ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 1997 года по МПК F02K9/66 

Изобретение относится к двигательным установкам (ДУ) летательных аппаратов (ЛА), конкретно к устройству ДУ, работающих на жидком ракетном топливе.

Известна двигательная установка ЛА, включающая топливные баки, расходные магистрали, размещенную в топливном баке и скрепленную с его стенкой реактивную камеру (РК) (патент США 3091081, НКИ 60-259 прототип).

При использовании известной ДУ достигается существенное уменьшение габаритов (длины) ЛА (ракеты) за счет заполнения топливом пространства вокруг РК "утопления" камеры в топливном баке. При этом, однако, на борту ЛА необходимо предусматривать в дополнение к маршевой РК вспомогательные камеры (двигатели) для управления полетом ЛА, то есть для изменения траектории движения ЛА путем изменения направления вектора тяги ДУ. Наличие указанных вспомогательных средств, размещаемых обычно под топливными баками, усложняет и утяжеляет конструкцию ДУ, а также существенно снижает энергетические характеристики (среднетраекторное значение удельного импульса тяги) ДУ. Указанный недостаток известной ДУ связан с конструктивной несовместимостью применяемых в современном ракетостроении шарнирных подвесов РК с принципом "утопления".

Изобретение решает техническую задачу создания ДУ с "утопленной" в баке РК, снабженной шарнирным подвесом для управления вектором тяги ДУ. Указанная техническая задача решается за счет того, что в ДУ летательного аппарата, включающей топливные баки, расходные магистрали, размещенную в топливном баке и скрепленную с его стенкой РК, согласно изобретению РК установлена в шарнирном подвесе с возможностью поворота вокруг неподвижного центра вращения, находящегося на оси РК, на уровне между ее выходным сечением и поясом передачи тяги от шарнирного подвеса на борт ЛА, причем на указанном уровне стенка топливного бака снабжена гибким, преимущественно сильфонным, компенсатором углового перемещения РК относительно топливного бака. Кроме того, в предлагаемой ДУ реактивная камера может быть связана кинематически с размещенным под топливным баком рулевым приводом, причем указанная связь осуществлена через пропущенный через стенку топливного бака элемент жесткости, прикрепленный к РК непосредственно или через другой конструктивный элемент ДУ.

С применением изобретения ожидается технический результат, состоящий в упрощении, снижении массы и повышении энергетических характеристик ДУ.

На чертеже представлена схематично предлагаемая ДУ.

Она содержит топливные баки окислителя (например, азотной кислоты) 1 и горючего (например, керосина) 2, которые расположены тандемно и разделены общим днищем 3. Под ним в баке горючего размещена снабженная сверхзвуковым соплом РК 4, соединенная посредством газовода 5 с турбонасосным агрегатом 6 для нагнетания в РК топлива, поступающего из баков по гибкому расходному трубопроводу 7 и жесткому, погруженному в бак, трубопроводу 8; вместе с указанными элементами РК образует ракетный двигатель. РК установлена в шарнирном подвесе, который представляет собой пространственную систему из трех одинаковых стержней 9, расположенных симметрично относительно оси РК и снабженных концевыми сферическими подшипниками для установки в опорные гнезда 10 и 11, которые размещены на сопловой части РК и на общем баковом днище, соответственно. Гнезда 10 расположены на меньшем диаметре, нежели гнезда 11, и стержни 9 пересекаются в точке, расположенной на оси РК вблизи ее выхода; эта точка является неподвижным центром вращения (ЦВ) при повороте РК в шарнирном подвесе. Происходящее при этом угловое перемещение РК относительно бака 2, в котором помещена РК, компенсируется герметичным сильфоном 12, который расположен на уровне ЦВ под днищем упомянутого бака и прикреплен своими концами к нему и к РК. Установка РК в шарнирном подвесе позволяет управлять полетом ЛА путем поворота РК вокруг неподвижного ЦВ. Для этого под баковым днищем 13 смонтирован электрогидравлический рулевой привод 14, корпус которого связан шарнирно с указанным днищем, а шток привода связан шарнирно с жесткой штангой 15, прикрепленной к корпусу турбонасосного агрегата 6; указанная штанга пропущена через баковое днище 13 и уплотнена сильфоном 16.

Описанная ДУ функционирует следующим образом.

При команде от системы управления ЛА на изменение траектории полета подается сигнал на перемещение штока рулевого привода 14, вследствие чего меняется пространственное положение стержней 9 шарнирного механизма в гнездах 10, 11 и осуществляется требуемый поворот РК относительно неподвижного ЦВ. Например, при выдвижении штока рулевого привода РК (согласно чертежу) вращается по часовой стрелке, и при этом правая часть сильфона 12 растягивается, а левая сокращается, что компенсирует угловое перемещение РК относительно скрепленной с ней неподвижной стенки (днища) 13 топливного бака 2. Очевидно, что в случае, когда ДУ содержит одну (одиночную) РК (что соответствует чертежу), управление полетом ЛА по каналам тангажа и рысканья может быть обеспечено двумя рулевыми приводами, расположенными во взаимно перпендикулярных плоскостях, проходящих через ось ЛА.

Из приведенного описания явствует, что применение изобретения дает ожидаемый технический результат, состоящий в упрощении, снижении массы и повышении энергетических характеристик ДУ, что свойственно ДУ с шарнирно установленными маршевыми РК. Особо отметим, что для "утопленной" РК нами предложен шарнирный подвес, отличающийся по устройству от применяемых в практике ракетостроения, что и позволило решить поставленную техническую задачу и получить ожидаемый технический результат: действительно, разместить традиционный шарнирный подвес рамочного типа вокруг ЦВ реактивной камеры вблизи ее выхода не представляется возможным по условиям компоновки двигателя.

Возвращаясь к описанию предлагаемой ДУ, необходимо отметить, что размещение рулевого привода 14 под днищем 13 топливного бака 2 удобно по условиям компоновки агрегатов и исключает нежелательное влияние топливной среды на конструкцию рулевого привода, а также позволяет увеличить плечо приложения управляющей силы относительно ЦВ. Использование для кинематической связи РК с рулевым приводом промежуточного элемента 15 не обязательно для предлагаемой ДУ, но целесообразно в ряде частных случаев, например при использовании в ДУ камер с тонкостенными крупноразмерными сверхзвуковыми соплами, характеризующимися малыми жесткостью и прочностью. Очевидно, что упомянутый промежуточный элемент может крепиться либо к другому конструктивному элементу двигателя (например, к турбонасосному агрегату, как на чертеже), либо непосредственно к жесткой части РК; конкретное крепление промежуточного элемента и его конкретная конфигурация определяются условиями компоновки конкретной ДУ. Очевидно, что наличие турбонасосного агрегата в ДУ не является обязательным, а сильфон 12 целесообразно располагать гофрами симметрично относительно плоскости, проходящей через ЦВ параллельно выходному сечению РК (как показано на чертеже).

Наиболее целесообразной областью применения изобретения являются ДУ ракетных ЛА с жидким топливом на борту.

Использование: в двигательных установках (ДУ), работающих на жидком топливе. Сущность изобретения: ДУ включает топливные баки, расходные магистрали, реактивную камеру, размещенную в топливном баке и скрепленную с его стенкой, камера установлена в шарнирном подвесе с возможностью поворота вокруг неподвижного центра вращения, находящегося на оси камеры между ее выходом и поясом передачи тяги, на указанном уровне стенка бака снабжена гибким компенсатором углового перемещения камеры. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Двигательная установка летательного аппарата, включающая топливные баки, расходные магистрали, размещенную в топливном баке и скрепленную с его стенкой реактивную камеру, отличающаяся тем, что реактивная камера установлена в шарнирном подвесе с возможностью поворота вокруг неподвижного центра вращения, находящегося на оси реактивной камеры, на уровне между ее выходным сечением и поясом передачи тяги от шарнирного подвеса на борт летательного аппарата, причем на указанном уровне стенка топливного бака снабжена гибким, преимущественно сильфонным, компенсатором углового перемещения реактивной камеры относительно топливного бака. 2. Установка по п.1, отличающаяся тем, что реактивная камера связана кинематически с размещенным под топливным баком рулевым приводом, причем указанная связь осуществлена через пропущенный через стенку топливного бака элемент жесткости, прикрепленный к реактивной камере непосредственно или через другой конструктивный элемент двигательной установки.