ЗЕНИТНАЯ РАКЕТА И ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2013 года по МПК F42B15/10 F02K9/48 

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 и снижение затрат на запуск ракеты, на которой он установлен и на значительное улучшение ее многих характеристик: дальности полета и т.д. Наиболее оптимальный вариант использование в качестве окислителя жидкого кислорода, первого горючего - керосина, второго горючего - жидкого водорода.

Известна многоступенчатая зенитная ракета по патенту РФ на изобретение №2380648, МПК F42B 15/00, опубл. 27.01.2010 г.

Недостатки сложность конструкции и высокая стоимость.

Известна зенитная ракета по патенту РФ на изобретение №2380650, МПК F42B 15/10, опубл. 07.01.2010 г. Эта ракета содержит головную часть, осесимметричный корпус, баки окислителя и горючего и жидкостный ракетный двигатель.

Недостатки большие поперечные габариты ракеты и сложности в управлении.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания. Выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов. Выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента. Второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины. Выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания.

Недостатком двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.

Известны способ работы ЖРД и жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси. Жидкостной ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи компонентов топлива и турбину. Двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного турбонасосного агрегата насос бустерного турбонасосного агрегата и смеситель. Выход насоса основного турбонасосного агрегата соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом регенеративного охлаждения камеры сгорания. Тракт регенеративного охлаждения, в свою очередь, связан с турбинами основного и бустерного турбонасосных агрегатов, выходы которых соединены со смесителем.

Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.

Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.

Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания эта схема не приемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины.

Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г, который содержит камеру турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего соединен с регулятором расхода с электроприводом. Другой вход регулятора соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Выход из регулятора соединен с газогенератором. Выход из газогенератора соединен с входом в турбину турбонасосного агрегата, выход из которой соединен со смесительной головкой. Регулятор расхода снабжен гидроприводом предварительной ступени, который через кавитирующий жиклер и гидрореле соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Гидрореле соединено со второй ступенью насоса горючего. Дроссель, установленный на выходе первой ступени насоса горючего, выполнен совместно с управляемым клапаном предварительной ступени.

Недостатком является сложная пневмогидравлическая схема двигателя, наличие большого числа клапанов и регуляторов и обвязывающих трубопроводов и как следствие большой вес и низкая надежность и проблемы при запуске и выключении двигателя.

Известен: ЖРД с управляемым вектором тяги по патенту РФ №2412730, МПК F02k 9/42, опубл. 20.02.2011 г, прототип ЖРД. Этот ЖРД содержит камеру сгорания с соплом, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий насосы окислителя, горючего и дополнительный насос горючего и гидроцилиндр управления вектором тяги.

Недостатки этой конструкции следующие

1. Большие поперечные габариты ЖРД из-за расположения ТНА рядом с камерой сгорания.

2. Трудности в управлении вектором тяги, связанные с необходимостью приложения больших усилий к силовому кольцу для создания определенного момента при небольшом плече.

Задачей создания изобретения является улучшение удельных характеристик ЖРД, повышение его надежности и уменьшение затрат на запуск ракет.

Решение указанной задачи достигнуто в зенитной ракете, содержащей головную часть и осесимметричный корпус с баками окислителя и горючего и жидкостным ракетным двигателем, содержащим камеру сгорания и ТН:А, тем, что согласно изобретению, камера сгорания и ТНА установлены последовательно вдоль оси ракеты, а в средней части зенитной ракеты радиально установлены четыре управляющих сопла.

Решение указанной задачи достигнуто в жидкостном ракетном двигателе, содержащем турбонасосный агрегат, содержащий в свою очередь, турбину, насосы окислителя и горючего и дополнительный насос горючего, и камеру сгорания имеющую цилиндрическую часть с форсунками окислителя и горючего и сопло с главным коллектором горючего, отличающийся тем, что турбонасосный агрегат и камера сгорания установлены соосно, при этом турбина выполнена внутри цилиндрической части камеры сгорания, камера сгорания выполнена двухзонной и содержит дополнительные форсунки горючего на своей цилиндрической части ниже турбины, а четыре управляющих сопла соединены с первой зоной камеры сгорания трубопроводами, при этом между камерой сгорания и насосом окислителя выполнен шарнир, содержащий внутренний шар и внешнюю сферическую оболочку, соединенную с силовыми кронштейнами.. Выход из насоса окислителя может быть соединен трубопроводами, содержащими клапана окислителя с камерой сгорания. В средней части цилиндрической части камеры сгорания может быть выполнен кольцевой коллектор, в полость которого выходят дополнительные форсунки горючего. Ниже кольцевого коллектора может быть выполнен дополнительный коллектор, в полость которого выходят дополнительные форсунки горючего.

Сущность изобретения поясняется на чертежах фиг.1…7, где

- на фиг.1 приведена схема зенитной ракеты,

- на фиг.2 приведен второй вариант зенитной ракеты с управляющими соплами,

- на фиг.3 приведена схема ЖРД,

- на фиг.4 приведена конструкция камеры сгорания,

- на фиг.5 приведен ТНА,

- на фиг.6 приведено соединение насоса окислителя и камеры сгорания,

- на фиг.7 приведен силовой шарнир.

Ракета (фиг.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.

Камера сгорания 6 (фиг.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 (фиг.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).

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).

Как сужающаяся 16, так и расширяющаяся 17 части сопла 7 выполнены с возможностью регенеративного охлаждения (фиг.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 (фиг.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 выхоом 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 системоя 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. (фиг.1 и 6).

На фиг, 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.

: 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°С. Через дополнительные форсунки горючего 50 большая часть расхода горючего поступает во вторую зону, где сгорает при температуре от 3500 до 4000°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.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в зенитных ракетах с жидкостным ракетным двигателем (ЖРД). Зенитная ракета содержит головную часть, осесимметричный корпус с баками окислителя и горючего и ЖРД с камерой сгорания и турбонасосным агрегатом (ТНА), четыре радиально установленные управляющие сопла. Камера сгорания выполнена двухзонной и содержит цилиндрическую часть с форсунками окислителя и горючего, сопло с главным коллектором горючего, дополнительные форсунки горючего, кольцевой и дополнительный коллекторы. ТНА содержит турбину, насосы окислителя и горючего, дополнительный насос горючего, верхний шаровой шарнир. Между камерой сгорания и насосом окислителя выполнен сферический шарнир с внутренним шаром и наружной сферической оболочкой. Четыре управляющих сопла соединены с первой зоной камеры сгорания трубопроводами. Изобретение позволяет повысить надежность запуска зенитной ракеты и удельные характеристики ЖРД. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 7 ил.

1. Зенитная ракета, содержащая головную часть и осесимметричный корпус с баками окислителя и горючего и жидкостным ракетным двигателем, содержащим камеру сгорания и ТНА, отличающаяся тем, что камера сгорания и ТНА установлены последовательно вдоль оси ракеты, а в ее средней части радиально установлены четыре управляющих сопла.

2. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, турбину, насосы окислителя и горючего и дополнительный насос горючего, и камеру сгорания, имеющую цилиндрическую часть с форсунками окислителя и горючего и сопло с главным коллектором горючего, отличающийся тем, что турбонасосный агрегат и камера сгорания установлены соосно, при этом турбина выполнена внутри цилиндрической части камеры сгорания, камера сгорания выполнена двухзонной и содержит дополнительные форсунки горючего на своей цилиндрической части ниже турбины, а четыре управляющих сопла соединены с первой зоной камеры сгорания трубопроводами, при этом между камерой сгорания и насосом окислителя выполнен сферический шарнир, содержащий внутренний шар и наружную сферическую оболочку, соединенную с силовыми штангами, на верхнем конце ТНА выполнен верхний шаровой шарнир, с которым соединены штоки управляющих механизмов.

3. Жидкостный ракетный двигатель по п.2, отличающийся тем, что выход из насоса окислителя соединен трубопроводом, содержащим клапаны окислителя с камерой сгорания.

4. Жидкостный ракетный двигатель по п.2 или 3, отличающийся тем, что в средней части цилиндрической части камеры сгорания выполнен кольцевой коллектор, в полость которого выходят дополнительные форсунки горючего.

5. Жидкостный ракетный двигатель по п.2 или 3, отличающийся тем, что ниже кольцевого коллектора выполнен дополнительный коллектор, в полость которого выходят дополнительные форсунки горючего.

6. Жидкостный ракетный двигатель по п.4, отличающийся тем, что ниже кольцевого коллектора выполнен дополнительный коллектор, в полость которого выходят дополнительные форсунки горючего.