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.
Жидкостный ракетный двигатель (рис. 1…5), содержит силовую раму 1, камеру сгорания 2, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, газогенератор 3 и турбонасосный агрегат 4, подстыкованный к газогенератору 3 посредством газовода 5, содержащий в свою очередь, турбину 6, насос окислителя 7, насос горючего 8. Турбонасосный агрегат может содержать дополнительный насос горючего 9.
Выход из насоса горючего 8 соединен трубопроводом 10 с входом в дополнительный насос горючего 9 (при его наличии). Камера сгорания 2 содержит головку 11, цилиндрическую часть 12 и сопло 13. Газогенератор 3 закреплен на силовой раме 1 при помощи шарнира 14, а ТНА 4 при помощи двух шарнирных тяг 15. Между газоводом 5 и камерой сгорания 2, точнее ее головкой 11 установлен узел подвески 16 камеры сгорания 2. Он обеспечивает качание камеры сгорания 2 в двух плоскостях относительно точки «О», для управления вектором тяги R.
Для этого двигатель содержит два привода 17, установленных во взаимно-перпендикулярных плоскостях камеры сгорания 2, выполненных, например, в виде гидроцилиндров 18, прикрепленных шарнирами 19 к силовой раме 1, и имеющих штоки 19. На камере сгорания 2, например, на ее цилиндрической части 12, выполнено основное силовое кольцо 20, к которому шарнирно прикреплены штоки 18 приводов 17. Приводы 17 служат для управления ракетой по углам тангажа и рыскания.
Возможная пневмогидравлическая схема ЖРД приведена на фиг. 1 и содержит трубопровод горючего 21, подсоединенный одним концом к выходу из насоса горючего 8, содержащим пускоотсечной клапан 22 и основной сильфон горючего 23, выход этого трубопровода соединен с главным коллектором 24 камеры сгорания 2. Выход из насоса окислителя 7 трубопроводом окислителя 25, содержащим пускоотсечной клапан окислителя 26 соединен с газогенератором 3. Также выход из дополнительного насоса горючего 9 трубопроводом горючего 27, содержащим пускоотсечной клапан горючего 28 соединен с газогенератором 3. На газогенераторе 3 и на камере сгорания 2 установлены, по меньшей мере, по одному запальному устройству 29.

Двигатель оборудован блоком управления 30, который электрическими связями 31 соединен с запальными устройствами 29 и с пускоотсечными клапанами 22, 26 и 28.
Особенностью двигателя (фиг. 1 и 2) является то, что ТНА 4 жестко закреплен на силовой раме 1 при помощи не мене, чем трех шарнирных тяг 15, а камера сгорания 2 имеет возможность поворачиваться относительно точки «О».

Узел подвески 16 камеры сгорания 2 ЖРД содержит две части: неподвижную 32 и подвижную 33. Неподвижную часть 32 жестко соединена с газоводом 5, а подвижная часть 33 жестко соединена с головкой 11 камеры сгорания 2, за счет того, что обе части образуют сферическое шарнирное соединение 34, выполненное пустотелым внутри.

Система управления по углу крена (рис. 1 и 5) содержит, как минимум, четыре сопла крена 35, установленных в виде блоков 36 сопел крена 35. Может быть применено от 2-х до 4-х блоков сопел крена. Блоки сопел крена 36 содержит по два сопла крена 35, установленных на нижнем силовом кольце 37. Нижнее силовое кольцо 37 установлено в районе среза сопла 13 и жестко соединено с сопловым насадком 38. Это силовое кольцо служит для передачи крутящего момента от блоков 36 сопел крена 35 на силовую раму 1, для этого каждый блок 36 сопел крена 35 присоединен к нижнему силовому кольцу 37. К нижнему силовому кольцу присоединены, по меньшей мере, два привода 17. Приводы 17 выполнены в виде гидроцилиндров 18, прикрепленных шарнирами 19 к силовой раме 1 или к основному силовому кольцу 20, и имеющих штоки 19. Эти приводы 17 служат для регулирования степени расширения сопла и аналогичны по конструкции приводам 17 для управления ракетой по углам тангажа и рыскания (ракета на фиг. 1…5 не показана).

К соплам крена 35 подведены трубопроводы подачи газогенераторного газа 39, содержащие сильфон 40, другие концы которого соединены с газоводом 5. В каждом блоке 36 сопел крена 35 между ними установлены трехходовой кран газа 41, который соединен с трубопроводом подачи газогенераторного газа 40, и трехходовой кран горючего 42, к которому подсоединен трубопровод горючего 43, идущий от главного коллектора 24 и со-держащий сильфон 44. На трехходовых кранах 42 и 42 установлен общий привод 45 на каждом блоке. Таким образом, каждые два сопла крена 35, трехходовые краны 41 и 43 и общий привод 45 образуют один узел: блок 36 сопел крена 35.
Сопла крена 35 (фиг. 4 и 5) выполнены с двумя стенками 46 и 47 и коллекторами 48, для прохода охлаждающего горючего. В каждом сопле крена 35 установлены форсунки горючего 49, окислителя 50 и запальное устройство 51.

Двигатель запускается следующим образом.
В исходном положении все клапаны двигателя закрыты. При запуске ЖРД на горючем с блока управления 30 по электрическим каналам связи 31 подается команда на ракетный клапаны окислителя и горючего (ракетные клапаны на фиг. 1 не показаны). После заливки насосов окислителя 7 и горючего 8 открывают пускоотсечные клапаны 22, 26 и 26, установленные за насосом окислителя 7, после насоса горючего 8 и после дополни-тельного насоса горючего 9. Окислитель и горючее поступают в газогенератор 3, где воспламеняются при помощи запальника 29. Газогенераторный газ и горючее подается в ка-меру сгорания 2. Горючее охлаждает камеру сгорания 2, проходя через зазор, между оболочками ее сопла 13 и цилиндрической части 12, образующими регенеративный тракт охлаждения (фиг. 1), выходит во внутреннюю полость камеры сгорания 2 для дожигания газогенераторного газа, идущего из газогенератора 3. Воспламенение этих компонентов осуществляется также запальным устройством 29, установленным на камере сгорания 2
После запуска турбонасосного агрегата 4 газогенераторный газ подается из газогенератора 3 в турбину 6, раскручивается ротор ТНА (на фиг. 1…5 не показано), давление на выходах насосов 7, 8 и 9 возрастает. Далее по газоводу 5 и через узел подвески 16 газогенераторный газ подается в головку 11 камеры сгорания 2. Часть газогенераторного газа отбирается по трубопроводу отбора газа 39 и по сильфону 40, через трехходовые краны 41 поступает в блоки 36 сопел крена 35.
Для управления вектором тяги R при помощи привода 17 воздействуя штоком 18 на основное силовое кольцо 20 поворачивают камеру сгорания 2 относительно точки «О» на угол 5…70. При этом направление вектора тяги R1 отклоняется относительно первоначального положения R1 продольной оси симметрии камеры сгорания 2 и относительно ракеты, на которой этот двигатель установлен (ракета на фиг. 1…4 не показана).
Для управления ракетой, на которой установлен двигатель, подают команду с блока управления 30 на общие приводы 45 при этом включается по одному соплу крена 35 из каждой пары и их реактивная тяга создает крутящий момент, который через нижнее силовое кольцо 37 передается сначала на сопло 13, потом — на силовую раму 1 и далее на корпус ракеты (ракета на фиг. 1…5 не показана).
При наборе высоты, например, более 20 км, подается команда на приводы 17, соединенные с нижним силовым кольцом 37, которое вместе с насадком 38 перемещается в нижнее положение, при том степень расширения сопла 13 увеличивается и сила тяги воз-растает на 7…10 %.
Применение изобретения позволило:
1. Обеспечить надежное управление вектором тяги ЖРД, степенью расширения сопла в зависимости от высоты полета ракеты, 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 коллекторе и применения четырех наклонных тяг, обеспечивающих передачу вращающего момента на сопло двигателя и далее — на силовую раму при минимальном весе элементов конструкции, передающих момент вращения.
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