Группа изобретений относится к ракетной технике, конкретно к ракетам и жидкостным ракетным двигателям, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, к средствам управления ракетой по крену и предназначено для управления вектором тяги двигателя и ракетой по крену.
Трехступенчатая ракета-носитель три ступени (фиг. 1…17), а именно, центральный блок первой ступени 1, боковые ракетные блоки первой ступени 2, центральный блок второй ступени 3 с боковыми ракетными блоками второй ступени 4, центральный блок третей ступени 5 с боковыми ракетными блоками третьей ступени 6 и головную часть 7 (полезную нагрузку). Центральный блок второй ступени 3 соединен с центральным блоком первой ступени 1 при помощи фермы 8, а центральный блок второй ступени 3 и цен-тральный блок третьей ступени 5 соединены фермой 9.

Центральный блок первой ступени 1 имеет корпус 10, бак окислителя 11, бак горю-чего 12 и жидкостный ракетный двигатель 13. Боковые ракетные блоки первой ступени 2 содержат корпус 14, бак окислителя 15, бак горючего 16.

Все жидкостные ракетные двигатели 13 могут быть выполнены одинаковой конструкции или отличаться только степенью расширения сопла. Боковых ракетных блоков первой ступени 2, может быть применено либо четное число (фиг. 3 и 5) или нечетное (фиг. 4 и 7).

В свою очередь, центральный блок второй ступени 3 имеет корпус 17, бак окислителя 18, бак горючего 19 и жидкостный ракетный двигатель 13. К центральному блоку второй ступени 3 присоединено несколько (не менее двух) боковых ракетных блоков 4, содержащих корпус 20, бак окислителя 21, бак горючего 22.
Аналогично, центральный блок третьей ступени 3 имеет корпус 23, бак окислителя 24, бак горючего 25 и жидкостный ракетный двигатель 13. К центральному блоку второй ступени 3 присоединено несколько (не менее двух) боковых ракетных блоков третьей ступени 6, содержащих корпус 26, бак окислителя 27, бак горючего 28.
Боковых ракетных блоков третьей ступени 6, второй ступени 4, также как и первой 2 может быть применено либо четное число или нечетное, но наиболее предпочтительный вариант, когда число боковых блоков третьей ступени 6 и второй ступени 4 соответствует числу боковых ракетных блоков первой ступени 2. (фиг. 1)
Головная часть 7 прикреплена к центральному блоку третьей ступени 5 узлами со-единения 29, выполненными с возможностью отделения в полете, например, пироболтами.
Возможно и более предпочтительно применение схемы ракеты-носителя с отделяемыми боковыми ракетными блоками 2 , 4 и 6, которые прикреплены к соответствующему центральному ракетному блоку 1, или 3 или 5 узлами соединения 30 (фиг. 1, 8 и 9). Узлы соединения 30 выполнены с возможностью расстыковки в полете, например, применены пироболты. На трехступенчатой ракете-носителе на боковых ракетных блоках 2, 4 и 6 установлено не менее двух блоков сопел крена 31.
В этом случае компоновка установки блоков сопел крена 31 может быть выполнена как это указано на фиг. 9…12, т. е. при четном числе боковых ракетных блоков 2, 4 и 6 может быть применено только два блока сопел крена 31, а при нечетном – число блоков сопел крена 31 равно числу боковых ракетных блоков 2 или 4 или 6.
Жидкостный ракетный двигатель 13 (фиг. 3), содержит камеру сгорания 32, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, газогенератор 33 и турбонасосный агрегат 34, подстыкованный к камере сгорания 32 посредством газовода 35, содержащий в свою очередь, турбину 36, насос окислителя 37, насос горючего 38. Турбонасосный агрегат 34 может содержать дополнительный насос горючего 39.
Выход из насоса горючего 38 соединен трубопроводом 40 с входом в дополнительный насос горючего 39 (при его наличии). Камера сгорания 32 содержит головку 41, цилиндрическую часть 42 и сопло 43. Газогенератор 33 закреплен на силовой раме 49 при помощи шарнира 44, а ТНА 34 при помощи двух шарнирных тяг 45. Между газоводом 35 и камерой сгорания 32, точнее ее головкой 41 установлен узел подвески 46 камеры сгорания 32. Он обеспечивает качание камеры сгорания 32 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 13 содержит привода 47, вы-полненные, например, в виде гидроцилиндров 48, прикрепленных к силовой раме 49, и имеющих штоки 50. На камере сгорания 32, например, на ее цилиндрической части 42, выполнено основное силовое кольцо 51, к которому шарнирно прикреплены штоки 50 приводов 47. Приводы 47 служат для управления ракетой-носителем по углам тангажа и рыскания.

Возможная пневмогидравлическая схема ЖРД приведена на фиг. 13 и содержит трубопровод горючего 52, подсоединенный одним концом к выходу из насоса горючего 38, содержащим пускоотсечной клапан 53 и сильфон 54, выход этого трубопровода соединен с главным коллектором 55 камеры сгорания 32. Выход из насоса окислителя 37 трубопроводом окислителя 46, содержащим пускоотсечной клапан окислителя 57 соединен с газогенератором 33. Также выход из дополнительного насоса горючего 39 трубопроводом горючего 58, содержащим пускоотсечной клапан горючего 59 соединен с газо-генератором 33. На газогенераторе 33 и на камере сгорания 32 установлены, по меньшей мере, по одному запальному устройству 60.
Двигатель оборудован блоком управления 61, который электрическими связями 62 соединен с запальными устройствами 60 и с пускоотсечными клапанами 53, 57 и 59.

Особенностью двигателя (фиг. 1, 2 и 13) является то, что ТНА 34 жестко закреплен на силовой раме 49 при помощи не мене, чем трех шарнирных тяг 45, а камера сгорания 32 имеет возможность поворачиваться относительно центра узла подвески 46 в одной плоскости.

Узел подвески 46 камеры сгорания 32 ЖРД ( фиг. 15) содержит две части: неподвижную 63 и подвижную 64. Неподвижную часть 63 жестко соединена с газоводом 35, а подвижная часть 64 жестко соединена с головкой 41 камеры сгорания 32, за счет того, что обе части образуют сферическое шарнирное соединение 65, выполненное пустотелым внутри.
Система управления по углу крена (фиг. 1…17) содержит не менее двух блоков сопел крена 31, установленных на корпусах 10. Блоки сопел крена 31 (фиг. 16 и 17) со-держит по два, оппозитно установленных сопла крена 66. Блоки сопел крена 31 содержат общий корпус 67 с крепежными элементами 68 и прикреплены к нижним силовым кольца 69, установленных внутри корпусов 10 боковых ракетных блоков первой ступени 2 и боковых ракетных блоках второй ступени 4, а также третьей ступени 6.. Блоки сопел крена 31 содержат патрубки 70, к которым подведены трубопроводы подачи газогенераторного газа 71, другие концы которого соединен с газоводом 35. В центральной части блоков со-пел крена 31 установлены трехходовой кран газа 72 и трехходовой кран горючего 73, к которому подсоединен трубопровод горючего 74, идущий от главного коллектора 55. На трехходовых кранах 72 и 73 установлен общий привод 75 на каждом блоке сопел крена 31. Таким образом, каждые два сопла крена 66, трехходовые краны 72 и 73 и общий привод 75 образуют один узел: блок сопел крена 31.
Сопла крена 66 (фиг. 15 и 16) выполнены с двумя стенками 76 и 77 и коллекторами 78, для прохода охлаждающего горючего. В каждом сопле крена 66 установлены форсун-ки горючего 79, окислителя 80 и запальное устройство 81. Коллектора 78 соединены с трехходовым краном горючего 73 трубопроводами 82 для переброса горючего. Сопла крена 66 имеют неохлаждаемые насадки 83.

Трубопроводы подачи газогенераторного газа 71 содержат сильфоны 84 (фиг. 14) для исключения деформации трубопроводов подачи газогенераторного газа 71 при качании камер сгорания 32. Силовые рамы 49 закреплены на основных силовых кольцах 85.
Двигатель запускается следующим образом.
В исходном положении все клапаны двигателя закрыты. При запуске ЖРД на горючем с блока управления 61 по электрическим каналам связи 62 подается команда на ракетный клапаны окислителя и горючего (ракетные клапаны на фиг. 1…17 они не показаны). После заливки насосов окислителя 37 и горючего 38 открывают пускоотсечные клапаны 53, 57 и 59 (фиг. 13), установленные за насосом окислителя 37, после насоса горюче-го 38 и после дополнительного насоса горючего 39. Окислитель и горючее поступают в газогенератор 33, где воспламеняются при помощи запальника 60. Газогенераторный газ и горючее подается в камеру сгорания 32. Горючее охлаждает камеру сгорания 32, проходя через зазор, между оболочками ее сопла 43 и цилиндрической части 42, образующими регенеративный тракт охлаждения (фиг. 13), выходит во внутреннюю полость камеры сгорания 32 для дожигания газогенераторного газа, идущего из газогенератора 33. Воспламенение этих компонентов осуществляется также запальным устройством 60, установленным на камере сгорания 32.
После запуска турбонасосного агрегата 34 (фиг. 14) газогенераторный газ подается из газогенератора 33 в турбину 36, раскручивается ротор ТНА (на фиг. 1…16 ротор не по-казан), давление на выходах насосов 37, 38 и 39 возрастает. Далее по газоводу 35 и через узел подвески 46 газогенераторный газ подается в головку 41 камеры сгорания 32. Часть газогенераторного газа отбирается по трубопроводу отбора газа 71 и далее через патрубок 70 и через трехходовые краны 72 поступает в блоки сопел крена 31.
Для управления вектором тяги R при помощи привода 47 воздействуя штоком 50 на силовое кольцо 51 поворачивают камеру сгорания 32 относительно точки центра узла под-вески 46 на угол 5…70. При этом направление вектора тяги R1 отклоняется относительно первоначального положения R1 продольной оси симметрии камеры сгорания 32 и относительно ракеты-носителя, на которой этот двигатель 13 установлен.
Для управления ракетой-носителем, на которой установлен жидкостные ракетные двигатели 13, подают команду с блока управления 61 (фиг. 3) на приводы 75 (фиг. 16), при этом включается по одному соплу крена 66 из каждой пары и их реактивная тяга создает крутящий момент, который через нижнее силовое кольцо 69 передается сначала на сопло 43, потом — на силовую раму 49 и далее на основное силовое кольцо (фиг. 14) и на корпус 10 бокового ракетного блока первой ступени 2 ракеты-носителя (то же самое касается боковых ракетных блоков второй и третьей ступеней 4 и 6).

После разъединения узлов соединения 30 (фиг. 8) боковые ракетные блоки первой ступени 2 отбрасываются. Далее полет выполняет только центральный ракетный блок первой ступени 1, при этом управление по крену осуществляют блоки сопел крена 31, установленные на его корпусе 10.
Следующим этапом отделяется центральный ракетный блок первой ступени 1, для этого отсоединяется ферма 8. Потом запускаются двигатели 13 центрального ракетного блока второй ступени 3 и боковых ракетных блоков второй ступени 4. Потом отбрасываются боковые ракетные блоки второй ступени 4 и полет продолжает центральный ракетный блок второй ступени 3 с вышестоящей третьей ступенью 5 и головной частью 7. (Фиг. 9). Потом отсоединяется ферма 9 и отстыковывается центральный блок второй ступени 3 , запускаются все двигатели 13 центрального блока 5 и боковых ракетных блоков 6 и т. д.
Применение изобретения позволило:
1. Обеспечить надежное управление вектором тяги ЖРД и управление трехступенчатой ракетой-носителем по углу крену за счет применения не менее двух блоков сопел крена, содержащих по два оппозитно установленных сопла крена и рационального крепления их корпусов на ракете на нижних силовых кольцах.
2. Значительно повысить надежность работы системы управления ракетой по крену за счет применения двух трехходовых кранов: газа и горючего и общего привода для них. Такая конструкция предотвращает невключение одного из сопел крена, например, вследствие отказа пускоотсечного клапана горючего.

Автор статьи: Патентный поверенный РФ Болотин Николай Борисович