Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, и предназначено для управления вектором тяги двигателя.
Ракета (рис. 1…6) содержит, по меньшей мере, одну ступень (далее приведено описание одноступенчатой ракеты), которая, в свою очередь содержит корпус 1,, по меньшей мере один жидкостной ракетный двигатель 2, установленный на раме 3, прикрепленной к корпусу 1, бак окислителя 4, бак горючего 5, трубопровод окислителя 6, ракетный клапан окислителя 7, трубопровод горючего 8 и ракетный клапан горючего 9.

Жидкостный ракетный двигатель 2 содержит камеру сгорания 10 и ТНА 11, соединенные газоводом 12, узел качания 13 и привода 14. Кроме того, на стенке ракеты 1 установлены сопла крена 15. Внутри корпуса ракеты также установлен блок управления 16 (фиг. 1). На одном уровне с соплами крепа установлен кольцевой коллектор 17, соединенный с одной стороны трубо-проводом отбора 18 с газоводом 12, а с другой – с соплами крена 15, которые сгруппированы в блоки попарно (фиг. 3).

Жидкостный ракетный двигатель (рис. 4…6), установлен на силовой раме 3, со-держит камеру сгорания 10, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, турбонасосный агрегат 11 и газогенератор 19, подстыкованный к нему. Турбонасосный агрегат, в свою очередь содержит турбину 20, насос окислителя 21, насос горючего 22. Турбонасосный агрегат может содержать дополнительный насос горючего 23.

Выход из насоса горючего 22 соединен трубопроводом 24 с входом в дополнительный насос горючего 23 (при его наличии). Камера сгорания 10 содержит головку 25, цилиндрическую часть 26 и сопло 27. Газогенератор 19 закреплен на силовой раме 3 при помощи шарнира 28, а ТНА 11 при помощи двух шарнирных тяг 29. Между газоводом 12 и камерой сгорания 2, точнее ее головкой 25 установлен узел подвески 30 камеры сгорания 10. Он обеспечивает качание камеры сгорания 10 в двух плоскостях относительно точки «О», для управления вектором тяги R.
Для этого двигатель содержит два привода 31, установленных во взаимно-перпендикулярных плоскостях камеры сгорания 10, выполненных, например, в виде гидроцилиндров 32, прикрепленных шарнирами 33 к силовой раме 3, и имеющих штоки 34. На камере сгорания 10, например, на ее цилиндрической части 26, выполнено основное силовое кольцо 35, к которому шарнирно прикреплены штоки 34 приводов 31. Приводы 31 служат для управления ракетой по углам тангажа и рыскания.
Возможная пневмогидравлическая схема ЖРД приведена на рис. 4 и содержит трубопровод горючего 36, подсоединенный одним концом к выходу из насоса горючего 22, а другим к соплам крена 15, кроме того к тому же выходу присоединен трубопровод горю-чего 37, содержащий пускоотсечной клапан 38 и сильфон 39, выход этого трубопровода соединен с главным коллектором 40 камеры сгорания 10. Выход из насоса окислителя 21 трубопроводом окислителя 41, содержащим пускоотсечной клапан окислителя 42 соединен с газогенератором 19. Также выход из дополнительного насоса горючего 23 трубопроводом горючего 43, содержащим пускоотсечной клапан горючего 44 соединен с газо-генератором 19. На газогенераторе 19 и на камере сгорания 10 установлены, по меньшей мере, по одному запальному устройству 45.
Двигатель оборудован блоком управления 16, который электрическими связями 46 соединен с запальными устройствами 45 и с пускоотсечными клапанами 38, 42 и 44.
Особенностью двигателя (рис. 1 и 2) является то, что ТНА 11 жестко закреплен на силовой раме 3 при помощи не мене, чем двух шарнирных тяг 29, а камера сгорания 10 имеет возможность поворачиваться относительно узла подвески 30.
Система управления по углу крена (рис. 1 и 4) содержит четыре сопла крена 15, установленных в виде блоков сопел крена. Блоки сопел крена содержит по два сопла крена 15, установленных на кольцевом коллекторе 48. Кольцевой коллектор 48 установлен внутри корпуса 1 (рис. 1…3). Этот коллектор одновременно служит для подвода газогенераторного газа к соплам крена и для передачи от них крутящего момента на корпус 2 (рис. 2) или на силовую раму 3 (рис. 3). К кольцевому коллектору 48 подсоединен трубопровод отбора газогенераторного газа 49, другой конец которого соединен с газоводом 12. В блоке сопел крена 15 между ними установлен трехходовой кран 50, который патрубком 51 соединен с кольцевым коллектором 4 (рис. 5).

К трехходовому крану 50 подсоединены при помощи валов 52 приводы 53. К каждому соплу крена 15 подсоединены трубопроводы горючего 36, идущие от насоса горючего 8 и содержащие пускоотсечные клапаны 54. Таким образом, два сопла крена 15, трехходовой кран 50, патрубок 51 и привод 53 обра-зуют один узел: блок сопел крена. Сопла крена 15 (рис. 6) выполнены с двумя стенками 55 и 56 и коллекторами 57, для прохода охлаждающего горючего. В каждом сопле крена 15 установлены форсунки горючего 58, окислителя 59 и запальное устройство 60.

Двигатель запускается следующим образом.
В исходном положении все клапаны двигателя закрыты (рис. 1…6). При запуске ЖРД на горючем с блока управления 16 по электрическим каналам связи 31 подается команда на ракетный клапаны окислителя и горючего 7 и 9. После заливки насосов окислителя 21 и горючего 22 открывают пускоотсечные клапаны 38, 42 и 44, установленные за насосом окислителя 21, после насоса горючего 22 и после дополнительного насоса горю-чего 23. Окислитель и горючее поступают в газогенератор 19, где воспламеняются при помощи запальника 47. Газогенераторный газ и горючее подается в камеру сгорания 10. Горючее охлаждает камеру сгорания 10, проходя через систему регенеративного охлаждения цилиндрической части 27 и сопла 27 (рис. 4), выходит во внутреннюю полость камеры сгорания 10 для дожигания газогенераторного газа, идущего из газогенератора 19. Воспламенение этих компонентов осуществляется также запальным устройством 47, установленным на камере сгорания 10.
После запуска турбонасосного агрегата 11 газогенераторный газ подается из газогенератора 19 в турбину 20, раскручивается ротор ТНА 11 (на рис. 1…6 не показано), дав-ление на выходах насосов 21, 22 и 23 возрастает. Далее по газоводу 12 и через узел под-вески 30 газогенераторный газ подается в головку 25 камеры сгорания 10.
Для управления вектором тяги R при помощи привода 31 воздействуя штоком 34 на силовое кольцо 20 поворачивают камеру сгорания 2 относительно точки «О» на угол 5…70. При этом направление вектора тяги R1 отклоняется относительно первоначального положения Rо продольной оси симметрии камеры сгорания 10 и относительно ракеты, на которой этот двигатель установлен.
Для управления ракетой, на которой установлен двигатель, подают команду с блока управления 16 на приводы 53 и пускоотсечные клапаны 54, при этом включается по одному соплу крена 15 из каждой пары и их реактивная тяга создает крутящий момент, который через корпус 1 или силовую раму 3 передается сначала на ракету.
Применение изобретения позволило:
1. Обеспечить надежное управление вектором тяги ЖРД и управление ракетой по углу крену за счет применения двух блоков сопел крена, содержащих по два оппозитно установленных сопла крена и их рационального крепления на двигателе на кольцевом кол-лекторе и применения четырех наклонных шарнирных тяг и дополнительного силового кольца, обеспечивающего передачу вращающего момента на силовую раму при минимальном весе элементов конструкции, передающих момент вращения.

Авторы статьи: Патентный поверенный РФ Болотин Николай Борисович

Варламов С.Е.