RU2160376C2

RU2160376C2 - Swinging assembly of liquid-propellant rocket engine

Info

Publication number: RU2160376C2
Application number: RU98122993A
Authority: RU
Inventors: Б.М. Громыко; В.В. Кириллов; В.Г. Полушин; И.А. Михалев; И.Д. Постников; А.Н. Вычеров
Original assignee: Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко"
Priority date: 1998-12-21
Filing date: 1998-12-21
Publication date: 2000-12-10

Abstract

FIELD: liquid-propellant rocket engines. SUBSTANCE: swinging assembly has chamber and pipeline carrying engine products of gas generation and running from turbine to chamber. The latter is mounted relative to pipeline for spatial displacement about point in vicinity of or on chamber axis at preset solid angle. Movable spherical sealing joint incorporating head and shell is provided between chamber and pipeline. Either head or shell has spherical sealing surface and other one has seat accommodating annular sealing member held tight against spherical sealing surface, for example, by means of spring; this member is made of sealing material such as polyfluoroethylene possessing low coefficient of friction on mentioned spherical sealing surface; head and shell are provided with through channels directly communicating on inlet side with gas-generation product delivery pipeline and on outlet side, with engine chamber. EFFECT: facilitated manufacture, reduced cost and size of combustion-chamber swinging assembly. 9 cl, 6 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетостроения, в частности к узлам качания камер ЖРД, в том числе и камер с дожиганием газогенераторного газа, и может быть также использовано в авиации, например, в случае применения ЖРД на самолетах. Следует отметить, что отдельные элементы изобретения, в частности сферические подвижные уплотнительные соединения, могут применяться и в других областях техники (например, газовой, нефтехимической и химической промышленности) там, где используются жидкостные и газовые магистрали. The invention relates to the field of rocket science, in particular to rocking units of LRE chambers, including chambers with afterburning of gas-generating gas, and can also be used in aviation, for example, in the case of the use of LRE on airplanes. It should be noted that certain elements of the invention, in particular spherical movable sealing joints, can be used in other areas of technology (for example, gas, petrochemical and chemical industries) where liquid and gas lines are used.

Из анализа уровня техники известны узлы качания как камеры, так и целого ЖРД и отдельных его частей. From the analysis of the prior art, the swing nodes of both the camera and the whole rocket engine and its individual parts are known.

Из патента США N 3302885 известно поворотное сопло для ракетного двигателя. Сопло соединено с остальной частью камеры через сферическое подвижное уплотнительное соединение. Сопло закреплено относительно остальной части камеры с возможностью пространственного перемещения вокруг точки в районе около оси или на оси камеры в соответствующем телесном угле. Это техническое решение выбираем за аналог заявляемого изобретения. Недостаток этого аналога в том, что сферическое подвижное уплотнительное соединение расположено в магистрали высокотемпературных продуктов сгорания, что требует либо работы на продуктах сгорания пониженной температуры, либо каких-то конструктивных мер, обеспечивающих надежность двигателя. From US Pat. No. 3,302,885, a rotary nozzle for a rocket engine is known. The nozzle is connected to the rest of the chamber through a spherical movable sealing joint. The nozzle is fixed relative to the rest of the chamber with the possibility of spatial movement around a point in the region near the axis or on the axis of the chamber in the corresponding solid angle. This technical solution is chosen for the analogue of the claimed invention. The disadvantage of this analogue is that a spherical movable sealing joint is located in the highway of high-temperature combustion products, which requires either work on the combustion products of low temperature, or some design measures to ensure engine reliability.

Известно также крепление всего ЖРД к ракете-носителю при помощи карданного подвеса, обеспечивающего поворот двигателя в заданных плоскостях. Это техническое решение реализовано, в частности, на 1 ступени американской ракеты-носителя "Сатурн-5", в ЖРД F-1 (см., например, энциклопедию "Космонавтика", М, 1985, стр. 420). Его принимаем за аналог заявляемого изобретения. Недостаток аналога в том, что содержащийся в нем сильфонный компенсатор имеет большие габариты и массу, т.к. он расположен на входных магистралях ЖРД, имеющих большое сечение. Кроме того, на этом ЖРД приходится применять мощные приводы управления качанием двигателя, в частности, в связи с большими инерционными массами, включающими практически весь двигатель в целом. It is also known to mount the entire rocket engine to the launch vehicle using a gimbal that provides engine rotation in predetermined planes. This technical solution was implemented, in particular, at the first stage of the American Saturn-5 launch vehicle, in the F-1 liquid propellant rocket engine (see, for example, the Cosmonautics encyclopedia, M, 1985, p. 420). It is taken as an analogue of the claimed invention. The disadvantage of the analogue is that the bellows compensator contained in it has large dimensions and weight, because it is located on the main lines of the rocket engine with a large cross section. In addition, this rocket engine has to use powerful engine swing control drives, in particular, in connection with large inertial masses, which include almost the entire engine as a whole.

Известен жидкостный ракетный двигатель, в котором между трубопроводом и камерой установлен сильфонный компенсатор линейных и угловых перемещений, что нашло отражение в материалах заявки на изобретение РФ N 97107052. Это изобретение принимаем также за аналог заявленного изобретения. Недостаток этого аналога в том, что сильфонный компенсатор является дорогим устройством, т. к. содержит трудоемкие и сложные в изготовлении сильфоны. Из книги "Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей" под ред. Г.Г. Гахуна, М, Машиностроение, 1989, с. 375, известен узел качания камеры ЖРД с дожиганием, принимаемый за прототип изобретения. A liquid-propellant rocket engine is known in which a bellows compensator for linear and angular movements is installed between the pipeline and the chamber, which is reflected in the materials of the application for the invention of the Russian Federation N 97107052. This invention is also taken as an analog of the claimed invention. The disadvantage of this analogue is that the bellows compensator is an expensive device, because it contains labor-intensive and difficult to manufacture bellows. From the book "Design and Design of Liquid Rocket Engines", ed. G.G. Gahuna, M, Mechanical Engineering, 1989, p. 375, there is a known node rocking chamber of the rocket engine with afterburning, taken as a prototype of the invention.

Прототип содержит камеру, трубопровод (газовод) газогенераторного газа от турбины к камере, карданный подвес камеры, камера закреплена относительно трубопровода с возможностью пространственного перемещения вокруг точки в районе или на оси камеры в заданном телесном угле, а между камерой и трубопроводом установлен подвижный герметизирующий узел. The prototype contains a chamber, a pipeline (gas duct) of gas-generating gas from the turbine to the chamber, a gimbal of the chamber, the chamber is fixed relative to the pipeline with the possibility of spatial movement around a point in the region or on the axis of the chamber in a given solid angle, and a movable sealing unit is installed between the chamber and the pipeline.

Этот узел и сложен в изготовлении и дорогостоящ. Следует отметить также большие габаритные размеры узла, а также большой управляющий момент, необходимый для поворота камеры в узле качания на работающем двигателе. Это в результате приводит к неоправданно значительным массе и габаритам двигателя. This site is difficult to manufacture and expensive. It should also be noted the large overall dimensions of the assembly, as well as the large control torque required to rotate the camera in the swing assembly with the engine running. This as a result leads to unreasonably significant mass and dimensions of the engine.

Сущность изобретения заключается в следующем. Узел качания камеры ЖРД содержит камеру, подводящий трубопровод продуктов газогенерации ЖРД от турбины к камере. Камера закреплена относительно трубопровода с возможностью пространственного перемещения вокруг точки в районе или на оси камеры в заданном телесном угле. Между камерой и трубопроводом установлен подвижный герметизирующий узел. Отличительная особенность узла качания камеры ЖРД в том, что подвижный герметизирующий узел выполнен в виде сферического подвижного уплотнительного соединения, содержащего головку и обойму. На одной из этих деталей (головке или обойме) выполнена сферическая уплотнительная поверхность, а на другой гнездо, в котором смонтирован кольцевой уплотнительный элемент, поджатый к сферической уплотнительной поверхности, например, пружиной. Этот элемент выполнен из уплотнительного материала с низким коэффициентом трения об указанную сферическую уплотнительную поверхность, например из фторопласта. В головке и обойме выполнен сквозной магистральный продольный канал, сообщающийся со стороны входа непосредственно с подводящим трубопроводом продуктов газогенерации (возможно также, чтобы этот канал сообщался непосредственно с выходом турбины турбонасосного агрегата ЖРД), а со стороны выхода - с камерой ЖРД. The invention consists in the following. The rocking unit of the LRE chamber contains a chamber supplying a pipeline for gas-generating products of the LRE from the turbine to the chamber. The camera is fixed relative to the pipeline with the possibility of spatial movement around a point in the region or on the axis of the camera in a given solid angle. A movable sealing unit is installed between the chamber and the pipeline. A distinctive feature of the rocket engine rocker assembly is that the movable sealing assembly is made in the form of a spherical movable sealing joint containing a head and a clip. A spherical sealing surface is made on one of these parts (a head or a holder), and on the other a socket in which an annular sealing element is mounted, pressed against a spherical sealing surface, for example, by a spring. This element is made of a sealing material with a low coefficient of friction against said spherical sealing surface, for example of fluoroplastic. A through main longitudinal channel is made in the head and ferrule, communicating directly from the input pipe with gas generation products from the input side (it is also possible that this channel communicates directly with the turbine of the LRE turbine pump assembly), and from the output side with the LRE chamber.

В частных случаях подвижный герметизирующий узел узла качания ЖРД содержит также вторую обойму, расположенную по другую сторону головки (сравнительно с первой обоймой). Головка и вторая обойма содержат элементы, образующие сферическое уплотнительное соединение головки со второй обоймой, при этом головка и одна из обойм или обе обоймы жестко скреплены одна с камерой, а вторая с подводящим трубопроводом продуктов газогенерации. In particular cases, the movable sealing assembly of the rocket engine rocket assembly also contains a second clip located on the other side of the head (compared to the first clip). The head and the second casing contain elements that form a spherical sealing connection of the head with the second cage, while the head and one of the cages or both cages are rigidly fastened one to the camera, and the second to the supply pipe of gas generation products.

В частном случае узел качания камеры ЖРД содержит карданный механизм, через который трубопровод продуктов газогенерации скреплен с входной частью камеры. In a particular case, the rocket chamber swing unit contains a cardan mechanism through which the gas generation products pipeline is fastened to the chamber inlet part.

В частном случае сферическое уплотнительное соединение головки со второй обоймой выполнено в виде сферической уплотнительной поверхности на головке, жестко скрепленной с камерой и взаимодействующим с этой поверхностью уплотнительным усом, выполненным на второй обойме. При этом первая обойма скреплена как с подводящим трубопроводом, так и со второй обоймой. In the particular case, the spherical sealing connection of the head with the second cage is made in the form of a spherical sealing surface on the head, rigidly fastened to the camera and interacting with this surface sealing mustache, made on the second cage. In this case, the first clip is fastened both to the supply pipe and to the second clip.

В частных случаях вилки карданного механизма могут быть выполнены на обоймах, а рамка карданного механизма выполняется непосредственно на головке герметизирующего узла. Вилки карданного механизма могут выполняться также на головке и обойме, а рамка карданного механизма может быть выполнена в виде отдельной детали, например в виде кольца. In particular cases, the forks of the cardan mechanism can be made on clips, and the frame of the cardan mechanism is carried out directly on the head of the sealing unit. The forks of the cardan mechanism can also be performed on the head and holder, and the frame of the cardan mechanism can be made in the form of a separate part, for example, in the form of a ring.

В другом частном случае сферическая уплотнительная поверхность выполнена вогнутой на скрепленной с подводящим трубопроводом обойме (в принципе, возможна конструкция с вогнутой сферической уплотнительной поверхностью на обойме, скрепленной с камерой ЖРД), а головка содержит подпружиненную гильзу с коническим скосом. Кольцевой уплотнительный элемент установлен в головке и содержит кольцевой конический скос, которым этот элемент упирается в конический скос гильзы. In another particular case, the spherical sealing surface is concave on a clip fastened to the supply pipe (in principle, a construction with a concave spherical sealing surface on a clip fastened to the LRE chamber is possible), and the head contains a spring-loaded sleeve with a conical bevel. An annular sealing element is installed in the head and contains an annular conical bevel, with which this element abuts against the conical bevel of the sleeve.

Для этого частного случая узел качания камеры ЖРД имеет свой частный случай, в котором подвижный герметизирующий узел имеет вторую обойму, которая скреплена с камерой и имеет вогнутую сферическую уплотнительную поверхность, а головка содержит вторую противоположно расположенную подпружиненную гильзу с коническим скосом и второй кольцевой уплотнительный элемент с ответным коническим скосом, которым этот уплотнительный элемент упирается в конический скос второй гильзы. For this particular case, the rocket engine swing unit has its own particular case, in which the movable sealing unit has a second cage that is fastened to the camera and has a concave spherical sealing surface, and the head contains a second oppositely spaced spring sleeve with a conical bevel and a second annular sealing element with reciprocal conical bevel, with which this sealing element abuts against the conical bevel of the second sleeve.

Еще в одном частном случае возможно гидравлическое соединение зоны контакта кольцевого уплотнительного элемента и сферической уплотнительной поверхности на обойме с магистралью холодного компонента топлива, например жидкого кислорода. In another particular case, it is possible to hydraulically connect the contact zone of the annular sealing element and the spherical sealing surface on the ferrule with the line of the cold fuel component, for example liquid oxygen.

Задача, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, состояла в том, чтобы избежать в конструкции узла качания камеры ЖРД применения сложных и дорогостоящих металлических сильфонов. Это значит упростить конструкцию и упростить технологию изготовления узла, что приводит к удешевлению устройства в условиях, обычных для производства современных ЖРД. The problem to which the invention is directed was to avoid the use of complex and expensive metal bellows in the design of the rocket assembly of the rocket engine. This means to simplify the design and simplify the manufacturing technology of the node, which leads to a cheaper device in the conditions usual for the production of modern rocket engines.

Технический результат от решения задачи заключается в том, что создан узел качания камеры ЖРД, в котором отсутствуют металлические сильфоны. Этот узел располагается между подводящим трубопроводом продуктов газогенерации и камерой ЖРД. В патентуемом узле качания камеры обеспечивается уменьшенный осевой габарит, а также уменьшенный момент поворота камеры приводом, что обеспечивает снижение массы двигателя в целом. Следует отметить также дополнительный технический результат, заключающийся в том, что патентуемое техническое решение имеет повышенный ресурс работы по сравнению с узлом качания, в котором использованы сильфоны, ресурс которых определяется их усталостной прочностью. The technical result from the solution of the problem lies in the fact that the rocking unit of the rocket engine chamber is created, in which there are no metal bellows. This unit is located between the inlet pipe of gas generation products and the LRE chamber. In the patented camera swing unit, a reduced axial dimension is provided, as well as a reduced moment of rotation of the camera by the drive, which ensures a reduction in the mass of the engine as a whole. It should also be noted an additional technical result, namely that the patented technical solution has an increased service life compared to a swing unit, in which bellows are used, the resource of which is determined by their fatigue strength.

На фиг. 1 представлен узел качания камеры ЖРД без карданного механизма. На фиг. 2 изображен узел качания камеры ЖРД с сильфоном постоянного размера. На фиг. 3 изображен узел качания камеры ЖРД с двумя кольцевыми уплотнениями по сфере и дренажом между ними. На фиг. 4 представлен узел качания камеры ЖРД с подпружиненной гильзой в головке. На фиг. 5 изображен узел качания камеры ЖРД с двумя подпружиненными гильзами в головке. На фиг. 6 представлена принципиальная схема узла качания камеры ЖРД. In FIG. 1 shows a rocking unit for a rocket engine without a cardan mechanism. In FIG. 2 shows a rocking assembly of a rocket engine chamber with a constant-size bellows. In FIG. 3 shows the rocking unit of the rocket engine chamber with two O-rings on the sphere and drainage between them. In FIG. 4 shows the rocking unit of the LRE chamber with a spring-loaded sleeve in the head. In FIG. 5 shows the rocking unit of the rocket engine chamber with two spring-loaded sleeves in the head. In FIG. 6 is a schematic diagram of a rocking assembly of a rocket engine chamber.

Пример реализации изобретения представлен на фиг. 1, где подводящий трубопровод продуктов газогенерации ЖРД от турбины к камере и камера ЖРД не показаны. Трубопровод скреплен с обоймой 1, например, сваркой. Обойма 1 имеет сферическую уплотнительную поверхность 2. С камерой ЖРД (на чертеже не показана) скреплена, например, сваркой головка 3, в которой установлен кольцевой уплотнительный элемент 4, выполненный из фторопласта и зажатый между кольцом 5 и головкой 3 почти в замкнутом объеме. К головке 3 прикреплена сваркой юбка 6. На головке 3 вместе с юбкой 6 выполнена сферическая поверхность 7, которая образует зазор с поверхностью 2 благодаря выступанию кольцевого уплотнительного элемента 4 над поверхностью 7. Головка 2 имеет сферическую уплотнительную поверхность 8. С обоймой 1 скреплена, например, с помощью шпилек и гаек вторая обойма 9. Герметичность соединения обойм 1 и 9 между собой обеспечивается с помощью прокладки 10. Обойма 9 имеет уплотнительный ус 11, который упруго поджат к сферической уплотнительной поверхности 8. Коническая пружина 12, упираясь в шайбу 13, обеспечивает поджатие головки 3 через кольцевой уплотнительный элемент 4 к сферической уплотнительной поверхности 2. Полость пружины 12 является дренажной полостью. Она герметизирована от полости основной магистрали (вход и выход показаны стрелками) с помощью кольцевого уплотнительного элемента 4. Центры сферических поверхностей 8, 7, 2 практически совпадают. Это дает возможность головке 3 поворачиваться вокруг центра указанных сферических поверхностей. Полость пружины 12, т. е. дренажная полость, отделена от полости хвостового отсека ракеты, где располагается двигатель с помощью уплотнительного соединения с прокладкой 10 и уплотнения усом 11. Эта полость выводится за борт ракеты через штуцер 14. An example implementation of the invention is presented in FIG. 1, where the inlet pipe of the gas generation products of the LRE from the turbine to the chamber and the chamber of the LRE is not shown. The pipe is fastened with a clip 1, for example, by welding. The cartridge 1 has a spherical sealing surface 2. With the LRE chamber (not shown) is fastened, for example, by welding a head 3 in which an annular sealing element 4 made of fluoroplastic and sandwiched between the ring 5 and the head 3 is almost enclosed. A skirt 6 is attached to the head 3 by welding. On the head 3, along with the skirt 6, a spherical surface 7 is made, which forms a gap with the surface 2 due to the protrusion of the annular sealing element 4 above the surface 7. The head 2 has a spherical sealing surface 8. It is fastened with a clip 1, for example , with the help of studs and nuts, the second ferrule 9. The tightness of the connection of the ferrules 1 and 9 with each other is ensured by a gasket 10. The ferrule 9 has a sealing mustache 11, which is elastically pressed against the spherical sealing surface 8. Conical spring 12, abutting against the washer 13, provides compression of the head 3 through the annular sealing element 4 to the spherical sealing surface 2. The cavity of the spring 12 is a drainage cavity. It is sealed from the cavity of the main line (the entrance and exit are shown by arrows) using an annular sealing element 4. The centers of the spherical surfaces 8, 7, 2 practically coincide. This allows the head 3 to rotate around the center of these spherical surfaces. The cavity of the spring 12, i.e., the drainage cavity, is separated from the cavity of the tail compartment of the rocket, where the engine is located using a sealing connection with a gasket 10 and a seal with a mustache 11. This cavity is discharged overboard the rocket through the fitting 14.

Во всех рассматриваемых примерах подводящий трубопровод продуктов газогенерации может быть очень коротким и представлять собой выходной участок магистрали за турбиной ЖРД. In all the considered examples, the supply line of gas generation products can be very short and represent the outlet section of the line behind the LRE turbine.

На фиг. 2 представлен другой вариант исполнения узла качания камеры жидкостного ракетного двигателя, где также не показаны камера ЖРД и подводящий трубопровод продуктов газогенерации. Здесь с обоймой 15 скреплена, например, сваркой вилка 16 карданного механизма. К обойме 15 герметично прикреплен сварной конец короткого сильфона 17. Другой конец сильфона герметично прикреплен сваркой к втулке 18, которая, в свою очередь, скреплена сваркой с кольцом 19. В полость между деталями 18 и 19 установлен кольцевой уплотнительный элемент 20. Для облагораживания потока основной магистрали она ограждена от полости сильфона 17 с помощью трубчатого экрана 21. Кроме вилки 16 карданный механизм имеет вилку 22, скрепленную с головкой 23, которая, в свою очередь, скреплена с не показанной на чертеже камерой ЖРД. Карданный механизм содержит также рамку 24 и четыре запрессованные в рамку осевые втулки 25. Головка 23 имеет сферическую уплотнительную поверхность 26, к которой поджат кольцевой уплотнительный элемент 20 благодаря жесткости сильфона в исходном положении и благодаря разности эффективных площадей сильфона 17 и кольцевого уплотнительного элемента 20 при давлении текучей среды во внутренней полости при пневмоиспытаниях или продуктов газогенерации на работающем двигателе. Герметизация внутренней полости узла качания (вход и выход рабочей магистрали показаны стрелками) от его внешней среды, т.е. в данном случае от полости двигательного отсека ракеты, осуществляется с помощью кольцевого уплотнительного элемента 20. Центр карданного механизма и центр сферической уплотнительной поверхности 26 практически совпадают. In FIG. 2 shows another embodiment of a rocking unit for a chamber of a liquid-propellant rocket engine, where the LRE chamber and the supply pipe of gas generation products are also not shown. Here, the yoke 16 is fastened, for example, by welding, the fork 16 of the cardan mechanism. The welded end of the short bellows 17 is hermetically attached to the holder 15. The other end of the bellows is hermetically connected by welding to the sleeve 18, which, in turn, is fastened by welding with the ring 19. An annular sealing element 20 is installed between the parts 18 and 19. To improve the flow of the main it is protected from the bellows cavity 17 by means of a tubular screen 21. In addition to the plug 16, the cardan mechanism has a plug 22 fastened to the head 23, which, in turn, is fastened to the LRE camera not shown in the drawing. The cardan mechanism also includes a frame 24 and four axial sleeves pressed into the frame 25. The head 23 has a spherical sealing surface 26 to which the annular sealing element 20 is pressed due to the stiffness of the bellows in the initial position and due to the difference in the effective areas of the bellows 17 and the annular sealing element 20 under pressure fluid in the internal cavity during pneumatic testing or gas generation products on a running engine. Sealing the internal cavity of the swing unit (the input and output of the working line are shown by arrows) from its external environment, i.e. in this case, from the cavity of the rocket’s engine compartment, it is carried out using an annular sealing element 20. The center of the cardan mechanism and the center of the spherical sealing surface 26 practically coincide.

На фиг. 3 представлен узел качания камеры ЖРД с двумя кольцевыми уплотнениями по сфере и дренажом между ними. Здесь также трубопровод продуктов газогенерации ЖРД от турбины к камере и камера ЖРД не показаны. С указанным трубопроводом герметично скреплен, например, сваркой патрубок 28, в который, в свою очередь, герметично скреплен с составной обоймой, состоящей из верхней обоймы 29 и нижней обоймы 30, скрепленных между собой, например, сваркой. Узел содержит головку 31 со сферической уплотнительной поверхностью 32. В двух кольцевых канавках, образованных деталями 28, 29, 30, размещены упругие кольца 33 и 34, поджимающие в исходном положении воротниковые манжеты 35 и 36 к сферической уплотнительной поверхности 32, обеспечивая отделение внутренней полости узла качания (вход и выход рабочей магистрали показаны стрелками) от его внешней среды, т.е. на ракете от двигательного отсека ракеты. Полость, имеющаяся в устройстве, между воротниковыми манжетами 35 и 36 через штуцер 37 сообщается с дренажом. На нижней обойме 30 выполнена вилка 38 карданного механизма. Другая вилка 39 карданного механизма скреплена с головкой 31, скрепленной, в свою очередь, с камерой ЖРД, которая на чертеже не показана. Рамка 40 карданного механизма шарнирно скреплена с вилками 38 и 39 с помощью четырех осевых втулок 41. Центр карданного механизма практически совпадает с центром сферической уплотнительной поверхности 32. In FIG. 3 shows the rocking unit of the rocket engine chamber with two O-rings on the sphere and drainage between them. There is also a pipeline of gas-generating products of the LRE from the turbine to the chamber and the chamber of the LRE are not shown. The pipe 28 is hermetically fastened to said pipeline, for example by welding, into which, in turn, is hermetically fastened to a composite holder consisting of an upper holder 29 and a lower holder 30 fastened together, for example, by welding. The assembly contains a head 31 with a spherical sealing surface 32. In two annular grooves formed by the parts 28, 29, 30, elastic rings 33 and 34 are placed, compressing the collar cuffs 35 and 36 in the initial position to the spherical sealing surface 32, providing separation of the internal cavity of the assembly swing (input and output of the working highway are shown by arrows) from its external environment, i.e. on a rocket from the rocket engine compartment. The cavity in the device between the collar cuffs 35 and 36 through the fitting 37 communicates with drainage. On the lower clip 30, a fork 38 of the cardan mechanism is made. Another fork 39 of the cardan mechanism is fastened to a head 31, fastened, in turn, to the LRE chamber, which is not shown in the drawing. The frame 40 of the cardan mechanism is pivotally fastened to the forks 38 and 39 using four axial bushings 41. The center of the cardan mechanism practically coincides with the center of the spherical sealing surface 32.

На фиг. 4 представлен узел качания камеры ЖРД с подпружиненной гильзой в головке. На этом чертеже подводящий трубопровод 42 продуктов газогенерации герметично скреплен с обоймой 43 узла качания с помощью штифтов 44 и упругих уплотнительных прокладок 45. На обойме 43 выполнена сферическая уплотнительная поверхность 46, с которой взаимодействует кольцевой уплотнительный элемент 47, поджатый к поверхности 46 пружиной 48 через гильзу 49, имеющую конический скос 50. Этим коническим скосом гильза 49 упирается в ответный конический скос на кольцевом уплотнительном элементе 47 (графически совпадающий со скосом 50 гильзы 49). Гильза 49 подвижно посажена в головке 51 и благодаря скосу 50 обеспечивает герметизацию внутренней полости 52 узла качания камеры относительно окружающей среды. Головка 51 скреплена с камерой 53 со стороны хвостовика 54 с помощью штифтов 55. В подводящий трубопровод 42 жестко вставлен трубчатый экран 56, а в камеру 53 жестко вставлен трубчатый экран 57. Эти трубчатые экраны служат для спрямления потока и уменьшения гидравлического сопротивления узла. Между головкой 51 и камерой 53 установлена упругая металлическая уплотнительная прокладка 58. Узел качания камеры ЖРД снабжен карданным механизмом, который обеспечивает возможность поворота камеры вокруг центра карданного механизма, причем центр, как и в предыдущих случаях, расположен на оси камеры (65) и оси подводящего трубопровода (42). Карданный механизм содержит рамку 59, в которую установлены осевые втулки 60 (всего 4 втулки) на сферических подшипниках скольжения 61. Втулки 60 вставлены также в вилки 62 и 63, выполненные на обойме 43 и головке 51 соответственно. В вилках 62 и 63 выполнены выемки 64, в которых размещается с соответствующими зазорами рамка 59. На входе в камеру 53 имеется полость 65. Вход и выход на изображенных на фигурах устройствах показаны стрелками. In FIG. 4 shows the rocking unit of the LRE chamber with a spring-loaded sleeve in the head. In this drawing, the gas supply product supply line 42 is hermetically fastened to the clip 43 of the swing unit using pins 44 and elastic gaskets 45. On the clip 43 a spherical sealing surface 46 is made, with which an annular sealing element 47 interacts, pressed against the surface 46 by a spring 48 through a sleeve 49 having a tapered bevel 50. With this tapered bevel, the sleeve 49 abuts against the counter tapered bevel on the annular sealing element 47 (graphically coinciding with the bevel 50 of the sleeve 49). The sleeve 49 is movably planted in the head 51 and, thanks to the bevel 50, provides sealing of the internal cavity 52 of the camera swing unit with respect to the environment. The head 51 is fastened to the chamber 53 from the side of the shank 54 using pins 55. A tubular screen 56 is rigidly inserted into the inlet pipe 42, and a tubular screen 57 is rigidly inserted into the chamber 53. These tubular screens serve to straighten the flow and reduce the hydraulic resistance of the assembly. Between the head 51 and the chamber 53, an elastic metal gasket 58 is installed. The rocking unit of the LRE chamber is equipped with a cardan mechanism, which enables the camera to rotate around the center of the cardan mechanism, and the center, as in previous cases, is located on the camera axis (65) and the feed axis pipeline (42). The cardan mechanism comprises a frame 59, in which axial bushings 60 (a total of 4 bushings) are mounted on spherical plain bearings 61. The bushings 60 are also inserted into the forks 62 and 63, made on the cage 43 and the head 51, respectively. In the forks 62 and 63, recesses 64 are made, in which the frame 59 is placed with corresponding gaps. At the entrance to the chamber 53 there is a cavity 65. The input and output on the devices shown in the figures are shown by arrows.

Узел качания камеры ЖРД с двумя подпружиненными гильзами в головке показан на фиг. 5. Обойма 66 скреплена с подводящим трубопроводом, имеет сферическую уплотнительную поверхность 67, к которой подвижно поджат кольцевой уплотнительный элемент 68. Это поджатие обеспечивается через конические поверхности 69 взаимодействующих между собой кольцевого уплотнительного элемента 68 и гильзы 70, которая подпружинена пружиной 71. Эти детали размещены во внутренней полости головки 72, как это видно на чертеже. Кольцевой уплотнительный элемент 68 расположен со стороны входа в головку 72. Направление движения потока во внутренней полости узла качания камеры на чертеже показано стрелками. Со стороны выхода в головке 72 размещен кольцевой уплотнительный элемент 73, поджатый к сферической уплотнительной поверхности 74, выполненной на второй обойме 75. Эта обойма герметично скреплена с камерой ЖРД (на чертеже не показано). Кольцевой уплотнительный элемент 73 подпружинен через гильзу 76 пружиной 77 к сферической уплотнительной поверхности 74 обоймы 75. Устройство снабжено карданным механизмом, содержащим вилки 78 и 79 обойм 75 и 66 соответственно. В вилки 78 и 79 вставлены осевые стаканы (4 стакана) 80, фиксируемые от радиальных смещений с помощью вкладышей 81 и сферических колец 82, образующих сферические подшипники скольжения. В этой конструкции роль рамки карданного механизма выполняет головка 72. Устройство содержит трубчатые экраны 83 и 84, скрепленные с обоймами 75 и 66 соответственно. Эти экраны обеспечивают улучшение гидравлической характеристики узла качания. Устройство содержит каналы 85 для подведения охлаждающей среды в зону расположения кольцевого уплотнительного элемента 73 со стороны основной магистрали узла качания (для кислородно-керосинового ЖРД с окислительным газогенератором в качестве охлаждающей среды может быть жидкий кислород). При необходимости аналогичные каналы могут быть подведены в зону расположения кольцевого уплотнительного элемента 68. Следует отметить, что для предотвращения возможных утечек рабочей среды в двигательный отсек возможно соединение обойм 66 и 75 эластичным кожухом, например сильфонным, и дренажом за борт среды в связи с указанной негерметичностью. The rocker assembly of the LRE chamber with two spring-loaded sleeves in the head is shown in FIG. 5. The holder 66 is attached to the inlet pipe, has a spherical sealing surface 67 to which the annular sealing element 68 is movably preloaded. This compression is provided through the conical surfaces 69 of the annular sealing element 68 and the sleeve 70 interacting with each other, which is spring-loaded 71. These parts are placed in the inner cavity of the head 72, as seen in the drawing. The annular sealing element 68 is located on the input side of the head 72. The direction of flow in the internal cavity of the camera swing unit is shown by arrows in the drawing. On the outlet side, an annular sealing element 73 is placed in the head 72, pressed against a spherical sealing surface 74 made on the second holder 75. This holder is hermetically fastened to the LRE chamber (not shown). The annular sealing element 73 is spring-loaded through the sleeve 76 by a spring 77 to the spherical sealing surface 74 of the holder 75. The device is equipped with a cardan mechanism containing forks 78 and 79 of the holder 75 and 66, respectively. Axial cups (4 cups) 80 are inserted into forks 78 and 79, which are fixed against radial displacements by means of liners 81 and spherical rings 82 forming spherical plain bearings. In this design, the role of the frame of the cardan mechanism is played by the head 72. The device comprises tubular screens 83 and 84 fastened to clips 75 and 66, respectively. These screens provide improved hydraulic performance of the swing unit. The device contains channels 85 for supplying a cooling medium to the zone of location of the annular sealing element 73 from the side of the main line of the swing unit (for oxygen-kerosene LPRE with an oxidizing gas generator, liquid oxygen may be used as the cooling medium). If necessary, similar channels can be brought into the zone of location of the annular sealing element 68. It should be noted that in order to prevent possible leakage of the working medium into the engine compartment, it is possible to connect the clips 66 and 75 with an elastic casing, for example a bellows, and drainage overboard the medium due to the indicated leakage .

На принципиальной схема узла качания, представленной на фиг. 6, подводящий трубопровод продуктов газогенерации 86 соединен с камерой 87 через подвижный герметизирующий узел 88. Камера 87 может "качаться" в пространстве вокруг точки "О", являющейся центром сферической уплотнительной поверхности (2, 26, 32, 46, 67) и карданного механизма, если он имеется в узле 89 - турбина, являющаяся приводом турбонасосного агрегата ЖРД (на чертеже насосы не показаны), 90 - газогенератор. Для упрощения в схеме опущены также агрегаты автоматики, трубопроводы, измерительные устройства, системы запуска и зажигания и пр. In the schematic diagram of the swing unit shown in FIG. 6, the inlet pipe of gas generation products 86 is connected to the chamber 87 through a movable sealing assembly 88. The chamber 87 can “swing” in the space around the point “O”, which is the center of the spherical sealing surface (2, 26, 32, 46, 67) and the cardan mechanism if it is available in the node 89 - the turbine, which is the drive of the turbopump engine rocket engine (the pumps are not shown in the drawing), 90 - the gas generator. To simplify the scheme, automation units, pipelines, measuring devices, starting and ignition systems, etc. are also omitted.

Работает узел качания следующим образом. На всех фигурах узел показан в исходном положении. На работающем ЖРД при подаче команды на привод (на чертежах не показан) узла качания камера 87 поворачивается относительно точки "О" в заданное положение. Герметизирующий узел 88 обеспечивает герметизацию полости основной магистрали с помощью подвижного герметизирующего узла 88, выполненного в виде сферического подвижного уплотнительного соединения. После работы и выключения ЖРД привод возвращает камеру 87 в исходное положение. The swing unit operates as follows. In all figures, the assembly is shown in its initial position. On a working liquid propellant rocket when a command is issued to the drive (not shown in the drawings) of the swing unit, chamber 87 rotates relative to point "O" to a predetermined position. The sealing unit 88 provides sealing of the cavity of the main line using a movable sealing unit 88, made in the form of a spherical movable sealing connection. After operation and shutdown of the LRE, the actuator returns chamber 87 to its original position.

Claims

1. The rocking unit of the LRE chamber, containing a chamber leading the pipeline of LRE gas generation products from the turbine to the chamber, the chamber being fixed relative to the pipeline with the possibility of its spatial movement around a point in the axis region or on the chamber axis in a given solid angle, and between the chamber and the pipeline a movable sealing assembly is installed, characterized in that the movable sealing assembly is made in the form of a spherical movable sealing joint containing a head and a clip, on one of which a spherical sealing surface is flaxed, and on the other is a socket in which an annular sealing element is mounted, preloaded with a spherical sealing surface, for example, a spring, and made of a sealing material with a low coefficient of friction against said spherical sealing surface, for example, of fluoroplastic, and a through main longitudinal channel is made to the head and cage, communicating from the input side directly with the supply pipe of gas generation products, and from the output side, with LRE camera.

2. The rocking unit of the rocket engine chamber according to claim 1, characterized in that the movable sealing unit also contains a second clip located on the other side of the head (compared to the first clip), and the head and the second clip contain elements that form a spherical sealing connection of the head with the second clip, while the head and one of the clips or two clips are rigidly fastened one to the camera, and the second to the inlet pipe of gas generation products.

3. The rocking unit of the rocket engine chamber according to claim 1 or 2, characterized in that it comprises a cardan mechanism through which the pipeline of gas generation products is fastened to the inlet of the chamber.

4. The rocking unit of the rocket engine chamber according to claims 1 and 2, characterized in that the spherical sealing connection of the head with the second casing is made in the form of a spherical sealing surface on the head rigidly fastened to the camera and the sealing mustache interacting with this surface made on the second casing, with this first clip is bonded with both the supply pipe and the second clip.

5. The rocking unit of the rocket engine chamber according to claims 1 and 3, characterized in that the forks of the cardan mechanism are made on clips, and the frame of the cardan mechanism is made directly on the head of the sealing unit.

6. The rocking unit of the rocket engine chamber according to claims 1 and 3, characterized in that the forks of the cardan mechanism are made on the head and holder, and the frame of the cardan mechanism is made as a separate part, for example, in the form of a ring.

7. The rocking unit of the rocket engine chamber according to claims 1 and 3, characterized in that the spherical sealing surface is concave on a clip fastened to the supply pipe, a spring-loaded sleeve with a tapered bevel is placed in the head, and an annular sealing element is inserted into the head and contains an annular tapered bevel with which the annular sealing element abuts against the conical bevel of the sleeve.

8. The rocking unit of the rocket engine chamber according to claims 1, 3, 7, characterized in that the movable sealing unit has a second cage, which is rounded with a chamber and has a concave spherical sealing surface, and the head contains a second oppositely located spring-loaded sleeve with a conical bevel and a second an annular sealing element with a reciprocal conical bevel, with which this sealing element abuts against the conical bevel of the second sleeve.

9. The rocking unit of the rocket engine chamber according to claim 1, characterized in that the contact zone of the annular sealing element with a spherical sealing surface is hydraulically connected to the line of the cold fuel component, for example liquid oxygen.