Способ увода отделяющейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и устройство для его реализации

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам космического назначения (РКН) с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД). Газовый ракетный двигатель (ГРД) предназначен для увода отделяющейса части (ОЧ) РКН с орбиты полезной нагрузки. ГРД обеспечивает вращение вокруг продольной оси и стабилизацию углового положения отделяющейся части РКН. Принцип работы ГРД основан на сбросе газа наддува до начала процесса газификации жидких остатков компонентов ракетного топлива (КРТ), что приводит к увеличению скорости истечения продуктов сгорания из сопла. Дополнительные электропневмоклапаны установлены перед смесительным коллектором и обеспечивают принцип работы ГРД. Изобретение позволяет повысить эффективность использования жидких остатков КРТ и газов наддува в топливных баках ОЧ ступеней РКН на момент выключения маршевого ЖРД. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам космического назначения (РКН) с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), турбонасосной системой подачи компонентов ракетного топлива (КРТ) и системой наддува топливных баков.

Одной из основных проблем, возникающих при эксплуатации РКН, является наличие остатков топлива после выключения маршевого ЖРД. Эти остатки обусловлены различными причинами и могут составлять до 3% от начальных запасов топлива, а остатки сжатого газа в шар-баллонах могут составлять до 30% от начальных запасов, представляя потенциальную угрозу взрыва отделяющихся частей (ОЧ) на орбитах выведения полезных нагрузок или преждевременного взрыва при спусках в районы падения.

В качестве одного из мероприятий, рекомендованных Международным межагентским комитетом по космическому мусору для исключения взрыва ОЧ на орбитах, предусматривается пассивация всех источников энергии, в том числе сброс остатков топлива, сжатого газа, обнуления электрических батарей, остановка маховиков.

Известны способ и устройство использования энергетических ресурсов, заключенных в невыработанных остатках жидкого топлива и газа наддува в баках после выключения маршевого ЖРД для обеспечения придания импульса разведения полезной нагрузки и ОЧ верхней ступени (блок «И») РКН «Союз», описанные на стр.107-108 статьи «Оценка возможности управляемого схода с орбиты верхней ступени РН "Союз" за счет использования остатков топлива в баках» // Вестник Самарского аэрокосмического университета / И.В.Белоконов, Г.Е.Круглов, В.И.Трушляков, В.В.Юдинцев - Самара, 2010. - №2 (22). - С.105-112.

Способ включает обеспечение закрутки верхней ступени РКН «Союз» (блок И) и сообщение ей дополнительного импульса для безопасного увода от космического аппарата.

Устройство, содержащее реактивное сопло, расположенное под углом к продольной оси ракеты, предназначено для сброса газа наддува из бака окислителя и газифицированного в результате сброса давления наддува из бака некоторой части жидкого кислорода, с целью закрутки блока «И» и сообщения ему дополнительного импульса для безопасного увода от космического аппарата.

Однако применение данного технического решения малоэффективно, т.к. не используется значительный ресурс, заключенный в жидких остатках топлива, а также невыработанный газ, находящийся в шар-баллонах.

Наиболее близкими по технической сущности к предлагаемому способу и устройству для его осуществления является способ увода отделившейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и двигательная установка для его осуществления (патент РФ на изобретение №2406856 от 11.06.2008 г. Опубл. 20.12.2010, Бюл. №35).

Способ включает обеспечение вращения ОЧ ступени РКН вокруг продольной оси до достижения стабилизации ее углового положения в пространстве, газификацию жидких остатков невыработанных КРТ в баках окислителя и горючего, обеспечение тормозного импульса за счет их сгорания в камере газового ракетного двигателя (ГРД) и высокоскоростное истечение продуктов сгорания в космическое пространство.

Устройство для осуществления способа представляет собой двигательную установку (ДУ), включающую в свой состав топливные баки окислителя и горючего, систему наддува баков, ГРД с системой питания и системой газификации остатков КРТ. Система питания содержит устройства отбора газа, снабженные пиромембранами, которые подсоединены к коллектору ГРД.

Недостатком данного технического решения является низкая эффективность использования жидких остатков КРТ и газов наддува в топливных баках ОЧ на момент выключения маршевого ЖРД, что приводит к следующему:

- количество теплоты, которое необходимо подать в топливный бак для газификации остатков топлива (нагрев до кипения+испарение) пропорционально давлению в баке;

- наличие нейтральных газов наддува в газифицированной топливной смеси (газифицированные компоненты топлива+газы теплоносителя+остаточные газы наддува) приводят к ее разбавлению и, в конечном счете, снижению газовой постоянной R, температуры горения топливной смеси в камере, что в конечном итоге снижает скорость истечения продуктов сгорания из сопла ракетного двигателя.

Кроме того, не используются неизрасходованные остатки газа в шар-баллонах системы наддува топливных баков.

Техническим результатом изобретения является устранение указанных недостатков, а именно повышение эффективности использования жидких остатков КРТ и газов наддува в топливных баках ОЧ ступеней РКН на момент выключения маршевого ЖРД.

Указанный технический результат достигается за счет того, что в способе увода ОЧ ступени ракеты-носителя, основанном на вращении ОЧ ступени РКН вокруг продольной оси до достижения стабилизации ее углового положения в пространстве, газификации жидких остатков невыработанных КРТ в баках окислителя и горючего, обеспечении тормозного импульса за счет их сгорания в камере ГРД и высокоскоростного истечения продуктов сгорания в космическое пространство, согласно заявленному изобретению осуществляют сброс газа наддува, находящегося в топливной системе, через камеру ГРД до величины давления, определяемого из условия максимума характеристической скорости.

Технический результат в части устройства достигается также за счет того, что ДУ, включающая в свой состав топливные баки окислителя и горючего, систему наддува баков, ГРД с системой питания и системой газификации остатков компонентов ракетного топлива, согласно заявляемому изобретению ДУ дополнительно снабжена управляемыми электропневмоклапанами, расположенными непосредственно перед смесительным коллектором ГРД, для сброса газа наддува из топливной системы.

Сущность технического решения поясняется чертежом, на котором

изображено устройство для осуществления заявляемого способа, применительно к современным РКН, в том числе многоблочного типа (продольно-поперечная схема), например отечественные перспективные РКН «Русь-М», «Ангара», «Союз», американские «Ares», европейская «Ariane-5», японские «Н-II/IIA», индийская «GSLV».

Предложенный способ осуществляется следующим образом:

- открывается управляемый электропневмоклапан 1 и из баков горючего, с имеющимся давлением газа наддува, газ, попадая в смесительный коллектор 3, сбрасывается через ГРД 4 до величины давления, определяемой из условия максимума характеристической скорости;

- по достижении заданного давления в баках горючего электропневмоклапан 1 закрывается;

- открывается электропневмоклапан 2, и из баков окислителя, с имеющимся давлением газа наддува, газ, попадая в смесительный коллектор 3, сбрасывается через ГРД 4;

- через электропневмоклапан 5 газ наддува из шар-баллонов 6 поступает в смесительный коллектор 3 и сбрасывается через ГРД 4.

После сброса давления газа наддува осуществляется газификация жидких остатков невыработанных КРТ в баках окислителя и горючего, обеспечение тормозного импульса за счет их сгорания в камере ГРД и высокоскоростного истечения продуктов сгорания в космическое пространство.

Ресурсы энергетики, заключенные в невыработанных запасах топлива и газа, рассматриваются в величине характеристической скорости, определяемой по формуле К.Э.Циолковского:

В соответствии с предлагаемым техническим решением характеристическая скорость (1) может состоять из:

- ΔVисп за счет использования всех остатков газа наддува.

где Mo - масса ОЧ ступени РКН с остатками топлива Мост.топ, активной бортовой системы увода (АБСУ) и топлива для газогенератора сброса газа наддува Мгаз.наддува или отработки газифицированного топлива через ГРД;

Мк - масса ОЧ ступени РКН с остатками топлива Мост.топ, активной бортовой системы увода (АБСУ) и топлива для газогенератора , после сброса газа наддува Мгаз.наддува или отработки газифицированного топлива через ГРД;

- ΔVP за счет изменения скорости истечения газов наддува или продуктов сгорания ω, обусловленное увеличением удельного импульса ГРД, за счет повышения концентрации паров КРТ в газифицированной топливной смеси и уменьшения массы системы газификации жидких остатков КРТ (уменьшение запасов топлива для получения теплоносителя), т.к. предварительно был осуществлен сброс нейтрального газа наддува (азот, гелий).

где ω(p) - скорость истечения газов наддува или продуктов сгорания из ГРД, которая зависит от степени разбавленности газифицированных КРТ, например, для КРТ кислород - керосин ω=2750 м/с при химически чистых КРТ, а для разбавленных газами наддува и теплоносителем - в зависимости от степени разбавленности 10-30% составляет 1900-2000 м/с (см. кн.1 Омский научный вестник, статья Трушлякова В.И., Куденцова В.Ю. «Разработка критериев для оценки параметров процесса газификации жидкого ракетного топлива в условиях малой гравитации», стр.99).

Сброс давления газа наддува (p2-p1) приводит не только к снижению разбавленности газифицированных КРТ, но и к уменьшению массы АБСУ MАБСУ за счет уменьшения массы топлива для газогенератора и количества шар-баллонов под него.

Следовательно, масса АБСУ МАБСУ зависит от необходимого количества теплоты QΣ, подаваемой в бак ОЧ ступени РКН, для газификации заданных остатков топлива Мост.топ при давлении Р и температуре T газа наддува:

где T - температура жидких остатков КРТ;

р - давление в баке ОЧ ступени РКН;

M - масса жидких остатков КРТ и газа наддува,

и рассчитывается с привлечением кн.1 и кн.2 (Беляев Е.Н., Чванов В.К., Черваков В.В. Математическое моделирование рабочего процесса жидкостных ракетных двигателей: Учебник. / Под ред. В.К.Чванова.- М.: Изд-во МАИ, 1999. с 96-149).

Давление, до которого сбрасывается газ наддува, определяется из условия максимума характеристической скорости (1) и определяется из уравнения Менделеева-Клайперона:

где МГ - масса газа наддува;

Vб - объем бака, за исключением объема остатков КРТ;

R - универсальная газовая постоянная для газа наддува;

ТГ - температура газа наддува в баке.

Вместе со сбросом массы газа МГ с температурой TГ из бака происходит снижение температуры оставшегося топлива на величину ΔТ:

Реализация предлагаемого способа и устройства для его осуществления позволяет повысить эффективность использования энергетических характеристик остатков жидкого топлива и газов наддува в баках ракет на любых РКН, использующих жидкие КРТ, а также на разгонных блоках и космических аппаратах, использующих ЖРД.

1. Способ увода отделяющейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки, основанный на обеспечении вращения отделяющейся части ступени ракеты космического назначения вокруг продольной оси до достижения стабилизации ее углового положения в пространстве, газификации жидких остатков невыработанных компонентов ракетного топлива в баках окислителя и горючего, обеспечении тормозного импульса за счет их сгорания в камере газового ракетного двигателя и высокоскоростного истечения продуктов сгорания в космическое пространство, отличающийся тем, что перед началом процесса газификации жидких остатков компонентов ракетного топлива в баках отделяющейся части, осуществляют сброс газа наддува, находящегося в топливной системе, через камеру газового ракетного двигателя, до величины давления, определяемого из условия максимума характеристической скорости.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что сброс остатков газа наддува из шар-баллонов осуществляют через камеру газового ракетного двигателя.

3. Устройство для реализации способа, в виде двигательной установки, включающей в свой состав топливные баки окислителя и горючего, систему наддува баков, газовый ракетный двигатель с системой питания и системой газификации остатков компонентов ракетного топлива, отличающееся тем, что двигательная установка дополнительно снабжена управляемыми электропневмоклапанами, расположенными непосредственно перед смесительным коллектором газового ракетного двигателя, для сброса газа наддува из топливной системы.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД), авиации, космонавтике, энергетических и химических установках, а также в системах добычи и транспортировки газов и жидкостей.

Изобретение относится к космической технике, а точнее к области проектирования и эксплуатации реактивных двигательных установок (РДУ) космических летательных аппаратов (КЛА).

Изобретение относится к ракетостроению и может быть использовано при стендовых испытаниях жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). .

Изобретение относится к области ракетной техники и может найти широкое применение при создании агрегатов регулирования, в частности ЖРД. .

Изобретение относится к ракетной технике и может найти широкое применение при создании агрегатов регулирования, в частности ЖРД, работающих на криогенных компонентах.

Изобретение относится к пускоотсечным устройствам пневмогидравлических систем ракет и космических летательных аппаратов для пуска и отсечки криогенных рабочих тел и может найти применение в устройствах для переключения подачи рабочей среды к исполнительным механизмам или в двигательные установки и т.д.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к агрегатам подачи рабочего компонента в ракетный двигатель. .

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке форсунок, смесительных головок и камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании безгенераторных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде.

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке форсунок, смесительных головок и камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива при разработке жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД).

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях. .
Изобретение относится к горючему для воздушно-реактивных двигателей и для жидкостных ракетных двигателей. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам-носителям и разгонным блокам с жидкостными ракетными двигателями. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть применено в пожаробезопасных реактивных двигателях с экологически чистым топливом, установленных на метеорологических ракетах многократного использования, макетах самолетов, игрушечных фейерверках и т.п.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетах космического назначения (РКН) с многодвигательной первой ступенью. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается ракетного разгонного блока и элементов его конструкции, предназначенных для его стабилизации и увода от отделившегося космического аппарата.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам космического назначения с жидкостными ракетными двигателями

Наверх