Устройство и способ моторизации насоса ракетного двигателя посредством инерционного колеса

Авторы патента:


Устройство и способ моторизации насоса ракетного двигателя посредством инерционного колеса
Устройство и способ моторизации насоса ракетного двигателя посредством инерционного колеса
Устройство и способ моторизации насоса ракетного двигателя посредством инерционного колеса
Устройство и способ моторизации насоса ракетного двигателя посредством инерционного колеса
Устройство и способ моторизации насоса ракетного двигателя посредством инерционного колеса
Устройство и способ моторизации насоса ракетного двигателя посредством инерционного колеса
Устройство и способ моторизации насоса ракетного двигателя посредством инерционного колеса
Устройство и способ моторизации насоса ракетного двигателя посредством инерционного колеса
Устройство и способ моторизации насоса ракетного двигателя посредством инерционного колеса
Устройство и способ моторизации насоса ракетного двигателя посредством инерционного колеса
Устройство и способ моторизации насоса ракетного двигателя посредством инерционного колеса
Устройство и способ моторизации насоса ракетного двигателя посредством инерционного колеса
Устройство и способ моторизации насоса ракетного двигателя посредством инерционного колеса

 


Владельцы патента RU 2480608:

АСТРИУМ САС (FR)

Изобретение относится к устройству моторизации насоса (2), обеспечивающего питание ракетного двигателя космического летательного аппарата, отличающемуся тем, что оно содержит инерционное колесо (1) и средство передачи вращения от инерционного колеса к насосу. Оно содержит, в предпочтительном варианте рассматриваемого изобретения, средства измерения скорости вращения колеса и средства (21) расцепления колеса (1) и насоса (2) при скорости вращения, меньшей заданной скорости, меньшей номинальной скорости вращения колеса. Настоящее изобретение распространяется, в частности, на космический самолет, содержащий ракетный двигатель, система питания которого включает в себя, по меньшей мере, один насос, приводимый в действие устройством, соответствующим настоящему изобретению, а также средства включения в работу указанного устройства, когда самолет находится в полете. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции привода насоса, повышение его надежности и уменьшении веса. 4 н. и 14 з.п. ф-лы, 13 ил.

 

Рассматриваемое изобретение касается устройства и способа моторизации насоса для ракетного двигателя посредством инерционного колеса.

Технической областью использования настоящего изобретения является область силовых ракетных установок, способных на создание большой тяги, такой, которая необходима для космических ракет-носителей.

В этой области применения существуют три вида технологий в зависимости от физического состояния применяемых компонентов ракетного топлива, а именно: ракетные двигатели твердого топлива, в которых компоненты ракетного топлива хранятся в камере сгорания; жидкостные ракетные двигатели, в которых могут применяться один, два и даже большее количество компонентов ракетного топлива и в которых нужно перемещать компоненты ракетного топлива из баков хранения в камеру сгорания; и, наконец, ракетные двигатели гибридного типа, в которых используются жидкий компонент ракетного топлива и твердый компонент ракетного топлива и в которых жидкий компонент ракетного топлива должен перемещаться в камеру сгорания, в которой уже содержится твердый компонент ракетного топлива.

Рассматриваемое изобретение более конкретно касается устройств перемещения жидких компонентов ракетного топлива в камеру сгорания, а более конкретно моторизации такого перемещения.

Для создания большой тяги ракетные двигатели должны работать с повышенным давлением порядка нескольких десятков бар, например, как это имеет место в случае двигателей Ariane - в диапазоне от 30 до 50 бар, и при повышенном расходе вещества.

В случае жидкостных ракетных двигателей именно система питания компонентом ракетного топлива должна обеспечивать этот расход и это давление. Для обеспечения этого питания под давлением применяются обычно два следующих средства: непосредственное создание давления в баках с компонентом ракетного топлива и перекачка насосами из бака низкого давления.

Преимуществом первого решения является простота, но оно требует применения баков, способных выдерживать повышенные давления, что в свою очередь приводит к проблемам, связанным с весом и безопасностью. На практике, это решение используется в конструкциях двигателей малой мощности, таких, например, которые применяются в двигателях контроля пространственного положения или в верхних ступенях ракет-носителей, когда применение внешнего устройства повышения давления не представляется привлекательным.

Второе решение требует применения специальных насосов, способных создавать значительные расходы, необходимые для обеспечения работы двигателей. Этот расход, связанный с большим повышением требуемого давления, приводит к насосам значительной мощности, от нескольких сотен киловатт до нескольких мегаватт.

В современных и более ранних космических ракетах-носителях приводом этих насосов служат, как правило, турбинные двигатели, работающие в большинстве случаев на тех же самых компонентах ракетного топлива, что и основной двигатель.

Эти турбины приводятся во вращение посредством горячих газов. Указанные горячие газы получаются в результате отбора из ракетного двигателя части компонентов ракетного топлива и последующего их сжигания в специальной небольшой камере сгорания. Эти горячие газы могут производиться также и в газогенераторе, в качестве которого часто используется небольшой ракетный двигатель твердого топлива.

Сборка турбина/ насос называется турбонасосом. Турбонасос представляет собой устройство сложной и достаточно уязвимой конструкции, так как он должен передавать очень высокие мощности порядка нескольких мегаватт, за счет очень высоких скоростей вращения, например, в пределах от 10 000 до 30 000 об/мин, которые приводят к появлению в материалах чрезвычайно высоких механических напряжений.

Впрочем, привод горячими газами, выходящих из камеры сгорания, приводит к появлению вблизи турбины очень высоких температур, а также к появлению очень значительных температурных градиентов в трансмиссионных валах между турбиной и насосом.

Указанное явление температурного градиента еще более возрастает в том случае, когда используемые компоненты ракетного топлива являются криогенными, так как при этом температура вблизи насоса достигает порядка нескольких десятков градусов Кельвина, тогда как всего в нескольких сантиметрах температура турбины двигателя доходит до более чем 1000 градусов Цельсия.

И, наконец, ввиду наличия указанных экстремальных условий работы пуск турбонасоса достаточно сложно выполнять, так как с одной его стороны низкие температуры, а с другой - высокие и кроме того необходимо достаточно плавно приводить весь блок во вращение во избежание образования еще более высокого переходного температурного градиента, способного привести к разрыву турбонасоса.

И, наконец: турбонасос является устройством очень дорогим, отличается небольшим сроком службы и используется на ракетах-носителях классического типа, срок службы которых измеряется буквально минутами.

На ракетах-носителях многократного использования, таких, например, как челночный космический аппарат, применяемый в настоящее время, турбонасосы приходится заменять практически после каждого полета, что достаточно дорого с точки зрения стоимости технического облуживания.

Техническое решение по замене турбонасоса подробно описано в патенте США за номером US 6 457 306.

В указанном патенте предлагается заменить приводную турбину насоса электродвигателем, питание которого предполагается осуществляться посредством аккумуляторных батарей или других устройств, таких как инерционные колеса.

При использовании этого решения отпадает необходимость в применении небольшого ракетного двигателя, служащего приводом турбины, потребляется меньше компонента ракетного топлива, не возникают уже больше чрезмерно высокие градиенты температур, а вся сборка становится более надежной и более приспособленной для в ракеты-носителя многократного использования.

Появляется, кроме того, возможность регулирования вращения электродвигателя и за счет этого изменения расходов компонентов ракетного топлива, а следовательно, появляется и возможность удобного изменения тяги, а также и возможность более легкого управления процессом запуска насоса, чтобы избежать высоких переходных градиентов температуры.

Вместе с тем, применяемый для питания электродвигателя источник энергии должен быть способным обеспечивать на стадии тяги мощность, исчисляемую в мегаваттах, что приведет к появлению проблем, связанных с весом и повышенными габаритами этого источника энергии и средств питания электродвигателей.

В итоге и сам источник энергии, и двигатель получаются очень тяжелыми.

Задачей настоящего изобретения является предложение по моторизации насоса для компонентов ракетного топлива, простого, надежного и малого веса, который можно запустить в полете и, в частности, пригодного для применения на силовых установках многократного использования.

С этой целью в настоящем изобретении предлагается заменить турбинный двигатель насоса или электродвигатель простым устройством, не зависящим от компонентов ракетного топлива, включение в работу которого и его регулирование не будет, в частности, зависеть от работы всей силовой установки летательного аппарата, и использовать для достижения этой цели предварительно приведенное во вращение инерционное колесо, которое предназначено для приведения в действие указанного насоса.

Более конкретно в рассматриваемом изобретении предлагается устройство моторизации насоса питания ракетного двигателя космического летательного аппарата, отличающееся тем, что оно содержит инерционное колесо и средство передачи вращения от инерционного колеса к насосу.

Одним из больших преимуществ инерционного колеса является его простота использования и тот факт, что оно само обеспечивает хранение механической энергии.

В предпочтительном варианте изобретения средство передачи является общим валом между инерционным колесом и насосом.

В предпочтительном варианте рассматриваемого изобретения средство передачи содержит устройство изменения передаточного соотношения между колесом и насосом.

В соответствии с особым способом реализации рассматриваемого изобретения предлагаемое устройство содержит устройство сцепления, предназначенное для соединения и разъединения инерционного колеса и насоса.

В соответствии с предоставляющим преимущества способом реализации рассматриваемого изобретения предлагаемое устройство содержит электрический двигатель запуска колеса.

Питание электрического двигателя обеспечивается посредством либо электрического источника, внешнего по отношению к летательному аппарату, либо электрического источника, внутреннего по отношению к летательному аппарату, при этом электрический двигатель позволяет сохранить в колесе энергию после взлета летательного аппарата.

В соответствии с особым способом реализации рассматриваемого изобретения насос и колесо располагаются в летательном аппарате в положении, обеспечивающим гироскопическую устойчивость за счет их вращения, по меньшей мере, по одной оси летательного аппарата.

В соответствии с альтернативным вариантом изобретения устройство содержит, по меньшей мере, одну пару одинаковых колес, вращающихся в противоположном направлении с целью устранения гироскопических эффектов от вращения колес.

В предпочтительном варианте рассматриваемого изобретения устройство содержит средства измерения скорости вращения колеса и средства расцепления колеса и насоса при скорости, меньшей заданной скорости, меньшей номинальной скорости вращения колеса.

В соответствии с предоставляющим преимущества способом реализации рассматриваемого изобретения устройство содержит средства регулирования расхода насоса, содержащие устройство отбора изменяемого расхода на потоке, выходящем из насоса, и возврата этого потока в бак.

В качестве альтернативного или дополнительного варианта устройство содержит средства регулирования расхода насоса, содержащие задвижку, размещенную ниже по потоку за насосом.

В этом последнем случае задвижка представляет собой, предпочтительно, регулируемую задвижку, размещенную на выходе насоса и приспособленную для того, чтобы поддерживать постоянный расход, открываясь постепенно.

В предпочтительном варианте рассматриваемого изобретения колесо расположено в корпусе, образующем защитный экран между колесом и баком.

Настоящее изобретение касается также устройства питания ракетного двигателя, отличающегося тем, что оно содержит, по меньшей мере, два насоса, каждый из которых приводится в действие устройством, соответствующим настоящему изобретению, а также касается космического самолета, содержащего ракетный двигатель, система питания которого содержит, по меньшей мере, один насос, приводимый в действие устройством, соответствующим настоящему изобретению, и средства включения в работу этого устройства при нахождении самолета в полете.

Другие характеристики и преимущества настоящего изобретения станут более понятными после ознакомления с приведенным ниже описанием примера его реализации, не носящим какого-либо ограничительного характера, проиллюстрированным прилагаемыми ниже чертежами, на которых:

на фигурах с 1A по 1F схематически представлен принцип действия устройства согласно настоящему изобретению, для различных способов его реализации;

на фиг. 2A и 2B показаны примеры установки в летательном аппарате соответственно одного или двух инерционных колес;

на фигурах с 3A по 3C представлены примеры реализации инерционных колес, соответствующих настоящему изобретению;

на фиг. 4 представлена диаграмма характеристик центробежного насоса, приводимого в действие посредством предлагаемого устройства, соответствующего настоящему изобретению;

на фиг. 5 представлен график с рабочими параметрами устройства, соответствующего настоящему изобретению, в зависимости от времени.

Настоящее изобретение касается космических ракет и применяется, в частности, в космических самолетах.

Космические самолеты - это ракеты-носители, которые способны сначала взлетать с земли как самолет, а затем покидать земную атмосферу и достигать космического пространства.

Для продвижения указанных космических летательных аппаратов в космосе используется способ перемещения, основанный на использовании силовой установки без использования воздуха типа ракетной. Для обеспечения их полета в атмосфере на них применяются силовые установки, использующие воздух, такие как реакторы.

Инерционное колесо представляет собой, как на это указывает само его название, объект, который заставляют принудительно вращаться вокруг оси и который служит для хранения энергии в кинетической форме. Сохраняемая энергия увеличивается с квадратом скорости вращения колеса и пропорциональна его массе.

Для хранения энергии, таким образом, колесо вращают как можно быстрее, при этом регенерация энергии замедляет вращение колеса.

В соответствии с упрощенным примером согласно принципиальной схеме, представленной на фиг. 1A, колесо 1 установлено на том же самом валу 20, что и насос 2, который оно должно приводить в действие. Оно запускается еще до взлета летательного аппарата посредством двигателя 3 запуска, питание которого осуществляется либо от внешнего электрического источника A1, представленного на фиг. 1C, либо от внутреннего электрического источника A2, представленного на фиг. 1D, в тех случаях, когда летательный аппарат оснащен электрическим генератором, как это имеет место в случае суборбитальных летательных аппаратов или космических самолетов, оснащенных классическими авиационными двигателями, а также в случае спутников, снабженных солнечными панелями, или ракет-носителей, оборудованных аккумуляторными батареями.

Когда указанная электрическая энергия имеется в наличии на борту, тогда электрический двигатель позволяет после взлета сохранить в колесе его номинальную энергию.

Насос 2 принимает проперголь из бака 6 через входной патрубок 4 и направляет проперголь под давлением посредством выходного патрубка 5 к традиционному ракетному двигателю, не представленного на фигурах настоящего описания изобретения.

На преодоление сил трения в подшипниках и в воздухе (так как ротор насоса вращается), величина которых совсем не велика, уходит небольшой процент мощности, как правило, порядка нескольких десятков ватт.

В случае космического самолета разработчик летательного аппарата может обойтись без применения внутреннего электрического источника, если время между взлетом и включением в работу двигателя не велико и, например, составляет менее одного часа.

При достижении высоты, на которой должен произойти запуск ракетного двигателя, один или несколько насосов 2 переводятся в режим охлаждения, а затем открываются задвижки на баках. Под действием давления в баках запускаются в работу насосы и обеспечивают питанием ракетный двигатель, причем их вращение поддерживается колесом.

После исчерпания запасов компонентов ракетного топлива насос и колесо продолжают вращаться. Может оказаться целесообразным предоставить насосу и колесу возможность продолжать вращаться в течение всего полета в безвоздушном пространстве, так как их вращение будет способствовать гироскопической устойчивости. Если, например, как это показано на фиг. 2A, колесо 1 установлено по оси 101 тангажа летательного аппарата 100, оно обеспечит эффективную устойчивость по осям крена и рыскания.

Таким образом, в случае установки устройства в космическом самолете установка инерционного колеса по оси тангажа обеспечит устойчивость по осям крена и рыскания.

Однако в рассматриваемом случае не должно предусматриваться выполнение маневров кабрирования.

Вместе с тем, существует возможность избежать возникновения гироскопических эффектов, механически соединив два одинаковых колеса, вращающихся в противоположном направлении, как это показано на фиг. 2B, на котором колеса 1a и 1b расположены на оси 101 тангажа летательного аппарата 100 и вращаются относительно друг друга в противоположном направлении.

Настоящее изобретение позволяет избежать применения турбинного двигателя и проблем по запуску связанных с ним, с применением или без пиротехнических средств, трудностей, связанных с питанием турбины, проблем стабилизации работы турбины, подключенной к насосу.

Инерционное колесо, обеспечивающее стабильную, в силу естественных причин, скорость вращения, также дает возможность устойчивой работы, причем без необходимости регулирования чего-либо, кроме компенсации непрерывного падения числа оборотов колеса.

И, наконец, устройство согласно изобретению позволяет избежать проблемы соединения на одной и той же оси очень горячих и очень холодных зон.

Ограничительным условием по применению системы с инерционным колесом является то, что скорость колеса снижается по мере того, как производится отбор с него энергии.

На фиг. 4 приведены рабочие параметры центробежного насоса с радиальными лопатками, такого насоса, какой используется для питания ракетных двигателей.

Расход такого насоса пропорционален скорости его вращения, а выходное давление насоса пропорционально квадрату скорости вращения колеса.

Прямым следствием механического подключения инерционного колеса к насосам является то, что расход последних пропорционален скорости вращения колеса, их расход также пропорционально снижается по мере снижения скорости вращения колеса, а давление снижается пропорционально квадрату снижения скорости вращения колеса при его замедлении.

Как правило, снижение с течением времени расхода и, как следствие, снижение тяги не отражается напрямую негативно на работе летательного аппарата в связи с тем, что масса летательного аппарата также снижается по мере расхода компонентов ракетного топлива.

Снижение расхода позволяет избежать в подобных случаях непрерывного ускорения летательного аппарата.

Это отрицательно сказывается только на ракетных двигателях, разработанных специально для работы в оптимальном режиме и в условиях поддержания почти постоянного расхода.

Аналогичным образом, снижение выходного давления насоса снижает давление в камере сгорания. Тем не менее, это обстоятельство нарушает нормальную работу двигателя не так сильно, как колебания расхода, но в то же время оно приводит к пропорциональному снижению тяги.

В настоящем изобретении предлагается в целях решения этих проблем несколько вариантов, зависящих от типа применяемого двигателя.

Первый метод заключается в сокращении диапазона скоростей вращения колеса, при котором происходит отбор мощности и вращение насоса.

Символом Vmax обозначается максимальная скорость, при которой запускается колесо, символом 0,5Vmax - половина этой скорости, достигаемой по истечении заданного времени вращения колеса, а символом nVmax, в котором n < 1, - скорость, отнесенная в данный момент времени к Vmax.

Вместо того, чтобы отбирать энергию между Vmax и 0,5 Vmax, можно использовать колесо лишь между Vmax и n Vmax, где n больше 0,5. Для того чтобы обеспечить возможность отбора необходимого количества энергии, колесо должно иметь возможность аккумулировать больший ее объем, то есть необходимо сделать колесо более тяжелым.

Для реализации этого способа между колесом и насосом располагают, как это показано на фиг. 1B, сцепление 21.

В указанном варианте настоящего изобретения средство передачи вращения от колеса 1 к насосу 2 содержит полувалы, конструкция которых позволяет производить их соединение и разъединение посредством сцепления 21.

Это позволяет также, в частности, запустить колесо 1 с помощью двигателя 3, с отключенным насосом, до полета с помощью внешней системы электропитания А1, а затем, уже в ходе полета, соединить колесо и насос для включения последнего в работу.

Сцепление может быть заменено или дополнено устройством изменения передаточного соотношения между колесом и насосом, типа вариатора, чтобы ограничить расход на более широком диапазоне режимов вращения колеса.

Второй метод, позволяющий ограничивать изменение расхода, заключается в использовании метода регулирования расхода, носящего наименование «утка» и используемого в способе реализации, представленном на фиг.1E.

Указанный метод регулирования расхода заключается в отборе расхода, изменяемого с помощью задвижки 7 на потоке, выходящем из насоса 2, и в направлении его по обратному трубопроводу 41 в бак 6.

Задвижка 7 может быть трехходовой задвижкой, снижающей расход в выходном патрубке 5 при необходимости отвода части компонента ракетного топлива по возвратному трубопроводу 41 в бак 6.

При изменении скорости вращения от 100% до 50% вначале производится отбор половины расхода, а затем по мере функционирования отбор снижается вплоть до нулевого отбора, когда колесо достигает своей минимальной скорости. В этом случае теряется часть энергии, передаваемой рабочим средам, но, тем не менее, энергетический баланс продолжает оставаться благоприятным.

Как показывают проведенные эксперименты, вместо того, чтобы располагать 75% энергии колеса, удается использовать лишь немногим более 54%, что ведет к необходимости увеличения массы колеса.

Учитывая увеличение массы колеса, эти подходы имеют смысл лишь в том случае, когда ракетный двигатель не допускает изменения расхода топлива более чем на 30 - 40%.

Третий метод регулирования расхода заключается в настройке расхода посредством регулируемых задвижек, устанавливаемых на входном и/или выходном трубопроводах насоса.

Он продемонстрирован на представленном на фиг. 1F примере реализации, демонстрирующем задвижку 8, установленную на выходном патрубке 5 насоса 2.

Этот метод имеет воздействие на давление, выдаваемое насосом, из-за создания изменяемых потерь напора.

Все же это решение является эффективным, если существует необходимость сохранять постоянный расход топлива при уменьшении со временем давления в камере. В самом деле, регулируемая задвижка, размещенная на выходе насоса, позволяет регулировать расход путем создания потери напора. Предположим, например, что на протяжении полета, осуществляемого с помощью ракетного двигателя, скорость колеса изменяется в 2 раза, тогда давление, создаваемое насосом в начале полета, превысит в четыре раза то, которое этот насос будет создавать в конце полета.

Если подключить насос 2 к задвижке 8, поддерживающей постоянный расход, открываясь постепенно вплоть до полного открытия в конце, то последняя будет поглощать за счет падения напора половину давления и уменьшать расход наполовину.

Питание камеры двигателя осуществляется в этом случае с почти постоянным расходом и при давлении, уменьшающимся с течением времени, что, безусловно, благоприятно сказывается на снижении ускорений, которым подвергается летательный аппарат в процессе полета.

Таким образом, в зависимости от характеристик ракетного двигателя, питание которого необходимо обеспечить, применяется схема, наиболее подходящая из тех различных вариантов, которые предоставлены на фигурах с 1A по 1F, при сохранении, однако, возможности комбинировать характеристики этих вариантов в зависимости от конкретного случая.

В качестве примера реализации предлагается рассмотреть следующие гипотезы, соответствующие конкретному случаю реализации, касающемуся использования космического самолета:

Ракетный двигатель использует жидкий метан (LCH4) и жидкий кислород (LOx), он нормально работает при давлении от 15 до 30 бар, он работает на протяжении порядка 80 секунд и требует для обеспечения своей работы 6 тонн компонентов ракетного топлива.

Кроме того, скорость насоса составляет порядка 15 000 оборотов/мин. Указанная скорость является характерной для насосов, перекачивающих жидкий кислород LOx.

В рассматриваемом примере предлагается применять бак диаметром порядка 2,5 м, находящийся под давлением в 5 бар, что позволяет избежать воздействия на указанный бак слишком высоких структурных напряжений.

В самом деле, если предположить, что толщина стенок бака составляет порядка 3 мм, то под воздействием давления в 5 бар в цилиндрической части бака возникнут напряжения менее 200 МПав соответствии с уравнением у = PR/e.

Если рассматривать бак, изготовленный из алюминия типа 2219T87 (σ предел текучести = 407 МПа), это приводит к коэффициенту безопасности, превышающему 2.

Как уже было показано выше, двигатель работает при давлении в 30 бар в начале полета и при давлении в 15 бар в конце.

Выбранный подход заключается в функционировании с регулированием расхода потока компонентов ракетного топлива на постоянное значение с помощью задвижки 8, размещенной ниже по потоку за насосом.

На графике, представленном на фиг. 5, показано поведение колеса и насоса в такой конфигурации.

Скорость 9 колеса была приведена к начальной скорости и уменьшается с 100% до 50%.

Давления, а именно давление в баке 9, выходное давление насоса 12, давление питания в камере 14, соотносятся с начальным давлением на выходе насоса. Отметим, что потеря напора или падение давления 13, происходящие под действием управляемой задвижки, составляет порядка 40% в начале и быстро снижается вплоть до нулевой величины в конце.

Давление подачи в камеру 14 также снижается наполовину в течение работы ракетного двигателя, что обеспечивает снижение тяги, которое впрочем компенсируется снижением массы летательного аппарата в результате расходования компонентов ракетного топлива. Расход компонентов ракетного топлива 15 остается при этом постоянным.

Производительность насоса составляет порядка 70, что соответствует установившемуся значению.

Примеры реализации инерционных колес представлены на фигурах с 3A по 3C.

Колесо содержит поясок 16, изготовленный из высокопрочного углеродного волокна, обладающего пределом прочности на разрыв, равным 2300 МПа, плотностью порядка 1750 г/дм3, максимально допустимой величиной напряжения, равной 1500 МПа, и обеспечивающего коэффициент безопасности, равный 1,5, а также содержит ленту из композитного материала примерно 10 см, толщиной и шириной.

Колесо содержит также обод 17 и втулку 18, которые обеспечивают жесткость соединения колеса с осью вращения и которые изготовлены из легкого сплава.

При расчете размеров колеса следует учитывать параметры, необходимые для работы ракетного двигателя и, в частности энергии, которая требуется для сжатия компонентов ракетного топлива.

Подлежащая сжатию масса компонентов ракетного топлива составляет порядка 6000 кг, что приблизительно соответствует объему в 7,5 м3.

Ввиду того, что энергия, необходимая для сжатия компонентов ракетного топлива, зависит исключительно и в первую очередь от объема (E= V∆P), то не различают эти два компонента ракетного топлива, а стремятся подобрать такую массу колеса, которая была бы способна обеспечить моторизацию насосов, перекачивающих как LOx, так и LCH4.

При таком применении с топливом и окислителем может появиться необходимость разделения колеса на две части, чтобы было по одному колесу на каждый насос.

При скорости вращения, равной 15000 оборотов/мин, максимальный допустимый диаметр колеса равен:

R = 1/ω√σ/ρ= 0.585м.

Энергия, требующаяся для сжатия компонентов ракетного топлива, номинально выражается интегралом по времени расхода, умноженного на дифференциал давления, создаваемого насосом, а также его производительностью. В результате расчета получается величина порядка 24MJ.

Здесь следует отметить, что производство этой энергии требует наличия мощности в количестве 580 KW в начале стадии движения с помощью ракетного двигателя.

Исходя из предположения, что отбор энергии от колеса будет производиться между его полной скоростью и точкой, в которой указанная скорость достигает половины скорости, 75% его энергии имеется в распоряжении, следовательно, необходимо, чтобы колесо аккумулировало приблизительно 32 MJ, что приводит в условиях рассматриваемого примера к массе порядка 80,5 кг.

К массе инерционного колеса следует добавить еще и другие массы, принимающие участие во вращении (массы обода, вала, ротора насоса, ротора электрического приводного двигателя), величина которых составляет по предварительному расчету порядка двадцати килограмм, а, кроме того, и массы не вращающихся деталей (корпуса, статора электрического двигателя, камеры расширения насоса, трубопроводов...), величина которых также оценивается в двадцать килограмм.

Несмотря на то, что массы, принимающие участие во вращении, также принимают, хотя и незначительное, участие в создании кинетической энергии, их тем не менее при расчетах все же не учитывают для упрощения.

Кроме того, нормы требуют, чтобы колесо вращалось в корпусе, который был бы в состоянии удерживать внутри себя куски колеса при его разрыве. Как показывают расчеты, проведенные на базе метода «Punch equation » NASA, стандарт SSP 52005B, куски композиционного материала весом в 2 кг, вылетающие со скоростью 900м/сек, удерживаются стенкой из алюминия толщиной в 8 см. Это приводит к корпусу, содержащему защитный экран в 20 - 25 кг между колесом и баком.

В итоге, в описанном примере масса устройства достигает приблизительно 150 кг, которые включают в себя насосы, колеса (или колесо) и аксессуары.

Помимо таких преимуществ, как простота и надежность конструкции, моторизация инерционным колесом позволяет избежать негативных факторов, присущих устройствам, не использующим турбонасос, но работающим с применением баков, содержащих под давлением компоненты ракетного топлива.

Настоящее изобретение позволяет избежать проблем, связанных со сложностью реализации такого решения, основанного на применении баков под давлением, с необходимостью траты времени на разработку, необходимую для их реализации, проблем, связанных с прочностью, а также проблем, связанных с созданием давления в этих баках.

Моторизация инерционным колесом в соответствии с настоящим изобретением позволяет использовать баки низкого давления, возможно, конструктивные.

Для сведения напомним, что создание давления в баках требует наличия хранилищ газов, позволяющих создавать давление в баках с компонентами ракетного топлива, и что конструктивные баки - это баки, которые способны обеспечить продольную прочность летательного аппарата, тогда как другие баки должны закрепляться на опорной раме ракеты-носителя.

В ниже приведенной таблице даны сравнительные характеристики трех решений по обеспечению хранения 6 тонн компонентов ракетного топлива, а также данные по созданию давления на входе в двигатель величиной в среднем 25 бар и по ступени ракеты длиной приблизительно в 5 м.

Конструктивные баки 5бар, алюминий (кг) Баки 25 бар из композитов Конструктивные баки из алюминия 5 бар
Баки (кг) 2050 1000 700
Опоры (кг) 0 50 0
Ступень (5м) (кг) 50 500 50
Насосы (кг) 0 0 150
Бак под давлением (кг) 500 500 100
Итого (кг) 2600 2050 1000

Выигрыш в весе от применения решения, связанного с использованием конструктивных баков низкого давления с насосами, приводимыми в действие посредством инерционного колеса, составляет порядка 1 тонны по сравнению с решением, предусматривающим использование конструктивных баков высокого давления.

Настоящее изобретение может найти применение в области космонавтики, а в более общем случае во всех отраслях техники, в которых применяется приведение в движение с помощью ракетного двигателя, работающего на жидких компонентах ракетного топлива, а также в тех отраслях техники, в которых во время относительно короткого отрезка времени требуется обеспечить значительный расход текучей среды.

Изобретение представляет особый интерес и в тех случаях, когда применяются криогенные проперголи (жидкий кислород с жидкими водородом, метаном или керосином), и особенно приспособлено для суборбитальных летательных аппаратов многократного применения, для которых общая масса сборки насоса не является критической и для которых главенствующим являются надежность и простота технического обслуживания.

К тому же настоящее изобретение предоставляет многочисленные преимущества, к которым можно отнести, в частности, простоту конструкции, уменьшение стоимости разработки и реализации, очень высокую надежность, устойчивую скорость перекачки насосом и очень важную возможность повторного использования сборки насоса, тогда как современные турбонасосы способны в лучшем случае на несколько запусков.

Настоящее изобретение было описано здесь в качестве примера в рамках использования инерционного колеса для ракетного двигателя космического самолета. В подобном летательном аппарате приведение в движение ракетным двигателем осуществляется лишь после полета типа полета самолета.

Настоящее изобретение может тем не менее использоваться для любого применения ракетного двигателя, причем независимо от того идет ли речь о ступени ракеты-носителя или о межпланетном летательном аппарате или о спутнике, в той мере разумеется, в которой замена турбонасоса питания ракетного двигателя имеет преимущества.

Предложенные выше схемы являются лишь примерами реализации и, в частности, некоторые характеристики, представленные на фигурах с 1A по 1F, могут комбинироваться, но оставаться в рамках изобретения, описанного в пунктах формулы изобретения.

Например, можно рассмотреть возможность использования средства сцепления 21, представленного на фиг. 1B, оснащенного системой электропитания двигателя 3, внутреннего, как это показано на фиг. 1D, или оснащенного внешним электропитанием, как это показано на фиг. 1C.

Точно так же устройство, содержащее регулирование расхода за счет использования задвижек, как показано на фиг. 1E и 1F, может быть дополнено сцеплением 21 и электрическим двигателем 3 с внутренним или внешним питанием, а система питания электродвигателя - внутренним питанием, обеспечивающим запуск колеса на какой-нибудь стадии полета, при отключенном насосе, питание ракетного двигателя при включенном насосе, а затем, когда скорость вращения колеса уже не достаточна, отключение насоса и работы колеса в режиме свободного хода в целях сохранения гироскопической устойчивости.

1. Устройство привода насоса (2) питания ракетного двигателя космического летательного аппарата, отличающееся тем, что оно содержит инерционное колесо (1) и средство передачи вращения от инерционного колеса к насосу, причем колесо механически соединено с насосом.

2. Устройство привода насоса питания ракетного двигателя по п.1, отличающееся тем, что средство передачи представляет собой общий вал (20) между инерционным колесом и насосом.

3. Устройство привода насоса питания ракетного двигателя по п.1, отличающееся тем, что средство передачи содержит устройство (21) сцепления, выполненное с возможностью соединения и разъединения инерционного колеса от насоса.

4. Устройство привода насоса питания ракетного двигателя по п.2, отличающееся тем, что средство передачи содержит устройство (21) сцепления, выполненное с возможностью соединения и разъединения инерционного колеса от насоса.

5. Устройство привода насоса питания ракетного двигателя по любому из пп.1-4, отличающееся тем, что средство передачи содержит устройство изменения передаточного соотношения между колесом и насосом.

6. Устройство привода насоса питания ракетного двигателя по любому из пп.1-4, отличающееся тем, что оно содержит электрический двигатель (3) запуска колеса.

7. Устройство привода насоса питания ракетного двигателя по п.6, отличающееся тем, что питание электрического двигателя (3) осуществляется электрическим источником (А1), внешним по отношению к летательному аппарату.

8. Устройство привода насоса питания ракетного двигателя по п.6, отличающееся тем, что питание электрического двигателя осуществляется электрическим источником (А2) внутренним по отношению к летательному аппарату, причем электрический двигатель позволяет сохранить в колесе энергию после взлета летательного аппарата.

9. Устройство привода насоса питания ракетного двигателя по любому из пп.1-4, отличающееся тем, что насос и колесо расположены в летательном аппарате в положении, обеспечивающем гироскопическую устойчивость за счет их вращения, по меньшей мере, по одной оси летательного аппарата.

10. Устройство привода насоса питания ракетного двигателя по любому из пп.1-4, отличающееся тем, что оно содержит, по меньшей мере, одну пару одинаковых колес, вращающихся в противоположном направлении с целью устранения гироскопических эффектов от вращения колес.

11. Устройство привода насоса питания ракетного двигателя по одному из пп.1-4, отличающееся тем, что оно содержит средства измерения скорости вращения колеса и средства (21) расцепления колеса (1) и насоса (2) при скорости, меньшей заданной скорости, меньшей номинальной скорости вращения колеса.

12. Устройство привода насоса питания ракетного двигателя по любому из пп.1-4, отличающееся тем, что оно содержит средства регулирования расхода насоса (2), содержащие устройство отбора (7) изменяемого расхода на потоке, выходящем из насоса и возврата этого потока в бак (6).

13. Устройство привода насоса питания ракетного двигателя по любому из пп.1-4, отличающееся тем, что оно содержит средства регулирования расхода насоса (2), содержащие задвижку (8), размещенную ниже по потоку за насосом (2).

14. Устройство привода насоса питания ракетного двигателя по п.13, отличающееся тем, что задвижка (8) представляет собой регулируемую задвижку, размещенную на выходе насоса (2) и выполненную с возможностью поддержания расхода постоянным, открываясь постепенно.

15. Устройство привода насоса питания ракетного двигателя по любому из пп.1-4, отличающееся тем, что колесо расположено в корпусе, образующем защитный экран между колесом и баком.

16. Устройство питания ракетного двигателя, отличающееся тем, что оно содержит, по меньшей мере, два насоса, каждый из которых приводится в действие устройством по любому из пп.1-15.

17. Устройство питания ракетного двигателя, отличающееся тем, что оно содержит, по меньшей мере, один насос, приводимый в действие устройством по любому из пп.1-15, и конструктивные баки низкого давления.

18. Космический самолет, содержащий ракетный двигатель, система питания которого содержит, по меньшей мере, один насос, приводимый в действие устройством по любому из пп.1-15, и средства (А2, 3, 21) по включению устройства в работу тогда, когда самолет находится в полете.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области привода ракетного двигателя. .

Изобретение относится к конструкции насосных агрегатов жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) и может быть использовано в авиационной и ракетной технике. .

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). .

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к многоступенчатой ракете-носителю, к способу его запуска, а также к жидкостным ракетным двигателям, работающим на трех компонентах.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих по безгенераторной схеме.

Изобретение относится к двигателям летательных аппаратов и предназначено для разгонных блоков, имеющих повышенную надежность и высокие энергетические и экологические характеристики.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях, работающих на трехкомпонентном топливе, например кислороде, углеродном горючем и водороде.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру двигателя, турбину, топливный насос и предвключенный по отношению к нему струйный преднасос, согласно изобретению сопло впрыска струйного преднасоса сообщено со входом, или выходом из турбины, или с трактом охлаждения камеры. Изобретение обеспечивает повышение эффективности струйных преднасосов. 3 ил.

Изобретение относится к ракетным двигателям. Турбонасос, в котором импеллер насоса соединен с одним концом вращающегося вала, а турбина соединена с другим концом вращающегося вала. Турбонасос выполнен так, что эквивалентная область между кривой КПД турбины, полученной на основе условного выражения, в котором число оборотов вращающегося вала поддерживается постоянным независимо от скорости потока насоса, и кривой КПД турбины реальной машины, становится рабочей областью. Рассмотрен ракетный двигатель, использующий турбонасос, который выполнен так, что эквивалентная область между кривой КПД турбины, полученной на основе условного выражения, в котором число оборотов вращающегося вала поддерживается постоянным независимо от скорости потока насоса, и кривой КПД турбины реальной машины, становится рабочей областью. Изобретение обеспечивает уменьшение момента инерции турбонасоса и улучшает быстроту реагирования ракетного двигателя турбонасосного типа. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), содержащий камеру, газогенератор, агрегаты управления и регулирования, по крайней мере, один турбонасосный агрегат с, как минимум, двумя насосами для двух горючих, причем газовый тракт после, как минимум, одной турбины соединен с смесительной головкой камеры, согласно изобретению насос горючего с меньшей плотностью установлен на отдельном валу, а в газовый тракт, соединяющий газогенератор и турбину, помещен смеситель, связанный трубопроводом с коллектором, установленным после тракта охлаждения камеры, или турбоприводом, связанным с выходной полостью насоса одного из горючих, причем агрегат регулирования установлен на трубопроводе, соединяющем выход из насоса окислителя и смесительную головку газогенератора, или на трубопроводе, соединяющем коллектор после тракта охлаждения камеры и смесительную головку газогенератора, или на трубопроводе, соединяющем выход из насоса горючего с меньшей плотностью и смесительную головку газогенератора. Изобретение обеспечивает повышение удельного импульса тяги и снижение массы ЖРД. 3 ил.
Наверх