UA111995C2

UA111995C2 - LIQUID ROCKET ENGINE WITH TURBO PUMP SYSTEM IN THE COMBUSTION AND GASODYNAMIC TRACTION CONTROL SYSTEM

Info

Publication number: UA111995C2
Application number: UAA201410644A
Authority: UA
Inventors: Тіт Олександрович Коваленко; Галина Миколаївна Коваленко; Наталія Петрівна Сироткіна
Original assignee: Інститут Технічної Механіки Національної Академії Наук України І Державного Космічного Агентства України
Priority date: 2014-09-29
Filing date: 2014-09-29
Publication date: 2016-07-11

Abstract

Винахід належить до ракетної техніки і може бути використаний в системі газодинамічного регулювання вектора тяги маршового рідинного ракетного двигуна верхніх ступенів ракет та розгінних блоків космічних апаратів. Рідинній ракетний двигун з турбонасосною системою подачі палива в камеру згоряння і з системою газодинамічного регулювання вектора тяги містить камеру згоряння і сопло, турбонасосний агрегат подачі компонентів палива в камеру з турбіною, вихлопний колектор якої сполучено газоводом з кільцевим колектором вузла вдуву газу, виготовленим в середній частині надзвукового сопла, вузли вприскування в сопло компонентів палива, що містять в собі рухомий твердий двопозиційний інтерцептор з струменевими форсунками вприскування компонента палива, виготовленими на його робочій частині, яка вводиться в надзвуковий потік сопла, і які встановлені в кожній чверті сопла, гідросистему з регуляторами (релейного і пропорційного регулювання) витрат окислюючого компонента палива з регулюючими пристроями, якою вузли вприскування сполучені з паливною високонапірною магістраллю двигуна. Регулятор витрат окислюючого компонента палива на вприскування в сопло виготовлено з двома ступенями регулювання: релейний - з використанням пристрою клапанного типу і пропорційний (аналоговий) - з використанням пристрою типу гідравлічного дроселя з релейним приводом. Вузол вприскування містить в собі гідравлічний підпружинений привід. Перевагою винаходу є підвищення конструкційних, масових та експлуатаційних характеристик системи керування польотом літального апарата.The invention relates to rocket technology and can be used in the system of gas-dynamic regulation of the thrust vector of the propulsion liquid rocket engine of the upper stages of rockets and accelerating blocks of spacecraft. Liquid rocket engine with turbo-pump system for supplying fuel to the combustion chamber and with a system of gas-dynamic regulation of the thrust vector contains a combustion chamber and a nozzle, turbo-pump unit for supplying fuel components to the chamber with a turbine, the exhaust manifold of which is connected by a gas pipeline to the annulus supersonic nozzle, nodes injecting into the nozzle of fuel components containing a movable solid two-position injector with jet injectors injecting the pallet component and, made at his side, which is introduced into the supersonic flow nozzles, and are installed in each quarter of nozzles, hydraulic system with regulators (relay and proportional control) cost oxidizing component of fuel from the control device which nodes injection combined with the fuel high-pressure manifold of the engine. The regulator of the expense of the oxidizing component of the fuel for injection into the nozzle is made with two stages of regulation: relay - using a valve type device and proportional (analog) - using a device of type hydraulic throttle with relay drive. The injection unit includes a hydraulic spring actuator. The advantage of the invention is to improve the structural, mass and operational characteristics of the flight control system of the aircraft.