RU2709243C1 - Multi-chamber liquid-propellant rocket engine with afterburning with controlled thrust vector - Google Patents

Multi-chamber liquid-propellant rocket engine with afterburning with controlled thrust vector Download PDF

Info

Publication number
RU2709243C1
RU2709243C1 RU2019112122A RU2019112122A RU2709243C1 RU 2709243 C1 RU2709243 C1 RU 2709243C1 RU 2019112122 A RU2019112122 A RU 2019112122A RU 2019112122 A RU2019112122 A RU 2019112122A RU 2709243 C1 RU2709243 C1 RU 2709243C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
control
gas
turbine
nozzles
afterburning
Prior art date
Application number
RU2019112122A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Виктор Дмитриевич Горохов
Николай Васильевич Подгорный
Валерий Митрофанович Фомин
Original Assignee
Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" filed Critical Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики"
Priority to RU2019112122A priority Critical patent/RU2709243C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2709243C1 publication Critical patent/RU2709243C1/en

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
    • F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control
    • F02K9/84—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control using movable nozzles

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Jet Pumps And Other Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: rocket equipment.SUBSTANCE: invention relates to rocket engineering, and more specifically to multi-chamber liquid-fuel rocket engine with afterburning with controlled thrust vector. Multi-chamber liquid-propellant rocket engine with afterburning with controlled thrust vector comprises gas generator, turbo-pump unit, several chambers located in stabilization planes connected by gas ducts with turbine pump turbine pump turbine cavity, and control nozzles connected to turbine-pump unit turbine cavity by mains inputs with start-shutoff valves installed on them, wherein outputs of lines through channels made in their walls with installed in them hydraulic diodes are connected by pipelines with cavities of generator gas of mixing heads of chambers. Hydraulic diodes are made in the form of centrifugal nozzles directed by nozzles towards cavities of main lines.EFFECT: invention provides higher accuracy of control force with the help of control nozzles.1 cl, 9 dwg

Description

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

Известен однокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа с управляемым вектором тяги, содержащий камеру с узлом подвески для качания посредством приводов, турбонасосный агрегат, газогенератор, агрегаты автоматики и регулирования, гибкую магистраль подвода генераторного газа с избытком одного из компонентов к смесительной головке камеры и сопла управления, соединенные с затурбинной полостью турбины турбонасосного агрегата с помощью магистралей с установленными на них пуско-отсечными клапанами (см. патент РФ №2441170 от 10.11.2010 г. МПК F02K 9/84).Known single-chamber liquid rocket engine with afterburning of the generator gas with a controlled thrust vector, containing a chamber with a suspension unit for swinging by means of drives, a turbopump unit, a gas generator, automation and control units, a flexible line for supplying generator gas with an excess of one of the components to the mixing head of the chamber and nozzle controls connected to the turbine turbine turbine pump turbine cavity via lines with start-off valves installed on them (see patent F №2441170 from 10.11.2010, the IPC F02K 9/84).

В таком однокамерном жидкостном ракетном двигателе с дожиганием генераторного газа с управляемым вектором тяги, особенно верхних ступеней ракет, для уменьшения осевых габаритов приходится выполнять сопло камеры с выдвижным насадком, что без того усложняет конструкцию наличием приводов для качания и систем управления механическим качанием камеры. Гибкий трубопровод большого диаметра для обеспечения прочности требует дополнительного охлаждения компонентом топлива, а наличие сильфона с таким диаметром требует значительного периода отработки и значительной массы силовой части карданного узла сильфона, работающего при повышенной температуре, обусловленной перетеканию тепла в районе крайних торцев конструкции крепления концов сильфона, хотя и пониженной по сравнению с температурой генераторного газа в турбине турбонасосного агрегата. Для жидкостных ракетных двигателей с дожиганием генераторного газа с управляемым вектором тяги верхних ступеней ракет потребности в управляющих усилиях значительно ниже, чем для нижних и особенно первых ступеней ракет, и при значительной тяге камеры незначительное управляющее усилие требует малых углов поворота камеры, что связано с неизбежной абсолютной погрешностью управления и постоянной корректировкой траектории поворотом камеры. Для современных технологий изготовления многокамерных жидкостных ракетных двигателей с дожиганием с управляемым вектором тяги достижение минимальной разнотяговости камер является выполнимой задачей и потребность значительных управляющих усилий для коррекции траектории значительно снижается. Поэтому выполнение камер с узлом подвески, создающих основную силу тяги, с дополнительной функцией управления вектором тяги с малыми управляющими усилиями приводит к неоправданному росту массы жидкостных ракетных двигателей с дожиганием генераторного газа с управляемым вектором тяги.In such a single-chamber liquid-propellant rocket engine with afterburning of a generator gas with a controlled thrust vector, especially of the upper stages of rockets, to reduce the axial dimensions, it is necessary to perform a chamber nozzle with a retractable nozzle, which complicates the design by the presence of swing drives and mechanical swing control systems for the chamber. Large diameter flexible piping for additional strength requires additional cooling by the fuel component, and the presence of a bellows with such a diameter requires a significant development period and a significant mass of the power part of the bellows gimbal assembly operating at elevated temperature due to heat transfer in the region of the extreme ends of the bellows ends fastening structure, although and lower than the temperature of the generator gas in the turbine of the turbopump unit. For liquid-propellant rocket engines with generator gas afterburning with a controlled thrust vector of the upper stages of the rockets, the demand for control forces is much lower than for the lower and especially the first stages of the rockets, and with a significant thrust of the chamber, a small control force requires small angles of rotation of the chamber, which is associated with the inevitable absolute control error and constant adjustment of the trajectory by turning the camera. For modern technologies for the manufacture of multi-chamber liquid-propellant rocket engines with afterburning with a controlled thrust vector, the achievement of a minimum multi-thrust chamber is an feasible task and the need for significant control efforts to correct the trajectory is significantly reduced. Therefore, the implementation of chambers with a suspension unit, which create the main thrust force, with an additional thrust vector control function with low control forces, leads to an unjustified increase in the mass of liquid rocket engines with afterburning of the generator gas with a controlled thrust vector.

Известны также многокамерные жидкостные ракетные двигатели с дожиганием генераторного газа с управляемым вектора тяги, содержащие газогенератор, турбонасосный агрегат, несколько неподвижно относительно рамы камер, расположенных в плоскостях стабилизации, соединенных газоводами с затурбинной полостью турбонасосного агрегата, и сопла управления, соединенные с затурбинной полостью турбонасосного агрегата входами магистралей с установленными на них пуско-отсечными клапанами (книга «Научно-технические разработки КБ «Салют» 2012-2013 гг. Н 34 (Вып. 4) Под ред. Ю.О. Бахвалова. М., «Машиностроение-Полет», стр. 218-223, рис. 1-6) - прототип.Also known are multi-chamber liquid-propellant rocket engines with afterburning of generator gas with a controlled thrust vector, containing a gas generator, a turbopump assembly, which are somewhat stationary relative to the frame of chambers located in stabilization planes connected by gas ducts to the turbine cavity of the turbopump assembly, and control nozzles connected to the turbine pump turbine cavity entrances of highways with start-up and shut-off valves installed on them (book "Scientific and technical developments of KB" Salyut "2012-2013. N 34 (Issue 4) Edited by Yu.O. Bakhvalov, M., "Mechanical Engineering-Flight", pp. 218-223, Fig. 1-6) - prototype.

В таком многокамерном жидкостном ракетном двигателе с дожиганием с управлением вектором тяги управление по тангажу, крену и рысканию осуществляется включением импульсной подачи генераторного газа с дозированием массового расхода и дозированной длительностью импульса тяги, достаточной для коррекции траектории движения, от затурбинной полости турбонасосного агрегата к соплам управления, собранным в четыре блока по три сопла, расположенным равномерно по главным плоскостям стабилизации. Изготовление многокамерных жидкостных ракетных двигателей с дожиганием с управляемым вектором тяги с использованием современных технологий изготовления и более высокоточного оборудования достижение минимальной разнотяговости камер является выполнимой задачей и потребность значительных управляющих усилий для коррекции траектории значительно снижается.In such a multi-chamber liquid-propellant rocket engine with thrust vector control, pitch, roll and yaw control is performed by switching on the pulsed supply of generator gas with mass flow dosing and dosed thrust pulse duration sufficient to correct the trajectory from the turbine cavity of the turbopump assembly to the control nozzles, assembled in four blocks of three nozzles located evenly along the main planes of stabilization. The manufacture of multi-chamber liquid-propellant rocket engines with a controlled thrust vector afterburning using modern manufacturing technologies and more high-precision equipment to achieve minimal camera traction is an feasible task and the need for significant control efforts to correct the trajectory is significantly reduced.

Однако, потребность коротких импульсов подачи высокотемпературного газа, отбираемых от затурбинной полости и транспортировка его к удаленным на периферию к соплам управления, собранным в блоки совместно с клапанами управления, накладывает ограничения на понижение температуры генераторного газа по мере транспортировки из-за потерь тепла через трубопровод в процессе управления с открытыми пуско-отсечными клапанами, но особенно в режиме ожидания с закрытыми пуско-отсечными клапанами, когда генераторный газ находится в тупиковой полости трубопровода в ожидании включения сопел для создания управляющего усилия. Если неоправданные потери тепла управляющего генераторного газа в процессе движения можно уменьшить установкой теплоизоляции с внешней части трубопроводов, то нестационарный режим теплоотдачи газа в конструкцию пуско-отсечного клапана и в стенку теплоизоляции в режиме ожидания (пуско-отсечной клапан закрыт) от небольшого объема генераторного газа приводит к понижению температуры генераторного газа и первые объемы генераторного газа будут поступать с пониженной температурой, что приведет к нерасчетному истечению газа с неоправданно увеличенным массовым расходом, но что более важно, к нерасчетному режиму управления.However, the need for short pulses of high-temperature gas supply, taken from the turbine cavity and transporting it to peripheral remote control nozzles assembled in blocks together with control valves, imposes restrictions on lowering the temperature of the generator gas as it is transported due to heat losses through the pipeline to control process with open start-shut-off valves, but especially in standby mode with closed start-shut-off valves when the generator gas is in a dead end cavity and a pipeline in anticipation of the inclusion of nozzles to create a control effort. If unreasonable heat losses of the control generator gas during movement can be reduced by installing thermal insulation from the outside of the pipelines, then the unsteady mode of gas heat transfer to the structure of the start-shut-off valve and to the insulation wall in standby mode (start-shut-off valve is closed) from a small volume of generator gas to a decrease in the temperature of the generator gas and the first volumes of the generator gas will come at a lower temperature, which will lead to an unaccounted gas outflow with unjustified mass flow rate increases, but more importantly, to the off-design mode.

Таким образом, указанное техническое решение не всегда позволяет решить задачу по повышению точности управления вектором тяги многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги из-за влияния длительности периода ожидания на точность создания управляющего усилия с помощью сопел управления отбором газа от затурбинной полости турбонасосного агрегата, что приводит к снижению экономичности создания управляющих усилий.Thus, the indicated technical solution does not always allow solving the problem of increasing the control accuracy of the thrust vector of a multi-chamber liquid-propellant rocket engine with afterburning with a controlled thrust vector due to the influence of the length of the waiting period on the accuracy of creating a control force using nozzles for controlling gas extraction from the turbine pump unit turbine cavity , which leads to a decrease in the cost of creating control efforts.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение вышеуказанных недостатков и повышение точности управляющего усилия с помощью сопел управления, повышения экономичности управления многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляющим вектором тяги.The task of the invention is to eliminate the above disadvantages and improve the accuracy of the control effort with the help of control nozzles, increase the economy of control of a multi-chamber liquid rocket engine with afterburning with a thrust control vector.

Приведенные выше недостатки исключены в предполагаемом изобретении.The above disadvantages are excluded in the proposed invention.

Указанная задача изобретения достигается тем, что в нем выходы магистралей через выполненные в их стенках сквозные каналы с установленными в них гидравлическими диодами соединены трубопроводами с полостями генераторного газа смесительных головок камер.This objective of the invention is achieved by the fact that in it the exits of the mains through the through channels made in their walls with the hydraulic diodes installed in them are connected by pipelines to the generator gas cavities of the mixing heads of the chambers.

Указанная цель изобретения также достигается тем, что гидравлические диоды выполнены в виде центробежных форсунок, обращенных соплами в сторону полостей магистралей.This objective of the invention is also achieved by the fact that the hydraulic diodes are made in the form of centrifugal nozzles facing the nozzles towards the cavities of the mains.

Предполагаемое изобретение представлено на чертежах рис. 1-9 (рис. 1 - вид сверху на многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги, где показаны плоскости стабилизации, блоки управления и магистрали отбора на них генераторного газа, рис. 2 - проекционный вид сбоку с изображением блоков управления и магистралей отбора на них генераторного газа, рис. 3 - блоки управления и трубопроводы соединения их со смесительными головками камер, рис. 4 - аксонометрический вид сбоку, где показаны газоводы соединения камер с затурбинной полостью, трубопроводы и магистрали подвода генераторного газа на блоки управления, рис. 5 - увеличенный местный вид сверху на блок управления и его составные части, рис. 6 - увеличенный разрез блока управления и его составных части и гидравлического диода (центробежной форсунки), рис. 7 - разрез блока управления вдоль оси трубопровода и центробежной форсунки, рис. 8 - аксонометрическое изображение блока управления с размещением пуско-отсечных клапанов и сопел управления, рис. 9 - проекционный вид снизу со стороны донной защиты), где показаны следующие агрегаты:The alleged invention is presented in the drawings. 1-9 (Fig. 1 is a top view of a multi-chamber liquid propellant rocket engine with a controlled thrust vector, which shows stabilization planes, control units, and generator gas extraction lines on them, Fig. 2 is a projection side view with the image of control units and highways selection of generator gas on them, Fig. 3 - control units and pipelines connecting them to the mixing heads of the chambers, Fig. 4 - axonometric side view, which shows the gas ducts connecting the chambers with the turbine cavity, pipelines and supply lines and the generator gas to the control units, Fig. 5 is an enlarged local top view of the control unit and its components, Fig. 6 is an enlarged section of the control unit and its components and a hydraulic diode (centrifugal nozzle), Fig. 7 is a section of the control unit along the axis of the pipeline and the centrifugal nozzle, Fig. 8 is a perspective view of the control unit with the placement of start-shut-off valves and control nozzles, Fig. 9 is a projection view from below from the bottom protection side), which shows the following units:

1. Газогенератор;1. The gas generator;

2. Турбонасосный агрегат;2. Turbopump unit;

3. Камера;3. Camera;

4. Первая плоскость стабилизации;4. The first stabilization plane;

5. Вторая плоскость стабилизации;5. The second plane of stabilization;

6. Газовод;6. The gas pipeline;

7. Затурбинная полость турбонасосного агрегата;7. The turbine cavity of the turbopump unit;

8. Рама;8. Frame;

9. Донная защита;9. Ground protection;

10. Тяга;10. Thrust;

11. Периферия донной защиты;11. The periphery of the bottom protection;

12. Сопло управления креном;12. Roll control nozzle;

13. Сопло управления тангажем;13. Pitch control nozzle;

14. Сопло управления рысканием;14. Yaw control nozzle;

15. Разветвленная магистраль;15. The branched highway;

16. Блок управления;16. control unit;

17. Мембранный клапан;17. Diaphragm valve;

18. Магистраль;18. Highway;

19. Вход магистрали;19. Entrance of the highway;

20. Выход магистрали;20. The exit of the highway;

21. Вход пуско-отсечного клапана;21. Entrance start-shut-off valve;

22. Вход пуско-отсечного клапана;22. Entrance start-shut-off valve;

23. Вход пуско-отсечного клапана;23. Entrance start-shut-off valve;

24. Пуско-отсечной клапан;24. Start-shut-off valve;

25. Пуско-отсечной клапан;25. Start-shut-off valve;

26. Пуско-отсечной клапан;26. Start-shut-off valve;

27. Стенка магистрали;27. Wall of the highway;

28. Сквозной канал;28. Through channel;

29. Гидравлический диод;29. Hydraulic diode;

30. Трубопровод;30. The pipeline;

31. Полость генераторного газа смесительной головки;31. The cavity of the generator gas of the mixing head;

32. Смесительная головка;32. Mixing head;

33. Центробежная форсунка;33. Centrifugal nozzle;

34. Сопло центробежной форсунки;34. Nozzle of a centrifugal nozzle;

35. Камера закручивания;35. Torsion chamber;

36. Стенка камеры закручивания;36. The wall of the swirl chamber;

37. Тангенциальный канал;37. Tangential channel;

38. Полость магистрали;38. Cavity cavity;

39. Теплоизоляция.39. Thermal insulation.

Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги, содержит газогенератор 1, турбонасосный агрегат 2, несколько камер 3, расположенных - две в первой плоскости стабилизации 4, и две другие во второй плоскости стабилизации 5, соединенных газоводами 6 с затурбинной полостью турбонасосного агрегата 7. Камеры 3 закреплены неподвижно за раму 8. В нижней части двигателя установлена донная защита 9, закрепленная с помощью тяг 10 за раму 8. По периферии 11 донной защиты 9 установлены сопла управления креном 12, сопла управления тангажем 13 и сопла управления рысканием 14, объединенные вместе с разветвленными магистралями 15 в блоки управления 16. Вход каждого блока управления 16 соединен с затурбинной полостью турбонасосного агрегата 7 через мембранный клапан 17 магистралью 18. Вход 19 магистрали 18 соединен с затурбинной полостью турбонасосного агрегата 7, а выход 20 - с входами 21, 22, 23 пуско-отсечных клапанов 24, 25 и 26. На выходе 20 в стенке 27 магистрали 18 выполнен сквозной канал 28. В сквозном канале 28 установлен гидравлический диод 29, соединенный трубопроводом 30 с полостью генераторного газа 31 смесительной головки 32 камеры 3. Гидравлический диод 29 выполнен с возможностью обеспечения минимального сопротивления генераторного газа в одном направлении и максимального сопротивления в другом направлении. Таким гидравлическим диодом может быть обратный клапан с неполным закрытием. Наилучшим вариантом выполнения гидравлического диода является центробежная форсунка 33, снабженная соплом 34, камерой закручивания 35, в стенке которой 36 выполнены тангенциальные каналы 37. Минимальное гидравлическое сопротивление (максимальный массовый расход генераторного газа) центробежная форсунка 33 имеет в направлении от сопла 34 к камере закручивания 35 и к тангенциальным каналам 37. Максимальное гидравлическое сопротивление (минимальный массовый расход генераторного газа) центробежная форсунка 33 имеет в направлении от тангенциальных каналов 37, далее к камере закручивания 35 и к соплу 34. Центробежная форсунка 33 в трубопроводе 30 установлена с ориентацией сопла 34 в сторону полости 38 магистрали 18. Магистрали 18 и трубопроводы 30 покрыты теплоизоляцией 39.A multi-chamber liquid-propellant rocket engine with controlled thrust vectoring comprises a gas generator 1, a turbopump unit 2, several chambers 3 located two in the first stabilization plane 4, and two others in the second stabilization plane 5 connected by gas ducts 6 to the turbine pump turbine unit 7 Chambers 3 are fixedly fixed to the frame 8. At the bottom of the engine, bottom protection 9 is mounted, fixed with rods 10 to the frame 8. Along the periphery 11 of the bottom protection 9 are installed roll control nozzles 12, control nozzles with pitch 13 and yaw control nozzles 14, combined together with branched lines 15 into control units 16. The input of each control unit 16 is connected to the turbine cavity of the turbopump assembly 7 through the membrane valve 17 by the duct 18. The input 19 of the highway 18 is connected to the turbine cavity of the turbopump assembly 7 and the outlet 20 with inputs 21, 22, 23 of the start-shut-off valves 24, 25 and 26. At the exit 20, a through channel 28 is made in the wall 27 of the highway 18. A hydraulic diode 29 is installed in the through channel 28, connected by a pipe 30 from the strips Strongly gas generator 31 of the mixing head 32 of the chamber 3. Hydraulic diode 29 is configured to provide minimal resistance generator gas in one direction and the maximum resistance in the other direction. Such a hydraulic diode may be a check valve with incomplete closure. The best embodiment of a hydraulic diode is a centrifugal nozzle 33, equipped with a nozzle 34, a swirl chamber 35, in the wall of which 36 tangential channels 37 are made. The minimum hydraulic resistance (maximum mass flow rate of the generator gas), the centrifugal nozzle 33 has in the direction from the nozzle 34 to the swirl chamber 35 and to the tangential channels 37. The maximum hydraulic resistance (minimum mass flow rate of the generating gas) of the centrifugal nozzle 33 is in the direction from the tangential x channel 37 further to the twisting chamber 35 and the nozzle 34. The swirler 33 is installed in the conduit 30 to the orientation of the nozzle 34 towards the cavity 18. The line 38 Mainline 18 and conduits 30 are covered with thermal insulation 39.

Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги работает следующим образом.A multi-chamber liquid propellant rocket engine with a controlled thrust vector operates as follows.

При запуске с включением в работу газогенератора 1 турбонасосного агрегата 2 и камер 3 генераторный газ поступает в затурбинную полость турбонасосного агрегата 7 и далее через газоводы 6 в полости генераторного газа 31 смесительных головок 32. Пуско-отсечные клапаны 24, 25 и 26 блоков управления 16 находятся в закрытом положении. От затурбинной полости турбонасосного агрегата 7 через мембранный клапан 17 по магистрали 18 генераторный газ поступает на выход 20 и далее в сопло 34 центробежной форсунки 33, через камеру закручивания 35, тангенциальные каналы 37 и по трубопроводу 30 в полость генераторного газа 31 смесительной головки 32 камеры 3. При равенстве перепадов давления генераторного газа между полостью генераторного газа 31 смесительной головки 32 и затурбинной полостью турбонасосного агрегата 7 по газоводам 6 перепаду генераторного газа по магистрали 18, центробежной форсунки 33 и далее трубопровода 30, массовые расходы генераторного газа перераспределяются пропорционально площадям поперечного сечения через них, но суммарный массовый расход генераторного газа через каждую камеру 3 обеспечивается одинаковым. Температуры генераторного газа на входах 21, 22 и 23 в пуско-отсечные клапаны 24, 25 и 26 имеют одинаковые заданные значения из-за циркуляции генераторного газа от затурбинной полости турбонасосного агрегата 7 через магистрали 18, центробежные форсунки 33 и трубопроводы 30 в полости генераторного газа 31 смесительных головок 32, даже при начальной потере тепла для разогрева магистралей 18 и теплоизоляции 39. При открытии пуско-отсечных клапанов 24, 25 или 26 любого из блоков управления 16 по заданной программе от системы управления (на рис. 1-9 не показана) на сопла управления креном 12, сопла управления тангажем 13 и сопла управления рысканием 14 поступает генераторный газ заданной температуры и давления, обеспечивая при заданной длительности импульса силы тяги заданный момент управления. При этом, из-за открытых пуско-отсечных клапанов 24, 25, 26 при возможном падении давления генераторного газа на их входах 21, 22 и 23 поступление массовый расхода генераторного газа от полостей генераторного газа 31 смесительных головок 32 через трубопровод 30 осуществляется в малых количествах из-за значительного гидравлического сопротивления гидравлического диода в виде центробежной форсунки 33 (от тангенциальных каналов 37, камеры закручивания 35 и до сопла 34), что одновременно не приводит к снижению массового расхода через смесительные головки 32 камер 3. При закрытии каждого в отдельности пуско-отсечного клапана 24, 25, 26 блока управления 16 или всех вместе циркуляция генераторного газа по линии от затурбинной полости турбонасосного агрегата 7 по магистрали 18 и далее через сопло 34, камеру закручивания 35, тангенциальные каналы 37 и трубопровод 30 в полость генераторного газа 31 смесительных головок 32 камер 3 возобновляется с обеспечением температуры генераторного газа в требуемых высоких пределах в режиме ожидания перед требуемым в любой момент работы многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги включением сопел управления креном 12, сопел управления тангажем 13 или сопел управления рысканием 14.When starting up and turning on the gas generator 1 of the turbopump unit 2 and chambers 3, the generator gas enters the turbine cavity of the turbopump unit 7 and then through the gas ducts 6 in the cavity of the generator gas 31 of the mixing heads 32. The start-shut-off valves 24, 25 and 26 of the control units 16 are in the closed position. From the turbine cavity of the turbopump assembly 7 through the membrane valve 17 along the line 18, the generator gas enters the outlet 20 and then into the nozzle 34 of the centrifugal nozzle 33, through the swirl chamber 35, the tangential channels 37 and through the pipe 30 into the cavity of the generator gas 31 of the mixing head 32 of the chamber 3 . With the equality of the pressure drops of the generator gas between the cavity of the generator gas 31 of the mixing head 32 and the turbine cavity of the turbopump unit 7 along the gas ducts 6, the differential of the generator gas along line 18, centrifugal nozzles 33 and further of the pipeline 30, the mass flow rates of the generator gas are redistributed in proportion to the cross-sectional areas through them, but the total mass flow rate of the generator gas through each chamber 3 is ensured the same. The temperature of the generator gas at the inputs 21, 22 and 23 in the start-shut-off valves 24, 25 and 26 have the same set values due to the circulation of the generator gas from the turbine cavity of the turbopump unit 7 through lines 18, centrifugal nozzles 33 and pipelines 30 in the cavity of the generator gas 31 mixing heads 32, even with an initial loss of heat for heating the pipes 18 and insulation 39. When opening the shut-off valves 24, 25 or 26 of any of the control units 16 according to a given program from the control system (not shown in Fig. 1-9) on the the roll control nozzle 12, the pitch control nozzle 13, and the yaw control nozzle 14 receive generator gas of a predetermined temperature and pressure, providing a predetermined control moment for a given pulse length of the thrust force. Moreover, due to the open start-shut-off valves 24, 25, 26 with a possible drop in pressure of the generator gas at their inlets 21, 22 and 23, the mass flow of generator gas from the cavities of the generator gas 31 of the mixing heads 32 through the pipeline 30 is carried out in small quantities due to the significant hydraulic resistance of the hydraulic diode in the form of a centrifugal nozzle 33 (from the tangential channels 37, the swirl chamber 35 and to the nozzle 34), which at the same time does not reduce the mass flow through the mixing heads 32 chambers 3. When each individual shut-off valve 24, 25, 26 of the control unit 16 is closed, or all together, the generator gas circulates along the line from the turbine cavity of the turbopump unit 7 along line 18 and then through the nozzle 34, swirl chamber 35, tangential channels 37 and the pipeline 30 into the cavity of the generator gas 31 of the mixing heads 32 of the chambers 3 is renewed with the temperature of the generator gas in the required high limits in the standby mode before the multi-chamber liquid rocket required at any time th post-combustion engine with thrust vector control turning roll control nozzles 12, the nozzles 13, the pitch control or yaw control nozzles 14.

В предлагаемом многокамерном жидкостном ракетном двигателе с дожиганием с управляемым вектором тяги повышается точность обеспечения управляющего усилия с помощью сопел управления, повышения экономичности системы управления и в целом экономичности многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляющим вектором тяги.In the proposed multi-chamber liquid-propellant rocket engine with controlled thrust vectoring, the accuracy of providing the control force with the help of nozzles increases, the economy of the control system and the overall economy of the multi-chamber liquid-propellant rocket engine with afterburning with the thrust control vector are increased.

Claims (2)

1. Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги, содержащий газогенератор, турбонасосный агрегат, несколько камер, расположенных в плоскостях стабилизации, соединенных газоводами с затурбинной полостью турбонасосного агрегата, и сопла управления, соединенные с затурбинной полостью турбонасосного агрегата входами магистралей с установленными на них пуско-отсечными клапанами, отличающийся тем, что выходы магистралей через выполненные в их стенках сквозные каналы с установленными в них гидравлическими диодами соединены трубопроводами с полостями генераторного газа смесительных головок камер.1. A multi-chamber liquid-propellant rocket engine with controlled thrust vectoring, comprising a gas generator, a turbopump assembly, several chambers located in stabilization planes connected by gas ducts to the turbine cavity of the turbopump assembly, and control nozzles connected to the turbine pump cavity of the turbopump assembly with main entrances installed on them with start-and-shut-off valves, characterized in that the exits of the mains through the through channels made in their walls with the hydraulics installed in them eskimi diodes are connected by pipelines with cavities generator gas chambers mixing heads. 2. Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги по п. 1, отличающийся тем, что гидравлические диоды выполнены в виде центробежных форсунок, обращенных соплами в сторону полостей магистралей.2. A multi-chamber liquid-propellant rocket engine with afterburning with a controlled thrust vector according to claim 1, characterized in that the hydraulic diodes are made in the form of centrifugal nozzles facing nozzles towards the cavities of the mains.
RU2019112122A 2019-04-22 2019-04-22 Multi-chamber liquid-propellant rocket engine with afterburning with controlled thrust vector RU2709243C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019112122A RU2709243C1 (en) 2019-04-22 2019-04-22 Multi-chamber liquid-propellant rocket engine with afterburning with controlled thrust vector

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019112122A RU2709243C1 (en) 2019-04-22 2019-04-22 Multi-chamber liquid-propellant rocket engine with afterburning with controlled thrust vector

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2709243C1 true RU2709243C1 (en) 2019-12-17

Family

ID=69006836

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019112122A RU2709243C1 (en) 2019-04-22 2019-04-22 Multi-chamber liquid-propellant rocket engine with afterburning with controlled thrust vector

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2709243C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2739660C1 (en) * 2020-03-24 2020-12-28 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Liquid-propellant rocket engine with afterburning with controlled vector of thrust

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1050361A (en) *
US3532304A (en) * 1966-01-17 1970-10-06 British Aircraft Corp Ltd Rocket-powered space vehicles
RU2431756C1 (en) * 2010-05-18 2011-10-20 Николай Борисович Болотин Liquid propellant engine with controlled thrust vector, and nozzle block of roll
RU2441170C1 (en) * 2010-11-10 2012-01-27 Николай Борисович Болотин Liquid propellant rocket engine with controlled nozzle, and unit of bank nozzles

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1050361A (en) *
US3532304A (en) * 1966-01-17 1970-10-06 British Aircraft Corp Ltd Rocket-powered space vehicles
RU2431756C1 (en) * 2010-05-18 2011-10-20 Николай Борисович Болотин Liquid propellant engine with controlled thrust vector, and nozzle block of roll
RU2441170C1 (en) * 2010-11-10 2012-01-27 Николай Борисович Болотин Liquid propellant rocket engine with controlled nozzle, and unit of bank nozzles

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2739660C1 (en) * 2020-03-24 2020-12-28 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Liquid-propellant rocket engine with afterburning with controlled vector of thrust

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2158839C2 (en) Liquid-propellant rocket reheat engine
US4305255A (en) Combined pilot and main burner
US3285262A (en) Aerodynamic or hydrodynamic servovalve, especially for use for the guidance and stabilisation of rockets
RU2641791C2 (en) Method and device for rocket engine power supply
JP6323877B2 (en) Propulsion assembly for rocket
US4220001A (en) Dual expander rocket engine
RU2603303C2 (en) Jet propulsion device and fuel supply method
US20190003423A1 (en) Dual-expander short-length aerospike engine
US2673445A (en) Turbojet and rocket motor combination with hot gas ignition system for nonself-reaction rocket fuels
RU2709243C1 (en) Multi-chamber liquid-propellant rocket engine with afterburning with controlled thrust vector
US5267437A (en) Dual mode rocket engine
RU2703076C1 (en) Multi-chamber liquid-propellant rocket engine with afterburning with controlled thrust vector
US20160222918A1 (en) Device for self-pressurization of a tank
US4707981A (en) Variable expansion ratio reaction engine
US3028729A (en) Rocket fuel system
RU2725345C1 (en) Multi-chamber liquid-propellant rocket engine with afterburning with controlled thrust vector
US11555471B2 (en) Thrust chamber device and method for operating a thrust chamber device
JP6028043B2 (en) Rocket engine with optimized fuel supply
US5157917A (en) Gas turbine engine cooling air flow
US2984968A (en) Automatic control of oxidizer and fuel turbopump system for a rocket engine
RU2380651C1 (en) Multistaged air-defense missile
US3390528A (en) Fluid thrust control system
RU2579293C1 (en) Liquid propellant engine with thrust vector control
RU2378166C1 (en) Multi-stage rocket carrier, method of its launching and nuclear rocket engine
RU2380647C1 (en) Multistaged cruise missile