Способ увода отделившейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и двигательная установка для его осуществления

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ увода на орбиту утилизации отделяющейся части ракеты-носителя (ОЧРН). ОЧРН придают вращение вокруг продольной оси до достижения стабилизации ее углового положения в пространстве, затем газифицируют остатки жидких невыработанных компонентов ракетного топлива в баках окислителя и горючего и создают тормозной импульс за счет их сгорания в камере газового ракетного двигателя и высокоскоростного истечения продуктов сгорания в космическое пространство. Двигательная установка (ДУ) для осуществления способа включает топливные баки окислителя и горючего и систему наддува баков. ДУ дополнительно снабжена пороховыми ракетными двигателями раскрутки ОЧРН, по меньшей мере, одним газовым ракетным двигателем с системой питания и системой газификации остатков компонентов ракетного топлива. Система питания содержит устройства отбора газа, снабженные пиромембранами, которые подсоединены к коллектору газового ракетного двигателя. Система газификации остатков компонентов ракетного топлива (КРТ) содержит шар-баллон со сжатым газом, соединенный через электропневмоклапан и редуктор с вытеснительными емкостями горючего и окислителя, а также газогенератор, питаемый от вытеснительных емкостей и соединенный с устройствами ввода газа в топливные баки. Изобретение обеспечивает уменьшение засоренности космического пространства. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, преимущественно к ракетам-носителям (РН) с жидкостными ракетными двигательными установками (ДУ), и может быть использовано для увода отделившейся части (ОЧ) ступени РН с орбиты полезной нагрузки на орбиту утилизации.

Известен способ отделения полезной нагрузки от РН и увода ОЧ последней ступени за счет последовательного включения тормозных двигателей (см., например, патент США №3534686, кл. 102-49.5). После разрыва механической связи выгоревшей ОЧ последней ступени РН с полезной нагрузкой с помощью одного из двигателей тормозят и одновременно разворачивают ОЧ РН, затем с временной задержкой 0,8 с воздействуют на ОЧ РН тормозным импульсом от второго тормозного двигателя и окончательно отводят ОЧ РН с траектории полета полезной нагрузки.

Устройство для осуществления данного способа содержит два твердотопливных тормозных ракетных двигателя (РД), расположенных симметрично относительно центра масс ОЧ, диаметрально противоположно.

Недостатком данного способа и устройства для его осуществления является то, что при начальном неодновременном срабатывании тормозных РД возникает дополнительная боковая динамическая нагрузка на ОЧ, т.к. действующая остаточная тяга двигателя ОЧ РН и тяга одного тормозного РД создают неуравновешенный крутящий момент, который в виде боковой силы воздействует на торец ОЧ, что ведет к искажению заданной траектории дальнейшего движения ОЧ. Кроме того, данный способ и устройство его реализации не обеспечивает увод ОЧ РН на орбиту утилизации, что ведет к увеличению засорения орбитального космического пространства.

Наиболее близким к заявляемому изобретению в части способа является способ увода аэрокосмического агрегата от разгонной ступени РН, по которому после разрыва механической связи выгоревшей ОЧ последней ступени РН с полезной нагрузкой отделяют ОЧ последней ступени РН в осевом направлении путем воздействия на ОЧ последней ступени РН тормозным импульсом с заданной равной величиной тяги одновременно от обоих тормозных РД, расположенных на ОЧ последней ступени РН, а затем после окончания времени работы одного из тормозных РД воздействуют на ОЧ последней ступени РН тормозным импульсом второго РД, продолжающего работу и обеспечивающего увод ОЧ последней ступени РН с траектории полета полезной нагрузки (патент РФ RU №2252332 С2, МПК F02K 9/80, B64G 1/26).

Недостатками данного способа является то, что он может быть реализован с помощью твердотопливных РД, обладающих большой массой по отношению к массе самой ступени. Кроме того, данный способ также не обеспечивает увод ОЧ РН на орбиту утилизации и поэтому не решает проблемы уменьшения засоренности космического пространства.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению в части устройства (прототипом) является ДУ, приведенная в книге «Основы проектирования летательных аппаратов». Учебник для технических вузов. / В.П.Мишин, В.К.Безвербый и др. - М.: Машиностроение, 1985. - рис.6.22, с.220. ДУ содержит топливные баки и систему наддува баков, включающую газогенератор, устройства ввода газа в баки и расходомерные шайбы.

Данное устройство работает следующим образом.

В процессе выполнения ступенью своей целевой задачи в газогенератор подают компоненты ракетного топлива (КРТ), где они реагируют с выделением тепла и образуют газ. Этот газ подают для наддува бака горючего, а для бака окислителя используют испаренный газом наддува бака горючего окислитель, и далее газы обеспечивают вытеснение КРТ из баков в жидкостной (РД).

Однако указанная ДУ рассчитана только на выведение полезной нагрузки на орбиту функционирования. Увод ОЧ РН на орбиту утилизации при помощи данной ДУ невозможен, что приводит в итоге к увеличению засорения космического пространства.

Задачей изобретения является обеспечение увода ОЧ РН с орбиты полезной нагрузки на орбиту утилизации с целью уменьшения засоренности космического пространства.

Поставленная задача достигается тем, что в способе увода с орбиты полезной нагрузки ОЧ РН, по которому, после разрыва механической связи полезной нагрузки с ОЧ РН, к ней прикладывают тормозной импульс, согласно заявляемому изобретению предварительно рассчитывают величину тормозного импульса, необходимого для увода ОЧ РН с исходной орбиты полезной нагрузки на заданную орбиту утилизации, по формуле

,

где Н_α - высота апогея орбиты утилизации, равная высоте круговой орбиты полезной нагрузки;

Н_π - высота перигея орбиты утилизации, которая определяется временем утилизации;

R₃=6371 км - сферический радиус Земли;

µ₀=3,986·10⁵ км³·с² - гравитационная константа поля тяготения Земли,

затем подбирают конструктивные параметры газового РД, обеспечивающие получение рассчитанной величины тормозного импульса для увода на орбиту утилизации, и до приложения к ОЧ РН расчетного тормозного импульса придают вращение ОЧ РН вокруг продольной оси до момента достижения стабилизации ее углового положения в пространстве, затем газифицируют остатки жидких невыработанных КРТ в баках окислителя и горючего и создают тормозной импульс за счет их сгорания в камере газового РД и высокоскоростного истечения продуктов сгорания в космическое пространство.

В части устройства поставленная задача достигается тем, что ДУ, включающая топливные баки окислителя и горючего и систему наддува баков, содержащую газогенератор, устройства ввода газа в баки, снабженные расходомерными шайбами, согласно заявляемому изобретению ДУ дополнительно снабжена пороховыми РД раскрутки ОЧ, газовым РД с системой питания и системой газификации остатков КРТ, причем система питания содержит устройства отбора газа, снабженные пиромембранами, которые подсоединены к коллектору газового РД, а система газификации остатков КРТ содержит шар-баллон со сжатым газом, соединенный через электропневмоклапан и редуктор с вытеснительными емкостями горючего и окислителя, газогенератор, снабженный расходомерными шайбами, питаемый от вытеснительных емкостей и соединенный с устройствами ввода газа в топливные баки, снабженными пиромембранами.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где изображена принципиальная схема заявляемой ДУ РН.

ДУ содержит:

- топливные баки окислителя 1 и горючего 2 жидкостного РД с системой наддува баков (на чертеже не показана);

- систему газификации остатков КРТ, которая состоит из шара-баллона со сжатым газом 3, соединенного через электропневмоклапан 4 и редуктор 5 с вытеснительными емкостями горючего 6 и окислителя 7, газогенератора 8, снабженного расходомерными шайбами 9, 10, питаемого от вытеснительных емкостей 6, 7 и соединенного с устройствами ввода газа в баки 11, 12, снабженными пиромембранами 13, 14 и расходомерными шайбами 15, 16;

- систему питания, которая состоит из устройств отбора газа 17, 18, снабженных пиромембранами 19, 20, которые подсоединены к коллектору 21 газового РД 22;

- пороховые РД 23 раскрутки ОЧ.

Увод с орбиты полезной нагрузки ОЧ РН на орбиту утилизации осуществляется следующим образом.

После подачи команды на выключение жидкостного РД подается команда на отделение КА. После отделения КА придают вращение ОЧ РН при помощи пороховых РД раскрутки 23 вокруг продольной оси ОЧ для ее стабилизации по направлению вектора скорости, что одновременно приводит к распределению невыработанных остатков жидкого топлива по внутрибаковым поверхностям и облегчает процесс их газификации.

Стабилизирующий момент М_ст вокруг продольной оси ОЧ будет определяться величиной произведения

,

где J_x10 - начальный момент инерции ОЧ вокруг продольной оси с учетом наличия распределенных остатков топлива по стенкам бака;

ω_x10 - начальная угловая скорость, придаваемая ОЧ для стабилизации ее углового положения в пространстве на момент отделения КА, реализуется за счет срабатывания пороховых РД 23.

После стабилизации ОЧ РН открывают электропневмоклапан 4 и через редуктор 5 подают газ наддува из шара-баллона 3 в вытеснительные емкости с горючим и окислителем 6 и 7 соответственно. Из вытеснительных емкостей с горючим и окислителем 6 и 7 через расходомерные шайбы 9, 10 подают КРТ в газогенератор 8.

Из газогенератора 8 посредством вскрытия пиромембран 13 и 14 через устройства ввода газа в баки 11, 12, снабженные расходомерными шайбами 15, 16, горячий газ наддува подают в баки 1, 2 с остатками КРТ, где остатки КРТ газифицируются с сохранением химической энергии путем их нагрева.

Газифицированные остатки КРТ через устройства отбора газа 17, 18 подают в коллектор 21, а потом и в газовый РД 22 посредством вскрытия пиромембран 19 и 20. Происходит горение КРТ в камере сгорания газового РД 22 с приданием тормозного импульса тяги за счет высокоскоростного истечения продуктов сгорания в окружающее космическое пространство.

Задаваясь временем существования t_сущ на орбите утилизации, можно определить величину тормозного импульса для перевода ОЧ последней ступени РН с орбиты полезной нагрузки на орбиту утилизации. В соответствии с рекомендациями Межагентского координационного комитета по космическому мусору этот срок не должен быть более 25-50 лет.

Основываясь на формулах, приведенных в книге «Инженерный справочник по космической технике», изд. 2-е, под редакцией А.В.Солодова. М.: Воениздат, 1977, с.93-97, была выведена формула (2) для определения тормозного импульса компланарного перехода ОЧ РН с орбиты полезной нагрузки на орбиту утилизации. Благодаря нижеприведенной формуле стало возможным, по величинам апогея и перигея орбиты утилизации, определить тормозной импульс, необходимый для такого перехода.

Например, для перевода ОЧ РН с круговой орбиты полезной нагрузки с высотой Н_кр=950 км на орбиту утилизации с параметрами Н_α=950 км и Н_π=950 км, где t_сущ≈25 лет, необходимо приложить тормозной импульс ΔV_τ, определяемый следующим образом:

,

где H_α и Н_π - высоты апогея исходной орбиты полезной нагрузки и перигея обриты утилизации соответственно;

R₅=6371 км - сферический радиус Земли;

µ₀=3,986·10⁵ км³·с² - гравитационная константа поля тяготения Земли.

При выборе конструктивных параметров газового РД учитывают тип КРТ и расчетную величину тормозного импульса, которую необходимо реализовать.

В зависимости от рассчитанной величины тормозного импульса осуществляют настройку системы газификации остатков КРТ путем подбора расходомерных шайб 9, 10, 15, 16 для настройки газогенератора 8 и устройств ввода газа в баки 11, 12 соответственно.

Реализация предлагаемого способа и ДУ для его осуществления позволяет решить одну из важнейших задач, стоящих перед разработчиками средств выведения - снижение техногенного засорения орбитального космического пространства за счет увода ОЧ РН на орбиты утилизации. Поставленная задача решается за счет использования оставшихся в маршевой ДУ невыработанных остатков жидкого топлива, которых достаточно для отработки тормозного импульса (2).

Данный способ и устройство для его осуществления могут быть реализованы на любых РН, использующих жидкие КРТ, кроме того, данный способ может быть использован для увода на орбиту утилизации разгонных блоков и космических аппаратов, использующих РД на жидких КРТ.

Практическая реализация предлагаемого способа и двигательной установки не выходит за рамки технологических возможностей предприятий, разрабатывающих и изготавливающих РН с жидкостными РД.

Кроме того, применение данного способа позволяет в ряде случаев исключить дополнительные районы падения, например район падения ОЧ 3-ей ступени РН «Протон», который введен исходя из экологических условий - обеспечение чистоты орбитального пространства от засорения космическим мусором. Подобные РН «Протон» схемы выведения тоже позволяют избежать засорения космического пространства, однако приводят к необходимости создания района падения на территории или акватории поверхности Земли, снижают массу выводимого полезного груза и по сравнению с заявляемым изобретением требуют значительно больших финансовых вложений.

1. Способ увода отделяющейся части ракеты-носителя (ОЧРН) с орбиты полезной нагрузки, по которому после разрыва механической связи ОЧРН с полезной нагрузкой к ОЧРН прикладывают тормозной импульс, отличающийся тем, что до приложения к ОЧРН тормозного импульса ОЧРН придают вращение вокруг продольной оси до достижения стабилизации ее углового положения в пространстве, затем газифицируют остатки жидких невыработанных компонентов ракетного топлива в баках окислителя и горючего и создают тормозной импульс за счет их сгорания в камере газового ракетного двигателя и высокоскоростного истечения продуктов сгорания в космическое пространство.

2. Двигательная установка, включающая топливные баки окислителя и горючего и систему наддува баков, содержащую газогенератор, устройства ввода газа в баки, снабженные расходомерными шайбами, отличающаяся тем, что двигательная установка дополнительно снабжена пороховыми ракетными двигателями раскрутки отделяющейся части, по меньшей мере одним газовым ракетным двигателем с системой питания и системой газификации остатков компонентов ракетного топлива, причем система питания содержит устройства отбора газа, снабженные пиромембранами, которые подсоединены к коллектору газового ракетного двигателя, а система газификации остатков компонентов ракетного топлива содержит шар-баллон с сжатым газом, соединенный через электропневмоклапан и редуктор с вытеснительными емкостями с горючим и окислителем, газогенератор, снабженный расходомерными шайбами, питаемый от вытеснительных емкостей и соединенный с устройствами ввода газа в топливные баки, снабженными пиромембранами.