ПАТЕНТНЫЙ ПОИСК В РФ
НОВЫЕ ПАТЕНТЫ, ЗАЯВКИ НА ПАТЕНТ
БИБЛИОТЕКА ПАТЕНТОВ НА ИЗОБРЕТЕНИЯ

жидкостная ракетная двигательная установка

Классы МПК:F02K9/48 приводимых в движение газовой турбиной, работающей на газообразных продуктах сгорания топлива (турбонасосная система подачи)
F02K9/56 управление
F02K9/94 ракетные двигательные установки с повторным запуском; ракетные двигательные установки прерывистого действия
Автор(ы):, , ,
Патентообладатель(и):Конструкторское бюро химического машиностроения
Приоритеты:
подача заявки:
1992-03-02
публикация патента:

Использование: в ракетном двигателестроении, а именно в конструкциях жидкостных ракетных двигательных установок (ЖРДУ). Сущность изобретения: в ЖРДУ, содержащей турбонасосный агрегат, перепускные магистрали, неподвижно установленные маршевый ЖРД и рулевые импульсные ЖРДМТ с блоком управления ЖРДМТ и пускоотсечными клапанами, блок управления ЖРДМТ выполнен в виде последовательно установленных регулятора постоянного расхода, распределителя с полостями и двух параллельно включенных пускоотсечных клапанов сброса, размещенных в перепускных магистралях, каждая из которых соединяет занасосные магистрали маршевого ЖРД с входами соответствующих насосов, при этом вход каждого пускоотсечного клапана ЖРДМТ соединен с соответствующей полостью распределителя. 1 ил.

Рисунки к патенту РФ 2040703

Рисунок 1

Изобретение относится к конструкции жидкостных ракетных двигательных установок (ЖРДУ) и может быть использовано в ракетном двигателестроении.

При создании маршевой тяги, обеспечивающей ускорение объекта, используются, как правило, мощные маршевые ЖРД с дожиганием генераторного газа (с турбонасосной подачей топлива). Создание управляющих усилий (управление вектором тяги) обеспечивается разнообразными способами [1]

Известно управление вектором тяги путем качания маршевого ЖРД с дожиганием [1] которое требует шарнирного подвеса, гибких участков трубопроводов, рулевых приводов и расхода рабочего тела для рулевых приводов.

Кроме того, имеется ряд объектов, в которых установка качающегося ЖРД с дожиганием невозможна.

Более простой путь расширения области использования и дальнейшего повышения их технического уровня заключается в их использовании как неподвижных, а управление вектором тяги постараться обеспечить более приемлемыми способами.

Наиболее близкой к предлагаемой является жидкостная ракетная двигательная установка, содержащая неподвижно установленные маршевый ЖРД и рулевые импульсные ЖРД малой тяги (МТ) с последовательно размещенными в подводящих трубопроводах блоком управления ЖРДМГ и пускоотсечными клапанами [2]

Получение необходимого значения управляющих моментов обеспечивается импульсными включениями соответствующих рулевых ЖРДМТ (см. Гришин С.Д и др. Теоретические основы создания двигательных установок для управления космическими аппаратами, М. Машиностроение, 1985, с. 11). Питание таких ЖРДМТ осуществляется от вытеснительной системы.

Цель изобретения повышение эффективности ЖРДУ за счет питания импульсных ЖРДМТ от напорных магистралей маршевого ЖРД.

При этом возникают противоречия:

ЖРДМТ включается импульсами, т.е. необходим импульсный отбор компонентов топлива от маршевого ЖРД, однако такой отбор топлива из магистралей маршевого ЖРД или нежелателен, или вообще недопустим;

располагаемые давления в маршевом ЖРД составляют 400-700 кгс/см2, а импульсные ЖРДМТ разработаны (и по ряду причин не может быть иначе) на работу при давлении на входе 20-40 кгс/см2;

отбор компонентов топлива для работы ЖРДМТ требует форсирования работы турбонасосного агрегата (ТНА) и газогенератора маршевого ЖРД. Получаемые обычным проектированием варианты предусматривают отбор расхода для работы всех четырех ЖРДМТ (хотя случаев работы больше двух ЖРДМТ не бывает). Это требует (имеются в виду конкретные маршевые ЖРД) увеличения температуры генераторного газа на 110оС (увеличения с 510 до 620оС), которое делает невозможным использование разработанных маршевых ЖРД, а при новом проектировании требует более высокого уровня техники: существенного повышения КПД или существенного повышения жаростойкости турбины.

Указанные противоречия устраняются в предлагаемой ЖРДУ.

Технический результат достигается за счет того, что в известной ЖРДУ блок управления ЖРДМТ выполнен в виде последовательно установленных регулятора постоянного расхода, распределителя с полостями и двух параллельно включенных пускоотсечных клапанов сброса, размещенных в перепускных магистралях, каждая из которых соединяет занасосные магистрали маршевого ЖРД с входами соответствующих насосов, при этом вход каждого пускоотсечного клапана ЖРДМТ соединен с соответствующей полостью распределителя.

Регулятор постоянного расхода обеспечивает отбор постоянного расхода от маршевого ЖРД (или подачу постоянного расхода для питания ЖРДМТ), что и требуется для нормального взаимодействия маршевого ЖРД и ЖРДМТ. Наличие клапанов сброса обеспечивает непрерывность течения постоянного расхода в ситуации, когда ЖРДМТ не работает.

На чертеже изображена предлагаемая жидкостная ракетная двигательная установка.

Она содержит маршевый ЖРД с камерой 1, ТНА 2 и входами 3 и 4 в насосы окислителя и горючего ТНА, напорные магистрали 5 и 6 окислителя и горючего и ЖРДМТ 7-10 с блоком управления, который смонтирован на перепускных линиях окислителя и горючего маршевого ЖРД, содержащих параллельно включенные пускоотсечные клапаны 11-14, регуляторы постоянного расхода 15 и 16 и распределительные полости 17 и 18. При этом пускоотсечные клапаны 11-14 снабжены настроечными дросселями 19-22 соответственно.

ЖРДУ работает следующим образом.

При работе маршевого ЖРД на входе в насосы поддерживается низкое давление, на выходе из насосов высокое.

Для включения ЖРДМТ открывается одновременно пара его клапанов на линии окислителя и горючего. Для выключения ЖРДМТ эти клапаны закрываются.

Для обеспечения работоспособности ЖРДУ импульсные ЖРДМТ и клапаны сброса распределяются по каналам управления "Тангаж" и "Рыскание".

Например, ЖРДМТ 7 и 8 и клапаны сброса 14 и 12 выделяются для канала "Тангаж", а ЖРДМТ 9 и 10 и клапаны сброса 13 и 11 для канала "Рыскание".

При таком распределении задача управления по каждому каналу управления сводится к включению новой пары пускоотсечных клапанов и отключению работающей пары пускоотсечных клапанов (из трех пар клапанов). Этим обеспечивает непрерывность отбора постоянного расхода из маршевого ЖРД и непрерывность расходования постоянного расхода через ЖРДМТ или клапаны сброса.

При этом в качестве пускоотсечных клапанов сброса рассмотрены клапаны, идентичные пускоотсечным клапаном ЖРДМТ.

Таким образом, данное техническое решение решает задачу управления по каналам "Тангаж" и "Рыскание" путем отбора от маршевого ЖРД расхода окислителя и расхода горючего только для работы двух ЖРДМТ. Например, применительно к имеющимся маршевому ЖРД и импульсному ЖРДМТ, образующим новый ЖРД с более высоким техническим уровнем, это требует повышения температуры генераторного газа маршевого ЖРД на 40-50оС и увеличения оборотов ротора ТНА маршевого ЖРД на 1500-2000 в минуту.

При таком форсировании ТНА разработанные ЖРД, потенциально пригодные в качестве маршевого ЖРД, могут обеспечить питание рулевых ЖРДМТ без доработки лишь с минимальной перенастройкой.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

ЖИДКОСТНАЯ РАКЕТНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА, содержащая неподвижно установленные маршевый жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) и рулевые импульсные жидкостные ракетные двигатели малой тяги (ЖРД МТ) с последовательно размещенными в подводящих трубопроводах блоком управления ЖРД МТ и пускоотсечными клапанами, турбонасосный агрегат и перепускные магистрали, отличающаяся тем, что блок управления ЖРД МТ выполнен в виде последовательно установленных регулятора постоянного расхода, распределителя с полостями и двух параллельно включенных пускоотсечных клапанов сброса, размещенных в перепускных магистралях, каждая из которых соединяет занасосные магистрали маршевого ЖРД с входами соответствующих насосов, при этом вход каждого пускоотсечного клапана ЖРД МТ соединен с соответствующей полостью распределителя.

Патентный поиск по классам МПК-8:

Класс F02K9/48 приводимых в движение газовой турбиной, работающей на газообразных продуктах сгорания топлива (турбонасосная система подачи)

Класс F02K9/56 управление

Патенты РФ в классе F02K9/56:
способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки -  патент 2499906 (27.11.2013)
комбинированный способ управления расходованием топлива ракетной двигательной установки с многократным включением и комбинированная система управления расходованием топлива -  патент 2492122 (10.09.2013)
способ и устройство для регулирования основных параметров ракетных двигателей двигательной установки, использующей газообразные компоненты топлива -  патент 2486362 (27.06.2013)
способ форсирования по тяге жидкостного ракетного двигателя и жидкостный ракетный двигатель -  патент 2451202 (20.05.2012)
жидкостный ракетный двигатель -  патент 2451201 (20.05.2012)
способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки -  патент 2418188 (10.05.2011)
способ определения расхода системы подачи рабочего тела к источнику плазмы -  патент 2392589 (20.06.2010)
клапан регулирования тяги ракетного двигателя и регулятор потока для него -  патент 2301905 (27.06.2007)
способ настройки и регулирования параметров жидкостного ракетного двигателя -  патент 2278988 (27.06.2006)
регулируемый жидкостный ракетный двигатель -  патент 2200866 (20.03.2003)

Класс F02K9/94 ракетные двигательные установки с повторным запуском; ракетные двигательные установки прерывистого действия





Наверх