Двигательная установка первой ступени ракеты-носителя воздушно-космической системы

 

Двигательная установка первой ступени ракеты-носителя воздушно-космической системы установлена горизонтально на борту самолета-разгонщика, содержит топливный бак углеводородного горючего и топливный бак криогенного окислителя - жидкого кислорода. Топливные баки соединены расходными магистралями углеводородного горючего и жидкого кислорода с жидкостным ракетным двигателем. Расходная магистраль жидкого кислорода проходит внутри топливного бака углеводородного горючего и подключена к днищу топливного бака криогенного окислителя, снабжённого внутренней поперечной перегородкой. Поперечная перегородка ограничивает в передней части бака газожидкостной отсек, нижняя часть которого сообщена с заполненным жидким кислородом основным объемом этого бака. Проходящая внутри топливного бака углеводородного горючего расходная магистраль жидкого кислорода расположена с наклоном вниз относительно продольной оси ракеты-носителя. Изобретение повысит надёжность воздушно-космической системы и увеличить массу выводимого полезного груза за счёт исключения термостатирования жидкого кислорода при полёте воздушно-космической системы. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к авиационно-космической технике и касается конструкции жидкостной ракетной двигательной установки, содержащей топливный бак жидкого кислорода, используемой в первой ступени ракеты-носителя воздушно-космической системы, выполняющей воздушный старт при десантировании ее с самолета-разгонщика.

Известна конструкция жидкостной ракетной двигательной установки, содержащей вертикально расположенные топливный бак горючего и топливный бак окислителя, соединенные расходными магистралями горючего и окислителя, причем магистраль окислителя проходит внутри бака горючего, с жидкостным ракетным двигателем (ЖРД), включающим турбонасосный агрегат, клапаны горючего и окислителя, газогенератор и камеру сгорания (см. Ракетно-космический комплекс. "Ракеты-носители", под ред. проф. С.О.Осипова, изд. МО СССР, М., 1981, с.203, рис.6.1). Известная двигательная установка предназначена для ракеты-носителя, стартующей вертикально из стационарного положения. При заправке этой двигательной установки компонентами ракетного топлива в конце заправки предусматривается обязательное наличие в ее топливных баках газовой "подушки", необходимой для обеспечения надежного запуска ЖРД, при этом расходные магистрали, соединяющие топливные баки с ЖРД, заполняются компонентами топлива. В то же время, наличие свободной газовой (парогазовой) фазы в заправленных топливных баках ограничивает возможности использования известной двигательной установки, в частности ее нельзя использовать в первой ступени ракеты-носителя воздушно-космической системы (ВКС), выполняющей воздушный старт при десантировании ее с самолета-разгонщика. Это связано с тем, что при десантировании ракеты-носителя на находящиеся в ее баках жидкие компоненты ракетного топлива воздействуют очень сильные возмущающие ускорения и перегрузки, вызывающие, при наличии в баке свободной газовой фазы, интенсивное перемешивание жидкости и газа в объеме бака. Это может привести к попаданию значительных парогазовых включений в расходную магистраль бака и вызвать срыв подачи жидкого компонента топлива в ЖРД, что повлечет за собой не запуск или аварию ЖРД и разрушение ракеты-носителя.

Наиболее близкой к предложенной является двигательная установка первой ступени ракеты-носителя воздушно-космической системы, установленной горизонтально с возможностью десантирования на борту самолета-разгонщика, содержащая топливный бак углеводородного горючего (керосина) и топливный бак криогенного окислителя жидкого кислорода, соединенные расходными магистралями углеводородного горючего и жидкого кислорода с жидкостным ракетным двигателем, при этом расходная магистраль жидкого кислорода, расположенная внутри бака углеводородного горючего на продольной оси ракеты-носителя, подключена к центральной части днища бака жидкого кислорода, который снабжен внутренней поперечной перегородкой, ограничивающей в передней части бака газожидкостной отсек, нижняя часть которого через отверстие в перегородке сообщена с основным объемом этого бака, заполненным жидким кислородом (пат. РФ №2165869, кл. B 64 G 1/14, 2000 г.). В данной двигательной установке наличие в баке окислителя газожидкостного отсека с локализованным газовым объемом, находящимся в динамическом контакте (через отверстие в перегородке) с основным объемом жидкого кислорода, не содержащим парогазовых включений, обеспечивает надежный запуск ЖРД и надежный воздушный старт ракеты-носителя при ее десантировании с самолета-разгонщика.

Недостатки данной двигательной установки ракеты-носителя ВКС связаны с тем, что она должна длительное время находиться в заправленном состоянии, поскольку продолжительность полета транспортирующего ракету-носитель самолета-разгонщика до места воздушного старта может составлять до 7 часов. В течение этого времени к жидкому кислороду через теплоизоляцию бака окислителя поступают значительные теплопритоки, вызывающие повышение температуры заправленного жидкого кислорода, а также его температурное расслоение (стратификацию) по высоте (т.е. диаметру) горизонтально расположенного бака с образованием в верхней части бака более прогретого слоя жидкого кислорода, наиболее подверженного вскипанию от воздействия теплопритоков. Это вынуждает, для предотвращения вскипания прогретого кислорода и обеспечения надежного запуска ЖРД при десантировании ракеты-носителя, проводить термостатирование жидкого кислорода в баке окислителя с использованием вертикальной криогенной емкости с жидким кислородом, размещенной на борту самолета-разгонщика. При этом наличие криогенной емкости с жидким кислородом и дополнительной криогенной арматурой существенно усложняет конструкцию ВКС и снижает массу выводимого на орбиту полезного груза. Необходимость термостатирования жидкого кислорода в баке окислителя при полете ВКС существенно усложняет функционирование и снижает надежность воздушно-космической системы.

Задачей, решаемой изобретением, является упрощение конструкции и функционирования воздушно-космической системы, а также увеличение массы выводимого полезного груза.

Решение поставленной задачи обеспечивается за счет того, что в двигательной установке первой ступени ракеты-носителя воздушно-космической системы, установленной горизонтально на борту самолета-разгонщика, содержащей топливный бак углеводородного горючего и топливный бак криогенного окислителя - жидкого кислорода, соединенные расходными магистралями углеводородного горючего и жидкого кислорода с жидкостным ракетным двигателем, при этом расходная магистраль жидкого кислорода, проходящая внутри топливного бака углеводородного горючего, подключена к днищу топливного бака криогенного окислителя - жидкого кислорода, который снабжен внутренней поперечной перегородкой, ограничивающей в передней части бака газожидкостной отсек, нижняя часть которого сообщена с заполненным жидким кислородом основным объемом этого бака, в соответствии с изобретением расходная магистраль жидкого кислорода расположена с наклоном вниз относительно продольной оси ракеты-носителя, при этом угол наклона этой магистрали к продольной оси ракеты-носителя составляет не менее 12 градусов.

Поскольку расходная магистраль жидкого кислорода постоянно сообщена с баком жидкого кислорода (баком окислителя), при полете ВКС в ней происходит подогрев жидкого кислорода от поступающих внешних теплопритоков и температурное расслоение жидкого кислорода по высоте сечения магистрали. А так как магистраль расположена наклонно и с баком окислителя сообщена верхняя часть ее, в магистрали начинается циркуляция жидкого кислорода, при которой более прогретый и легкий слой кислорода, поднимаясь вверх, входит в бак окислителя, а в нижнюю часть магистрали опускается более холодный кислород из бака. Входящий в бак циркуляционный кислород поступает в верхнюю часть бака, смешиваясь там с более теплым кислородом и снижая температуру верхнего, наиболее прогретого, слоя кислорода, степень снижения которой по длине горизонтально расположенного бака окислителя соответствует динамике ввода в бак (расходу и скорости) циркуляционного кислорода, которая при заданных расчетных параметрах расходной магистрали зависит от величины угла наклона магистрали к продольной оси ракеты-носителя. Согласно полученным данным, при угле наклона расходной магистрали к оси ракеты-носителя, составляющем не менее 12 градусов, динамика ввода в бак окислителя циркуляционного кислорода обеспечивает снижение температуры верхнего слоя жидкого кислорода по длине бака, достаточное для того, чтобы поддерживать заданную величину давления наддува бака, потребного для предотвращения вскипания в нем жидкого кислорода за время нахождения его в заправленном состоянии на борту самолета-разгонщика. Это давление превышает давление предстартового наддува бака окислителя в известной двигательной установке (прототипе), что обуславливает большую толщину стенки и вес бака, чем в прототипе. Однако поскольку отпадает необходимость термостатирования кислорода в баке окислителя при полете ВКС, отпадает необходимость наличия в ВКС криогенной емкости с жидким кислородом и дополнительной арматуры, что существенно упрощает конструкцию воздушно-космической системы. При этом значительно упрощается технология работ на борту самолета-разгонщика, улучшаются эксплуатационные качества и повышается надежность воздушно-космической системы. Увеличивается также, по сравнению с прототипом, масса выводимого полезного груза, поскольку увеличение веса бака окислителя в предлагаемой двигательной установке составляет величину, значительно меньшую веса криогенной емкости с жидким кислородом и дополнительной арматуры в известном техническом решении.

Конструкция предлагаемой двигательной установки поясняется с помощью чертежа.

Двигательная установка первой ступени ракеты-носителя 1, установленной горизонтально с возможностью десантирования на борту самолета-разгонщика (не показан) воздушно-космической системы, содержит топливный бак углеводородного горючего (например, керосина) 2 и топливный бак криогенного окислителя жидкого кислорода (ТБЖК) 3, соединенные, соответственно, расходной магистралью углеводородного горючего 4 и расходной магистралью жидкого кислорода (РМЖК) 5, содержащими разделительные клапаны 6 и 7, с жидкостным ракетным двигателем, включающим камеру сгорания с соплом 8, главный клапан горючего 9, главный клапан окислителя 10, турбонасосный агрегат 11, газогенератор 12 и выхлопной патрубок 13. РМЖК 5 проходит внутри бака углеводородного горючего 2, подключена к центральной части нижнего днища ТБЖК 3 и расположена с наклоном вниз относительно продольной оси ракеты-носителя 1 на угол не менее 12 градусов. ТБЖК 3 и РМЖК 5 имеют теплоизоляцию соответственно 14 и 15, причем толщина теплоизоляции 15 РМЖК меньше толщины теплоизоляции 14 ТБЖК. Торцевые части (днища) топливного бака углеводородного горючего 2 имеют теплоизоляцию 16. Внутри топливного бака углеводородного горючего 2 и ТБЖК 3 установлены поперечные разделительные перегородки соответственно 17 и 18 с отверстиями 19 и 20, ограничивающие в передней части заправленных баков 2 и 3 газожидкостные отсеки 21 и 22, каждый из которых через отверстие в перегородке сообщен с основным объемом бака, заполненным соответствующим жидким компонентом топлива и не содержащим газовых включений (заправочная арматура баков не показана).

После заправки ракеты-носителя 1 компонентами ракетного топлива производится взлет воздушно-космической системы и транспортировка ракеты-носителя на борту самолета-разгонщика к месту ее запуска с обеспечением заданной высоты десантирования РН и ее старта. В процессе полета ВКС к месту старта, продолжительность которого составляет до 7 часов, к заполняющему ТБЖК 3 жидкому кислороду через теплоизоляцию 14 поступают значительные теплопритоки, что приводит к повышению температуры жидкого кислорода и его температурному расслоению по высоте горизонтально расположенного ТБЖК. Одновременно с этим теплопритоки поступают к заполняющему РМЖК 5 жидкому кислороду, вызывая его нагрев и температурное расслоение по высоте сечения магистрали. При этом поскольку РМЖК 5 расположена с наклоном вниз относительно продольной оси ракеты-носителя 1 (т.е. в сторону ЖРД), более прогретый верхний по сечению этой магистрали слой кислорода, всплывая по длине магистрали, поступает в ТБЖК 3, а в РМЖК 5 из бака заходит более холодный кислород, обеспечивая циркуляцию жидкого кислорода в этой магистрали. Входящий в ТБЖК 3 циркуляционный кислород из РМЖК 5 поступает за счет скоростного напора и разности температур в верхнюю часть бака, обеспечивая снижение температуры наиболее прогретого верхнего слоя жидкого кислорода в баке за счет его турбулентного смешения с более холодными нижними слоями кислорода. Ввиду относительно малого, по сравнению с диаметром ТБЖК 3, диаметра РМЖК 5 и ее меньшей теплоизолированности, в магистрали имеет место значительно более интенсивный, чем в баке, среднемассовый прогрев жидкого кислорода от внешних теплопритоков, создающий движущую силу циркуляционного процесса в РМЖК 5, которая также, при заданных расчетных параметрах РМЖК 5, зависит от угла наклона этой магистрали к продольной оси ракеты-носителя 1. Как показали расчеты и эксперименты, при угле наклона расходной магистрали жидкого кислорода 5 к оси ракеты-носителя 1 не менее 12 градусов, получаемый расход циркуляционного кислорода в ТБЖК 3 обеспечивает снижение температуры верхнего слоя жидкого кислорода по длине бака, достаточное для поддержания в заданных пределах величины давления наддува, предотвращающей вскипание жидкого кислорода в ТБЖК 3 без его термостатирования при нахождении ТБЖК 3 в заправленном состоянии на борту самолета-разгонщика ВКС и обеспечивающей надежный воздушный старт ракеты-носителя 1. Возможность поддержания заданной величины давления в ТБЖК 3, при обеспечении надежного воздушного старта ракеты-носителя, дает возможность иметь весовые характеристики ТБЖК 3, позволяющие, по сравнению с прототипом, значительно увеличить массу выводимого ВКС полезного груза. При этом существенно упрощается конструкция воздушно-космической системы, улучшаются ее эксплуатационные качества и повышается надежность.

Согласно расчетным данным, за время полета ВКС к месту воздушного старта до 7 часов, предложенное техническое решение позволяет снизить максимальную температуру прогрева жидкого кислорода в баке окислителя РН от внешних теплопритоков (без его термостатирования) не менее чем на 3° и снизить максимальное давление в баке при хранении жидкого кислорода на 0,4 ата. При этом для бака окислителя емкостью 50 т жидкого кислорода его вес превысит вес аналогичного бака окислителя в известной ВКС (с термостатированием жидкого кислорода) на 100 кг. В то же время вес криогенного оборудования (включая дополнительный жидкий кислород), необходимого на борту самолета-разгонщика в известной ВКС для термостатирования кислорода в баке окислителя РН, составляет не менее 500 кг. То есть предлагаемое техническое решение в данном конкретном случае, кроме упрощения конструкции и улучшения эксплуатационных качеств ВКС, позволяет на 400 кг увеличить вес ракеты-носителя, что, в свою очередь, позволит не менее чем на 30 кг увеличить массу выводимого полезного груза.

Формула изобретения

1. Двигательная установка первой ступени ракеты-носителя воздушно-космической системы, установленной горизонтально на борту самолета-разгонщика, содержащая топливный бак углеводородного горючего и топливный бак криогенного окислителя - жидкого кислорода, соединенные расходными магистралями углеводородного горючего и жидкого кислорода с жидкостным ракетным двигателем, при этом расходная магистраль жидкого кислорода, проходящая внутри топливного бака углеводородного горючего, подключена к днищу топливного бака криогенного окислителя - жидкого кислорода, который снабжен внутренней поперечной перегородкой, ограничивающей в передней части бака газожидкостной отсек, нижняя часть которого сообщена с заполненным жидким кислородом основным объемом этого бака, отличающаяся тем, что расходная магистраль жидкого кислорода расположена с наклоном вниз относительно продольной оси ракеты-носителя.

2. Двигательная установка по п.1, отличающаяся тем, что угол наклона расходной магистрали жидкого кислорода к продольной оси ракеты-носителя составляет не менее 12°.

РИСУНКИРисунок 1