Группа изобретений относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, и к турбонасосным агрегатам ЖРД.
Жидкостный ракетный двигатель (фиг. 1…3), содержит камеру сгорания 1, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, газогенератор 2 и турбонасосный агрегат 3, подстыкованный к камере сгорания 1 посредством газовода 4.

Турбонасосный агрегат содержит, в свою очередь, турбину 5, насос окислителя 6, насос горючего 7. Турбонасосный агрегат 3 также содержит дополнительный насос горючего 8.

Выход из насоса горючего 7 соединен трубопроводом 9 с входом в дополнительный насос горючего 8. Камера сгорания 1 содержит головку 10, цилиндрическую часть 11 и сопло 12. Газогенератор 2 закреплен на силовой раме 13 при помощи шарнира 14, а ТНА 3 при помощи двух шарнирных тяг 15. Между газоводом 4 и камерой сгорания 1, точнее ее головкой 10 установлен узел подвески 16 камеры сгорания 1. Он обеспечивает качание камеры сгорания 42 в одной плоскости относительно центра узла подвески 46 для управления вектором тяги R, с целью управления ракетой-носителем по углам тангажа и рысканию.
Для этого каждый жидкостный ракетный двигатель содержит привода 17, выполненные, например, в виде гидроцилиндров 18, прикрепленных к силовой раме 13, посредством шарнира 19 и имеющих штоки 20. На камере сгорания 1, например, на ее цилиндрической части 11, выполнено основное силовое кольцо 21, к которому шарнирно прикреплены штоки 20 приводов 17. Приводы 17 служат для управления ракетой-носителем по углам тангажа и рыскания.
Возможная пневмогидравлическая схема ЖРД приведена на фиг. 2 и содержит трубопровод горючего 22, подсоединенный одним концом к выходу из насоса горючего 7, содержащим пускоотсечной клапан 23 и сильфон 24, выход этого трубопровода соединен с главным коллектором 25 камеры сгорания 1. Выход из насоса окислителя 6 трубопроводом окислителя 26, содержащим пускоотсечной клапан окислителя 27 соединен с газогенератором 2. Также выход из дополнительного насоса горючего 8 трубопроводом горюче-го 28, содержащим пускоотсечной клапан горючего 29 соединен с газогенератором 2. На газогенераторе 2 и на камере сгорания 1 установлены, по меньшей мере, по одному запальному устройству 30.
Двигатель оборудован блоком управления 31, который электрическими связями 32 соединен с запальными устройствами 30 и с пускоотсечными клапанами 23, 27 и 29.
Особенностью двигателя (фиг. 1…3) является то, что ТНА 3 жестко закреплен на силовой раме 13 при помощи не мене, чем трех шарнирных тяг 15, а камера сгорания 1 имеет возможность поворачиваться относительно центра узла подвески 16 в одной плоскости.
Особенностью турбонасосного агрегата 3 (фиг. 2) является то, что насос горючего 7 выполнен двухступенчатым, содержащим две независимо (с разными скоростями вращающиеся) ступени 33 и 34, установленными соответственно на внешнем и внутреннем валах 35 и 36. Насос горючего 7 имеет входной патрубок 37, корпус 38, внутри которого установлено устройство для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения 39, например, редуктор, и отверстие 40, соединяющее внутреннюю полость 41 корпуса 38 с входной полостью 42. Кроме того, устройство соединено с дополнительным насосом горючего 8, точнее с его центробежным колесом 43. Между валами 35 и 36 выполнен кольцевой зазор 44, для подачи горючего в о внутреннюю полость 41 для охлаждения устройства для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения 39. В качестве устройства для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения 39 предложено применить магнитную передачу, содержащую вместо шестерен цилиндры 45 с постоянными магнитами 46, размешенными по окружности с постоянным шагом, что на порядок уменьшит нагрев горючего, охлаждающего для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения 39 и уменьшит пожароопасность.

Узел подвески 16 камеры сгорания 1 ЖРД ( фиг. 3) содержит две части: неподвижную 47 и подвижную 48. Неподвижная часть 47 жестко соединена с газоводом 4, а подвижная часть 48 жестко соединена с головкой 10 камеры сгорания 1, за счет того, что обе части образуют сферическое шарнирное соединение 49, выполненное пустотелым внутри.

Двигатель запускается следующим образом.
В исходном положении все клапаны двигателя закрыты. При запуске ЖРД на горючем с блока управления 31 по электрическим каналам связи 32 подается команда на ракетный клапаны окислителя и горючего (ракетные клапаны на фиг. 1…3 они не показаны). После заливки насосов окислителя 6 и горючего 7 и 8 открывают пускоотсечные клапаны 23, 27 и 29 (фиг. 13), установленные за насосом окислителя 6, после насоса горючего 7 и после дополнительного насоса горючего 8. Окислитель и горючее поступают в газогенератор 2, где воспламеняются при помощи запальников 30. Газогенераторный газ и горючее подается в камеру сгорания 1. Горючее охлаждает камеру сгорания 1, проходя через зазор, между оболочками ее сопла 12 и цилиндрической части 11, образующими регенеративный тракт охлаждения (фиг. 1), выходит во внутреннюю полость камеры сгорания 1 для дожигания газогенераторного газа, идущего из газогенератора 2. Воспламенение этих компонентов осуществляется также запальными устройствами 30, установленным на камере сгорания 1.
После запуска турбонасосного агрегата 3 (фиг. 14) газогенераторный газ подается из газогенератора 2 в турбину 5, раскручивается внутренний вал 36, давление на выходах насосов 6, 7 и 8 возрастает. Далее по газоводу 4 и через узел подвески 16 газогенераторный газ подается в головку 10 камеры сгорания 1.
Для управления ракетой-носителем, на которой установлен предложенные жидкостные ракетные двигатели, по углам тангажа и крена подают команду с блока управления 31 (фиг. 3) на привод 17..
Применение изобретения позволило:
1. Значительно повысить надежность и пожаробезопасность ТНА и двигателя в целом за счет применения магнитной передачи вместо редуктора.
2. Обеспечить надежное управление вектором тяги ЖРД и управление ракетой-носителем по углам тангажа и рыскания.

Автор статьи: Патентный поверенный РФ Болотин Николай Борисович