полостей 45 между насосом окислителя 40 и насосом горючего 28 турбонасосного агрегата 4. При выборе положения корпуса 44 турбонасосного агрегата 4 своей продольной осью симметрии 50 под увеличивающимся острым углом 51 к продольной оси симметрии 52двигателя в параллельной продольной оси 52 двигателя плоскости 53 с размещением в секторном пространстве 54 полости 55 двигательного отсека 1 с внешней части 56 минимального сечения 13 сопла 11 с обеспечением минимального расстояния 57 между продольной осью симметрии 52 двигателя при повороте относительно точки 60 пересечения продольной оси симметрии 52 и проекции на нее продольной оси симметрии 50 турбонасосного агрегата 4, с обеспечением положения корпуса 58 камеры 7 со стороны внешней части корпуса 56 минимального сечения 13 сопла 11 и турбонасосного агрегата 4 - с зазором 59 без касания их друг с другом момент инерции от турбонасосного агрегата уменьшается, а момент инерции из-за увеличивающейся длины и массы газовода 10 и магистрали 21 увеличивается, а в целом момент инерции жидкостного ракетного двигателя с дожиганием увеличивается. Равно как и при уменьшении острого угла 51 момент инерции из-за турбонасосного агрегата 4 увеличивается, а момент инерции от газовода 10 и магистрали 21 уменьшается, а в целом момент инерции жидкостного ракетного двигателя с дожиганием увеличивается. Минимальный момент инерции двигателя обеспечивается положением продольной оси 50 турбонасосного агрегата под углом в интервале 40-45 градусов относительно продольной оси двигателя 52. На участке газовода 10 установлен теплообменник 61 для нагрева инертного газа наддува топливных баков (на фиг. 1-10 не показаны). Для подвода инертного газа к теплообменнику 61 от входного патрубка 62 использована гибкая магистраль 63, соединенная одной подвижной частью 64 трубопроводом 65 с входом 66 теплообменника 61, закрепленная за цапфу 67 качающейся камеры 7, а другой неподвижной частью 68 за траверсу 29. Для отвода инертного газа от теплообменника 61 к выходному патрубку 69 использована гибкая магистраль 70, соединенная одной подвижной частью 71 трубопроводом 72 с выходом 73 теплообменника 61, закрепленная подвижной частью за цапфу 74 качающейся камеры 7, а другой неподвижной частью 75 за траверсу 30. Плоскость 53 размещения продольной оси симметрии 50 турбонасосного агрегата 4 размещена параллельно продольной оси симметрии 52 двигателя, и одновременно перпендикулярно плоскости качания 76 опорной рамы 2, в которой качается камера 7 и турбонасосный агрегат 4. В данной конструктивной схеме (фиг. 1-10) показана реализация предлагаемого жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с расположением агрегатов согласно принципиальной пневмогидравлической схемы жидкостного ракетного двигателя с дожиганием, с использованием газогенератора 77 для получения генераторного газа с избытком одного из компонентов, например, окислителя, для подачи в сопловой аппарат 78 турбины 5, а также в жидкостном ракетном двигателе с дожиганием по безгенераторной схеме, где в качестве рабочего тела на турбине используется горючее, например метан, нагретое в тракте охлаждения 23 камеры сгорания 24 и сопла 11, в котором достигается минимальный момент инерции относительно оси качания 79 при качании в плоскости стабилизации 3.The input 20 of the cooling path 14 of the nozzle 11 is connected by a line 21 to the outlet 22 of the cooling path 23 of the combustion chamber 24 and the minimum section 13 of the nozzle 11. The input 25 of the cooling path 23 of the combustion chamber 24 is connected by means of a throttle 26 to the output 27 of the fuel pump 28. The support frame 2 is provided traverses 29, 30, which are connected, respectively, by flexible lines 31 and 32, connected by one part 33 and 34 with the inlet lines of the oxidizer components 35 and fuel 36, respectively, and the other part 37 and 38 with the inlet pipe 39 of the oxidizer pump 40 and the inlet pipe 41 of the pump fuel 28. The turbopump unit 4 in its middle part 42 contains a cylindrical section 43 of the body 44, in which there is a separating cavity 45 between the fuel pump 28 and the oxidizer pump 40, equipped with seals 46 and 47 with the smallest possible diameters and flow sections because of this for reduce leakage of components from the low pressure cavity 48 of the oxidizer pump 40 and from the low pressure cavity I 49 fuel pump 28, so the cylindrical section 43 of the housing 44 has a minimum radial dimensions. The housing 44 of the turbopump unit 4 with its cylindrical section 43 is placed with a longitudinal axis of symmetry 50 at an acute angle 51 to the longitudinal axis of symmetry 52 of the engine, for example, in a plane parallel to the longitudinal axis 52 of the engine of the placement plane 53 of the longitudinal axis of symmetry 50 of the turbopump unit 4 with placement in the sector space 54 of the cavity 55 of the engine compartment 1 from the outer part 56 of the minimum section 13 of the nozzle 11 with the minimum distance 57 between the longitudinal axis of symmetry 52 of the engine and the longitudinal axis of symmetry 50 of the turbopump unit 4, and the housing 58 of the chamber 7 from the side of the outer part of the housing 56 of the minimum section 13 of the nozzle 11 and the turbopump unit 4 - with a gap 59 without touching them with each other. The cylindrical section of the housing 43 of the turbopump unit 4, located in the sector space of the cavity of the engine compartment from the outer part 56 of the minimum section 13 of the nozzle 11, is made with the location of the dividing cavities 45 in it between the oxidizer pump 40 and the fuel pump 28 of the turbopump unit 4. When choosing the position of the housing 44 of the turbopump unit 4 with its longitudinal axis of symmetry 50 at an increasing sharp angle 51 to the longitudinal axis of symmetry 52 of the engine in a plane 53 parallel to the longitudinal axis 52 of the engine with placement in the sector space 54 of the cavity 55 of the engine compartment 1 from the outer part 56 of the minimum section 13 of the nozzle 11 with the provision of a minimum distance 57 between the longitudinal axis of symmetry 52 of the engine when turning relative to the point 60 of the intersection of the longitudinal axis of symmetry 52 and the projection of the longitudinal axis of symmetry 50 of the turbopump unit 4 onto it, ensuring the position of the housing 58 of the chamber 7 from the side of the outer part of the housing 56 of the minimum section connection 13 of the nozzle 11 and the turbopump unit 4 - with a gap 59 without touching them with each other, the moment of inertia from the turbopump unit decreases, and the moment of inertia due to the increasing length and mass of the gas conduit 10 and line 21 increases, and in general the moment of inertia of the liquid rocket engine increases with afterburning. As well as with a decrease in the acute angle 51, the moment of inertia due to the turbopump unit 4 increases, and the moment of inertia from the gas conduit 10 and line 21 decreases, and in general the moment of inertia of the liquid rocket engine with afterburning increases. The minimum moment of inertia of the engine is provided by the position of the longitudinal axis 50 of the turbopump unit at an angle in the range of 40-45 degrees relative to the longitudinal axis of the engine 52. A heat exchanger 61 is installed in the section of the gas duct 10 for heating the inert boost gas of fuel tanks (not shown in Fig. 1-10). To supply inert gas to the heat exchanger 61 from the inlet pipe 62, a flexible line 63 was used, connected by one movable part 64 by a pipeline 65 to the inlet 66 of the heat exchanger 61, fixed to the trunnion 67 of the oscillating chamber 7, and the other fixed part 68 to the traverse 29. To remove the inert gas from the heat exchanger 61 to the outlet 69, a flexible line 70 is used, connected by one movable part 71 by a pipeline 72 to the outlet 73 of the heat exchanger 61, fixed by the movable part to the trunnion 74 of the oscillating chamber 7, and by the other fixed part 75 to the traverse 30. The plane 53 of the placement of the longitudinal axis of symmetry 50 of the turbopump unit 4 is placed parallel to the longitudinal axis of symmetry 52 of the engine, and at the same time perpendicular to the plane of swing 76 of the support frame 2, in which the chamber 7 and the turbopump unit 4 swing. afterburning with the location of units cog according to the principle pneumohydraulic diagram of a liquid-propellant rocket engine with afterburning, using a gas generator 77 to produce generator gas with an excess of one of the components, for example, an oxidizer, for supplying turbine 5 to the nozzle apparatus 78, as well as in a liquid-propellant rocket engine with afterburning according to a generatorless scheme, where as a working fluid in the turbine, fuel is used, for example, methane, heated in the cooling path 23 of the combustion chamber 24 and nozzle 11, in which the minimum moment of inertia about the swing axis 79 is achieved when swinging in the stabilization plane 3.

Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием на установившемся режиме работает следующим образом. По входной магистрали окислителя 35 окислитель поступает в гибкую магистраль 31, далее во входной патрубок 39 насоса окислителя 40, а после него в газогенератор 77, где, взаимодействуя с частью горючего, отбираемого от насоса горючего 28, превращается в генераторный газ, поступающий на турбину 78, а далее в затурбинную полость и в полость генераторного газа 9 смесительной головки 8 камеры сгорания 24. По входной магистрали горючего 36 горючее поступает в гибкую магистраль 32, далее во входной патрубок 41 насоса горючего 28, а после него в дроссель 26 и на вход тракта охлаждения 25 камеры сгорания 24, далее по тракту охлаждения 22 камеры сгорания на вход в тракт охлаждения сопла 11 и далее с помощью трубопровода поступает в смесительную головку 8 камеры сгорания 24. Для управления вектором тяги подвижные части жидкостного ракетного двигателя с дожиганием, камера 7, а также связанные жестко с ней турбонасосный агрегат 4, газогенератор 77, газовод 10, теплообменник 61, выход насоса горючего 27, дроссель 26, клапан 19, подвижные части 37, 38 гибких магистралей 31, 32, качаются относительно оси качания 79, с расположением продольной оси симметрии двигателя 52 в плоскости качания 76. Минимальный зазор 59 между внешней частью корпуса 56 минимального сечения 13 сопла 11 и цилиндрическим участком корпуса 43 турбонасосного агрегата 4, а также корпуса 44 турбонасосного агрегата в целом, обеспечивает минимальный момент инерции жидкостного ракетного двигателя с дожиганием относительно оси качания 79, радиальные габариты и массу жидкостного ракетного двигателя. Как следствие, из-за уменьшенного значения результирующего момента инерции жидкостного ракетного двигателя, при корректировке траектории ракеты носителя снижаются корректирующие усилия от силы тяги, как по углу поворота камеры, так и по длительности нахождения камеры в повернутом положении, что приводит к повышенном нахождении вектора силы тяги в направлении движения, а следовательно, и к получению увеличенной конечной скорости движения ракеты носителя при располагаемой массе топлива.Liquid propellant rocket engine with afterburning at steady state operates as follows. Through the oxidizer inlet line 35, the oxidizer enters the flexible line 31, then into the inlet pipe 39 of the oxidizer pump 40, and after it into the gas generator 77, where, interacting with part of the fuel taken from the fuel pump 28, it turns into generator gas entering the turbine 78 , and then into the after-turbine cavity and into the cavity of the generator gas 9 of the mixing head 8 of the combustion chamber 24. Through the inlet fuel line 36, the fuel enters the flexible line 32, then into the inlet pipe 41 of the fuel pump 28, and after it into the throttle 26 and to the inlet of the path cooling 25 of the combustion chamber 24, then along the cooling path 22 of the combustion chamber to the inlet to the cooling path of the nozzle 11 and then through the pipeline enters the mixing head 8 of the combustion chamber 24. To control the thrust vector, the moving parts of the liquid-propellant rocket engine with afterburning, chamber 7, and turbopump unit 4, gas generator 77, gas conduit 10, heat exchanger 61, and fuel pump output also rigidly connected to it. th 27, throttle 26, valve 19, moving parts 37, 38 flexible lines 31, 32, swing about the swing axis 79, with the longitudinal axis of symmetry of the engine 52 in the swing plane 76. The minimum gap 59 between the outer part of the body 56 of the minimum section 13 of the nozzle 11 and the cylindrical section of the body 43 of the turbopump unit 4, as well as the body 44 of the turbopump unit as a whole, provides the minimum moment of inertia of the liquid-propellant rocket engine with afterburning relative to the swing axis 79, the radial dimensions and mass of the liquid-propellant rocket engine. As a result, due to the reduced value of the resulting moment of inertia of the liquid-propellant rocket engine, when the launch vehicle trajectory is corrected, the corrective forces from the thrust force are reduced, both in terms of the angle of rotation of the camera and in the duration of the camera being in the rotated position, which leads to an increased finding of the force vector thrust in the direction of motion, and, consequently, to obtain an increased final speed of the launch vehicle with the available mass of fuel.

Применение предлагаемого жидкостного ракетного двигателя с дожиганием позволит снизить момент инерции жидкостного ракетного двигателя с дожиганием относительно оси качания 79, радиальные габариты и массу жидкостного ракетного двигателя.The use of the proposed liquid-propellant rocket engine with afterburning will reduce the moment of inertia of the liquid-propellant rocket engine with afterburning relative to the swing axis 79, the radial dimensions and weight of the liquid-propellant rocket engine.

Claims

1. A liquid-propellant rocket engine with afterburning, containing an engine compartment with a support frame with the possibility of swinging in one of the stabilization planes, a turbine of a turbopump unit operating with an excess of one of the components with an after-turbine cavity connected to a gas duct of a chamber with a minimum cross section and an outlet section of a nozzle equipped with a manifold supply to the cooling circuit of the chamber of one of the components missing in the turbine, connected to the support frame, characterized in that in it the housing of the turbopump unit with its cylindrical section is placed with a longitudinal axis of symmetry at an acute angle to the longitudinal axis of symmetry of the engine, for example 40-45 °, in a parallel the longitudinal axis of the plane engine with placement in the sector space of the cavity of the engine compartment from the outer part of the minimum section of the nozzle, ensuring the minimum distance between the longitudinal axes of symmetry of the chamber and the turbopump unit, and the housings of the chamber and the turbopump unit - with a gap without touching them together.

2. A liquid-propellant rocket engine with afterburning according to claim 1, characterized in that in it the cylindrical section of the body of the turbopump unit, located in the sector space of the cavity of the engine compartment from the outer part of the minimum section of the nozzle, is made with the location of separating cavities in it between the pumps of the components of the turbopump unit .

3. A liquid-propellant rocket engine with afterburning according to claim 1, characterized in that in it the plane of placement of the longitudinal axis of symmetry of the turbopump unit, parallel to the longitudinal axis of the engine, is placed perpendicular to the plane of swing of the support frame.