RU2707997C1 - Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги - Google Patents
Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги Download PDFInfo
- Publication number
- RU2707997C1 RU2707997C1 RU2019102536A RU2019102536A RU2707997C1 RU 2707997 C1 RU2707997 C1 RU 2707997C1 RU 2019102536 A RU2019102536 A RU 2019102536A RU 2019102536 A RU2019102536 A RU 2019102536A RU 2707997 C1 RU2707997 C1 RU 2707997C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- minimum
- chamber
- section
- liquid
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
- F02K9/62—Combustion or thrust chambers
- F02K9/66—Combustion or thrust chambers of the rotary type
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги, содержащий с возможностью качания вдоль главных плоскостей стабилизации сопло камеры и карданный узел с цапфами в ортогональных плоскостях между траверсами и рамой и смонтированным между карданным узлом и наружным корпусом сопла камеры в районе минимального сечения сопла разъемным бандажом с цапфами, установленным торцевыми частями на торцах кольцевых буртов корпуса сопла до минимального по потоку газов в сопле и после минимального сечения, при этом между разъемным бандажом и корпусом камеры и соосно им установлены конические втулки, ориентированные минимальными диаметрами первая - на входное, а вторая - на выходное от минимального сечение сопла, причем минимальными диаметрами, закрепленными на торцах корпуса сопла, а максимальными первая - на бандаже со стороны входной части сопла, а вторая - на бандаже со стороны выходной части сопла, причем в конусных стенках втулок выполнены сквозные радиальные пазы, образующие проушины, установленные последними в пазах втулок без взаимного соприкосновения проушин. Изобретение обеспечивает повышения надежности для жидкостных ракетных двигателей больших тяг, уменьшение радиальных габаритов жидкостного ракетного двигателя, уплотнение компоновки двигателя и за счет этого уменьшение массы двигателя. 8 ил.
Description
Изобретение относится к ракетной технике, в которой создание жидкостных ракетных двигателей с минимально возможными массой, продольными и радиальными габаритами, что является всегда актуальным, особенно для жидкостных ракетных двигателей верхних ступеней ракет-носителей, а более конкретно к устройству жидкостного ракетного двигателя с управляемым вектором тяги, например однокамерного.
Известны жидкостные ракетные двигатели с управляемым вектором тяги, содержащие с возможностью качания вдоль главных плоскостей стабилизации сопла камер и карданный узел с цапфами в ортогональных плоскостях между траверсами и рамой, смонтированным между карданным узлом и наружным корпусом сопла камеры в районе минимального сечения сопла.
На таких двигателях управление вектором тяги обеспечивается за счет качания камеры в двух плоскостях посредством рулевых приводов, расположенных в плоскостях стабилизации ракеты, то есть, в вертикальных плоскостях, проходящих через оси карданного подвеса (см. справочник под редакцией Шустова И.Г. «Двигатели 1944-2000: авиационные, ракетные, морские, наземные», М., изд. «АКС - Конверсалт, 2000 г., стр. 96, РД-0120 и стр. 272, РД-191»).
Если для двигателей малых и средних тяг возможно использование прототипов из-за небольшого различия в их нагружении и перемещении несущих частей, то для двигателей больших тяг простое заимствование конструктивного исполнения узла качания приводит к значительному увеличению габаритов и массы за счет того, что при равенстве относительных перемещений абсолютные перемещения имеют значительную величину и для уменьшения перемещений приходится значительно увеличивать жесткость узлов, что приводит к увеличению массы.
В жидкостных ракетных двигателях больших тяг при увеличении тяги камеры увеличивается диаметр минимального сечения сопла камеры. При выполнении цапф даже на корпусе сопла в его минимальном сечении с помощью сварки из-за увеличения диаметра минимального сечения сопла камеры все линейные размеры увеличиваются пропорционально увеличению диаметра минимального сечения сопла, в том числе цапфы, кардан и участок корпуса имеют значительную массу, что не всегда целесообразно и приводит к росту общей массы камеры и двигателя в целом.
Известен также жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги, содержащий с возможностью качания вдоль главных плоскостей стабилизации сопло камеры и карданный узел с с цапфами в ортогональных плоскостях между траверсами и рамой и смонтированным между карданным узлом и наружным корпусом сопла камеры в районе минимального сечения сопла разъемным бандажом с цапфами, установленным торцевыми частями на торцах кольцевых буртов корпуса сопла (см. патент РФ №2160376 от 21.12.1998 г. по МПК F02K 9/66) - прототип.
В приведенном жидкостном ракетном двигателе за счет применения разъемного бандажа между корпусом камеры и карданом можно снизить массу жидкостного ракетного двигателя, применяя более легкий титановый или алюминиевый сплав разъемного бандажа по сравнению со стальным корпусом сопла камеры в минимальном сечении, что позволяет избежать сварки разнородных материалов: стального корпуса камеры и разъемного бандажа из другого более легкого материала, например алюминиевого сплава или сплава из титана. Сварка легких сплавов разъемного бандажа и наружного корпуса сопла не всегда целесообразна, особенно при многократном использовании камеры в многоразовом жидкостном ракетном двигателе большой тяги с управляемым вектором тяги.
Указанное техническое решение обеспечивает уменьшение радиальных габаритов двигателя и уменьшение массы узла камеры, бандажа и кардана в целом при применении двигателя в стесненных условиях модернизируемых ракет-носителей при их форсировании в прежних размерах, что очень важно с точки зрения удешевления форсирования. Однако, на нестационарном режиме запуска камеры корпус сопла камеры нагревается и температура его повышается, в то время как бандаж нагревается с отставанием уровня температур от температуры корпуса из-за замедления передачи тепла теплопроводностью от корпуса сопла камеры, в связи с чем абсолютные линейные значения температурных расширений корпуса камеры, пропорциональные размеру диаметра минимального сечения сопла камеры, особенно для двигателей больших тяг вдоль продольной оси, и бандажа на нестационарном режиме так же получаются разные, в связи, с чем может нарушаться целостность разъемного их соединения даже с применением предварительного линейного натяга вдоль продольной оси.
Задачей предполагаемого изобретения является устранение вышеуказанных недостатков и расширения номенклатуры применяемых материалов для уменьшения массы и обеспечения гарантированного сопряжения бандажа с корпусом камеры, повышения надежности особенно для жидкостных ракетных двигателей больших тяг, уменьшение радиальных габаритов жидкостного ракетного двигателя, уплотнение компоновки двигателя и за счет этого уменьшение массы двигателя.
Приведенные выше недостатки исключены в предполагаемом изобретении.
Указанная задача изобретения достигается тем, что в известном жидкостном ракетном двигателе между разъемным бандажом и корпусом камеры и соосно им установлены конические втулки, ориентированные минимальными диаметрами первая на входное, а вторая на выходное от минимального сечение сопла, причем минимальными диаметрами закрепленными на торцах корпуса сопла, а максимальными -, первая на разъемном бандаже со стороны входной части сопла, а вторая - на разъемном бандаже со стороны выходной части сопла, причем в конусных стенках конических втулок выполнены сквозные радиальные пазы, образующие проушины, установленные последними в пазах втулок без взаимного соприкосновения проушин.
Предполагаемое изобретение представлено на чертеже фиг. 1-8, где показаны следующие узлы и детали:
1. Сопло камеры;
2. Карданный узел;
3. Цапфа;
4. Цапфа;
5. Плоскость стабилизации сопла;
6. Плоскость стабилизации сопла;
7. Траверса;
8. Рама;
9. Наружный корпус сопла камеры;
10. Минимальное сечение сопла камеры;
11. Разъемный бандаж;
12. Цапфа разъемного бандажа;
13. Первая торцевая часть разъемного бандажа;
14. Вторая торцевая часть разъемного бандажа;
15. Первый торец кольцевого бурта корпуса сопла;
16. Второй торец кольцевого бурта корпуса сопла;
17. Первый кольцевой бурт корпуса сопла;
18. Второй кольцевой бурт корпуса сопла;
19. Первая часть разъемного бандажа;
20. Вторая часть разъемного бандажа;
21. Болт;
22. Шайба;
23. Гайка;
24. Первая коническая втулка;
25. Вторая коническая втулка;
26. Первая часть первой конической втулки с минимальным диаметром сечения;
27. Входной участок сопла камеры;
28. Первая часть второй конической втулки с минимальным диаметром сечения;
29. Выходной участок сопла камеры;
30. Вторая часть первой конической втулки с максимальным диаметром сечения;
31. Выходной участок минимального сечения сопла;
32. Вторая часть второй конической втулки с максимальным диаметром сечения;
33. Входной участок минимального сечения сопла камеры;
34. Конусная стенка первой конической втулки;
35. Сквозной радиальный паз;
36. Проушина;
37. Конусная стенка второй конической втулки;
38. Сквозной радиальный паз;
39. Проушина;
40. Рулевой привод
Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги содержит сопло камеры 1 и карданный узел 2 цапфами 3 и 4 с возможностью качания вдоль главных плоскостей стабилизации 5 и 6 между траверсами 7 и рамой 8 и смонтированным между карданным узлом 2 и наружным корпусом 9 сопла камеры 1 в районе минимального сечения 10 сопла камеры 1 разъемным бандажом 11 с цапфами 12, соосными с цапфами карданного узла 3, установленным торцевыми частями 13 и 14 на торцах 15 и 16 кольцевых буртов 17 и 18 корпуса сопла 9 до минимального сечения 10 по потоку газов в сопле и после минимального сечения 10. Между разъемным бандажом 11, состоящим из двух частей 19 и 20 и более и корпусом сопла камеры 9, скрепленных друг с другом с помощью болтового соединения из болтов 21, шайб 22 и гаек 23, и соосно корпусу 9 сопла камеры 1 установлены конические втулки 24 и 25, ориентированные таким образом, что первая коническая втулка 24 своей первой частью с минимальным диаметром сечения 26 закреплена за корпус сопла 9 на входном участке 27 сопла камеры. Вторая коническая втулка 25 своей второй частью с минимальным диаметром сечения 28 закреплена за корпус сопла 9 на выходном участке 29. Первая коническая втулка 24 своей второй частью с максимальным диаметром сечения 30 закреплена за корпус разъемного бандажа 11 в его торцевой части 13 со стороны выходного участка 29 минимального сечения сопла камеры. Вторая коническая втулка 25 своей частью с максимальным диаметром сечения 32 закреплена за корпус разъемного бандажа 11 в его торцевой части 14 на входном участке 33 минимального сечения сопла камеры. В конусной стенке 34 первой конической втулки 24 выполнены сквозные радиальные пазы 35, образующие проушины 36. В конусной стенке 37 второй конической втулки 25 выполнены сквозные радиальные пазы 38, образующие проушины 39. Проушины 36 первой конической втулки 24 установлены в радиальных пазах 38 второй конической втулки 25 без соприкосновения проушин 36 и 39. Проушины 39 второй конической втулки 25 установлены в радиальных пазах 35 первой конической втулки 24 без соприкосновения проушин 39 и 36. Один из вариантов сборки конической втулок 24 и 25 с наружным корпусом сопла 9 и разъемным бандажом 11 заключается в следующем. Перед сборкой выходной части сопла с входной частью сопла на входную часть сопла монтируется первая коническая втулка 24 первой частью с минимальным диаметром сечения 26. После сборки выходного участка сопла 29 и входного участка сопла 27 с помощью сварки посредством накладки (из двух частей) монтируется вторая коническая втулка 25 своей первой частью с минимальным диаметром 28 за участок выходной части сопла 29, а второй частью с максимальным диаметром сечения 30 ориентирована в сторону входной части сопла 27. Разъемный бандаж 11 и конические втулки 24 и 25 на второй части первой конической втулки 30 и второй части второй конической втулки 32 с максимальными диаметрами сечения имеют фиксаторы, например в виде пазов и ответных выступов, препятствующих окружному проворачиванию корпуса сопла камеры 1 относительно разъемного бандажа 11. В разъемном бандаже 11 в одной плоскости стабилизации 5 выполнены цапфы 3 для соединения с карданным узлом 2, а в перпендикулярной плоскости стабилизации 6 в карданном узле 2 выполнены цапфы 4. Цапфы 4 далее соединены с посадочными местами в траверсах 7, соединенных с рамой 8. В жидкостном ракетном двигателе установлены рулевые приводы 40 для качания сопла камеры 1 в плоскостях стабилизации 5 и 6.
Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги работает следующим образом. При запуске жидкостного ракетного двигателя с управляемым вектором тяги высокотемпературные продукты сгорания поступают во входной участок сопла камеры 27, проходя минимальное сечение сопла камеры 10 и далее поступая в выходное сечение сопла камеры 29, нагревая наружный корпус сопла камеры 9 от нагреваемого охладителя и через ребра двухслойной оболочки (на фиг. 1 - не показаны) в нестационарном режиме до температуры, превышающей по величине температуру нагрева первой конической втулки 24 и температуру нагрева второй конической втулки 25, контактирующими с корпусом сопла камеры 9 только через первую часть первой конической втулки с минимальным диаметром сечения 26 и первую часть второй конической втулки с минимальным диаметром сечения 28 и тем более превышающей по величине температуру нагрева разъемного бандажа 11. За счет продольного температурного расширения наружного корпуса сопла 9 первая коническая втулка 24 первой частью первой конической втулки с минимальным диаметром сечения 26 и второй частью первой конической втулки с максимальным диаметром сечения 30 получает продольное встречное перемещение к второй части второй конической втулки с максимальным диаметром сечения 34 навстречу друг к другу, сжимая разъемный бандаж 11 со стороны первой торцевой части 13 разъемного бандажа 11 и второй торцевой части 14 разъемного бандажа 11, из-за чего в соединении отсутствует образование зазора и обеспечивается гарантированный натяг. В процессе дальнейшего разогрева всех составляющих соединения их температуры приближаются к стационарному распределению с сохранением гарантированного натяга между разъемным бандажом 11 и наружным корпусом сопла камеры 9. Как показали результаты расчетов нестационарного разогрева наружного корпуса сопла, конических втулок 24 и 25, разъемного бандажа 11 получен гарантированный натяг между сопрягаемыми разъемным бандажом 11 и коническими втулками 24 и 25, обеспечивающий возможность выполнения разъемного бандажа из материала с меньшей массой, отличающегося от материала корпуса сопла, например из титанового или алюминиевого сплава с меньшей массой, что снижает массу жидкостного ракетного двигателя и его радиальные габариты. Это позволяет уменьшить радиальные габариты и массу жидкостного ракетного двигателя и ракеты-носителя в целом.
Предварительные проработки предлагаемого технического решения для вновь разрабатываемого двигателя показали эффективность предлагаемого технического решения для значительного уменьшения радиальных габаритов и массы жидкостного ракетного двигателя, особенно для жидкостного ракетного двигателя большой тяги.
Claims (1)
- Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги, содержащий с возможностью качания вдоль главных плоскостей стабилизации сопло камеры и карданный узел с цапфами в ортогональных плоскостях между траверсами и рамой и смонтированным между карданным узлом и наружным корпусом сопла камеры в районе минимального сечения сопла разъемным бандажом с цапфами, установленным торцевыми частями на торцах кольцевых буртов корпуса сопла до минимального по потоку газов в сопле и после минимального сечения, отличающийся тем, что в нем между разъемным бандажом и корпусом камеры и соосно им установлены конические втулки, ориентированные минимальными диаметрами первая - на входное, а вторая - на выходное от минимального сечение сопла, причем минимальными диаметрами, закрепленными на торцах корпуса сопла, а максимальными первая - на бандаже со стороны входной части сопла, а вторая - на бандаже со стороны выходной части сопла, причем в конусных стенках втулок выполнены сквозные радиальные пазы, образующие проушины, установленные последними в пазах втулок без взаимного соприкосновения проушин.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019102536A RU2707997C1 (ru) | 2019-01-29 | 2019-01-29 | Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019102536A RU2707997C1 (ru) | 2019-01-29 | 2019-01-29 | Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2707997C1 true RU2707997C1 (ru) | 2019-12-03 |
Family
ID=68836462
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2019102536A RU2707997C1 (ru) | 2019-01-29 | 2019-01-29 | Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2707997C1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN112727638A (zh) * | 2020-12-29 | 2021-04-30 | 西安中科宇航动力技术有限公司 | 一种用于液体火箭发动机的榫卯式机架 |
RU2768637C1 (ru) * | 2021-04-16 | 2022-03-24 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" | Система управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2073451A7 (ru) * | 1969-12-05 | 1971-10-01 | Messerschmitt Boelkow Blohm | |
RU2160376C2 (ru) * | 1998-12-21 | 2000-12-10 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" | Узел качания камеры жидкостного ракетного двигателя (жрд) |
RU2391546C1 (ru) * | 2008-12-17 | 2010-06-10 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" | Способ управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя |
RU2431756C1 (ru) * | 2010-05-18 | 2011-10-20 | Николай Борисович Болотин | Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги и блок сопел крена |
-
2019
- 2019-01-29 RU RU2019102536A patent/RU2707997C1/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2073451A7 (ru) * | 1969-12-05 | 1971-10-01 | Messerschmitt Boelkow Blohm | |
GB1326277A (en) * | 1969-12-05 | 1973-08-08 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Rocket propelled missile |
RU2160376C2 (ru) * | 1998-12-21 | 2000-12-10 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" | Узел качания камеры жидкостного ракетного двигателя (жрд) |
RU2391546C1 (ru) * | 2008-12-17 | 2010-06-10 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" | Способ управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя |
RU2431756C1 (ru) * | 2010-05-18 | 2011-10-20 | Николай Борисович Болотин | Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги и блок сопел крена |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN112727638A (zh) * | 2020-12-29 | 2021-04-30 | 西安中科宇航动力技术有限公司 | 一种用于液体火箭发动机的榫卯式机架 |
RU2768637C1 (ru) * | 2021-04-16 | 2022-03-24 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" | Система управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US2705399A (en) | Combustion chambers | |
RU2707997C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги | |
US2958183A (en) | Rocket combustion chamber | |
RU2158838C2 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
US20160230576A1 (en) | Vane assemblies for gas turbine engines | |
US2938336A (en) | Gas flow straightening vanes | |
US5832719A (en) | Rocket thrust chamber | |
RU2524483C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
US2466602A (en) | Mounting of jet pipes in gas-turbine or jet-propulsion units | |
US3940067A (en) | Axisymmetrical annular plug nozzle | |
US4201048A (en) | Exhaust system connector | |
US4063415A (en) | Apparatus for staged combustion in air augmented rockets | |
RU2490508C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа | |
RU2579294C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель с дефлектором на срезе сопла | |
US3050938A (en) | Rocket nozzles | |
US2408112A (en) | Rocket motor cooling system | |
US3403873A (en) | Guided missile | |
RU2611707C1 (ru) | Многокамерный жидкостный ракетный двигатель | |
US2880574A (en) | By-pass turbo jet engine construction | |
RU2455514C1 (ru) | Многоступенчатая ракета-носитель, жидкостный ракетный двигатель и блок сопел крена | |
US3910038A (en) | Afterburner fuel injection devices for jet engines | |
RU2703883C1 (ru) | Узел качания камеры жидкостного ракетного двигателя с дожиганием генераторного газа | |
RU2657400C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель с насадком из углерод-углеродного композиционного материала (уукм) | |
US3126702A (en) | newcomb | |
RU2698780C1 (ru) | Двигательная установка |