Зенитная ракета

зенитная ракета

Изобретение относится к ракетной технике и жидкостным ракетным двигателям — ЖРД, работающих на трех компонентах топлива; окислителе и двух горючих. и направлено на улучшение удельных характеристик: дальности полета и т. д. и снижение затрат на запуск ракеты, на которой он установлен Наиболее оптимальный вариант использование в качестве окислителя жидкого кислорода, первого горючего – керосина,. второго горючего – жидкого водорода.
Ракета (рис. 1 и 2) содержит головную часть 1, осесимметричный корпус 2, бак окислителя 3, бак горючего 4, жидкостный ракетный двигатель 5, содержащий, в свою очередь камеру сгорания 6 с соплом 7 и ТНА 8. Камера сгорания 6 и ТНА 7 расположены последовательно вдоль оси ракеты. ТНА 8 содержит турбину 9, насос окислителя 10, насос горючего 11, и дополнительный насос горючего 12, имеющие общий вал 13.

рис.1
Камера сгорания 6 (рис. 1 и 2) содержит головку 14 и цилиндрическую часть 15.. Сопло 7 содержит сужающуюся часть 16 и расширяющуюся часть 17 и главный коллектор горючего 18 в нижней части. На камере сгорания 9 выполнены средний и промежуточный коллекторы 19 и 20 соответственно.

Турбина 9 установлена в камере сгорания 6, точнее в верху ее цилиндрической части 15. При этом камера сгорания 6 выполнена двухзонной и содержит первую зону 21 и вторую 22, разделенные турбиной 9. В верхней части ТНА 8 выполнен шарнир 23 к которому присоединены штоки 24 цилиндров управления 25, которые закреплены на верхнем силовом кольце 26. На корпусе 2 закреплено и нижнее силовое кольцо 27. Между головкой 13 камеры сгорания 6 и насосом окислителя 10 выполнен силовой шарнир 28, который закреплен на нижнем силовом кольце 27 при помощи тяг 29 (рис. 1).
Ракета может быть оборудована четырьмя управляющими соплами 30, установленными радиально и соединенными при помощи трубопроводов 31, содержащих клапаны 32 с первой зоной 18 камеры сгорания 6. (фиг. 2).

рис.2
Турбина 9 содержит сопловой аппарат 33, рабочее колесо 34, диск 35 и спрямляющий аппарат 36. ТНА 8 имеет три опоры 37….39 и уплотнение 40 (фиг. 4).

рис.3рис.4

Как сужающаяся 16, так и расширяющаяся 17 части сопла 7 выполнены с возможностью регенеративного охлаждения (рис. 1 и 2) и содержат две стенки; внутреннюю стенку 41 и наружную стенку 42 с зазором 43 между ними для прохождения охлаждающего горючего. Полость зазора 43 сообщается с полостью 44 главного коллектора горючего 18. Внутри камеры сгорания 6 (рис. 3) выполнены верхняя плита 45, и нижняя плита 46 с зазором (полостью) между ними 47. Выше верхней плиты 45 выполнена полость 48. Внутри головки 14 камеры сгорания 6 установлены форсунки окислителя 49 и форсунки горючего 50. Форсунки окислителя 49 сообщают полость 49 с внутренней полостью 51 камеры сгорания 6. Форсунки горючего 50 сообщают полость 48 с внутренней полостью 51. На головке 13 камеры сгорания 5 установлены запальные устройства 52. К головке 14 камеры сгорания 6 соединена несколькими трубопроводами 53 содержащими клапаны окислителя 54 Головка 14 камеры сгорания 6 и насос окислителя 16 соединены втулкой 55.
К главному коллектору горючего 18 присоединен трубопровод 56 с клапаном 57. Другой конец трубопровода 55 соединен с выходом из насоса горючего 11. К среднему коллектору 19 присоединен трубопровод 58, имеющий регулятор расхода 59 и клапан 60, другой конец трубопровода 58 соединен с выходом из дополнительного насоса горючего 12. Вход в дополнительный насос горючего 12 трубопроводом 61 соединен с выходом из насоса горючего 11. Полость 62 дополнительного коллектора 20 соединена с зазором 40 и дополнительными форсунками горючего 63.
Двигатель содержит систему продувки с баллоном 64 с инертным газом, трубопроводом 65 и клапаном 66. Трубопровод 65 соединен с главным коллектором горючего 18. В нижней части ракеты выполнена донная защита 67. Ракета оборудована системой наддува баков окислителя 3 и горючего 4. Эта система содержит баллон 68 и трупопроводы наддува 69 и 70.. В головной части 1 установлены блок наведения 71, взрывное устройство 72 и бортовой компьютер 73 к которому электрическими связями 74 присоединены запальное устройство 52 и клапаны 54, 60, 57 и 66 и регулятор расхода 59. (рис. 1 и 6).

рис.5рис.6

На рис. 7 приведен шаровой шарнир 28. Этот шарнир содержит внутренний шарнир 74 и полый наружный шарнир 75. Полый наружный шарнир 75 состоит из двух частей: верхней 76 и нижней 77, соединенных болтами 78 через прокладку 79. В верхней и нижней частях 76 и 77 выполнены конические отверстия 80 для прохождения вала 13 и обеспечения его качания на 5…7 град. Внутренний шарнир 74 зафиксирован на валу 13 при помощи шпонки 81.

рис.7
Запуск ЖРД осуществляется следующим образом.
Открывают клапаны окислителя 48 и клапаны 52 и 55.
Окислитель и горючее поступают в камеру сгорания 2 точнее в ее первую зону 16, где воспламеняются запальными устройствами 47 и сгорают при относительно низких температурах 500…700 0 С. Через дополнительные форсунки горючего 50 большая часть расхода горючего поступает во вторую зону, где сгорает при температуре от 3 500 до 4 000 0 С, обеспечивающей максимальную удельную тягу ЖРД.
Регулирование режима работы ЖРД осуществляется регулятором расхода 46. При этом изменяются расход продуктов сгорания через турбину 11 и температура продуктов сгорания на входе в нее.
Выключение ЖРД выполняется в обратном порядке. После закрытия всех клапанов окислителя 31 и горючего 34 и 37 открывают клапан продувки 43 и инертный газ из баллона 41 по трубопроводу 42 поступает в главный коллектор горючего 20 продувая камеру сгорания 1 двигателя для очистки от остатков горючего.
Регулирование направлением вектора тяги выполняется при помощи цилиндров управления 25 поворотом ЖРД вокруг силового шарнира 28.
Применение изобретения позволит:
1. Уменьшить поперечные габариты ЖРД за счет размещения камеры сгорания и ТНА последовательно в одну линию вдоль одной общей оси
2. Уменьшить вес двигателя за счет отсутствия газогенератора. Функцию газогенератора выполняет первая зона камеры сгорания.
3. Упростить схему двигателя по тем же причинам.
4. Уменьшить усилие для управления вектором тяги ЖРД за счет максимального увеличения плеча рычага приложения усилия гидроцилиндра управления.
5. Уменьшить вредное взаимное влияние горячих и холодных (работающих на криогенных компонентах топлива) узлов и агрегатов.

Автор статьи Патентный поверенный РФ Болотин Николай Борисович

Комментирование и размещение ссылок запрещено.

Комментарии закрыты.