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



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

 


Владельцы патента RU 2518918:

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), разгонным блокам и могут быть использованы при запуске двигательных установок (ДУ), когда остатки запасов жидкого топлива малы и не превышают 3% от начальной заправки. В способе увода отделяющейся части (ОЧ) ступени ракеты-носителя, основанном на газификации жидких остатков невыработанных компонентов ракетного топлива (КРТ) в баках окислителя и горючего, обеспечении тормозного импульса за счет их сгорания в камере газового ракетного двигателя (ГРД) и высокоскоростного истечения продуктов сгорания в космическое пространство, согласно изобретению для газификации невыработанных остатков КРТ используют твердотопливные газогенерирующие составы (ТГГС), причем в бак окислителя подают ТГГС с избытком кислорода, а в бак горючего - с недостатком кислорода, при этом химический состав и количество ТГГС при минимально возможных остатках КРТ определяют исходя из условий реализации заданной величины характеристической скорости:

где - характеристическая скорость;

- импульс, реализуемый за счет минимальных невыработанных остатков КРТ в баках ОЧ и ТГГС, необходимых для их газификации;

- импульс, реализуемый только за счет сгорания в ГРД газов ТГГС. Устройство для реализации способа в виде двигательной установки (ДУ), включающей в свой состав топливные баки окислителя и горючего, систему наддува баков, газовый ракетный двигатель с системой питания и системой газификации остатков КРТ, причем ДУ снабжена твердотопливными газогенераторами, выходы которых соединены с устройствами ввода газа, снабженными пиромембранами, в соответствующие топливные баки с остатками жидких КРТ. Изобретение обеспечивает повышение эффективности использования жидких остатков КРТ в топливных баках на момент выключения маршевого ЖРД. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 1 ил., 1 табл.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, преимущественно к ракетам-носителям (РН) с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), разгонным блокам (РБ) и могут быть использованы при реализации последних запусков двигательных установок (ДУ), когда остатки запасов жидкого топлива малы и не превышают 3% от начальной заправки.

Как правило, последние включения ДУ в соответствии с требованиями по снижению техногенного воздействия РН, РБ на окружающую среду предназначены для увода отделяющихся частей (ОЧ) ступеней РН, РБ на орбиты утилизации (захоронения), обеспечения падения в заданные зоны отчуждения, полной выработки остатков топлива.

Известен способ повышения энергетики жидких компонентов ракетного топлива (КРТ) РН с ЖРД и устройство для его реализации по патенту RU 2442010, МПК F02K 9/42.

Данный способ основан на введении добавок металлического алюминия или компонента, выбранного из группы гидридсодержащих соединений легких металлов в магистраль горючего.

Устройство содержит топливные баки, ДУ, шар-баллон со сжатым газом наддува, соединенный через электропневмоклапан и редуктор с выжимной емкостью, содержащей добавку, систему дозирования и смешения, соединенную с магистралью горючего перед входом в камеру ДУ.

Недостатком данного способа и устройства является организация приготовления топливной смеси и смешения на борту ступени РН, что является сложной технологической операцией и приводит к весовым потерям, а также снижению надежности.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому способу и устройству для его осуществления является способ увода отделившейся части РН с орбиты полезной нагрузки и ДУ для его осуществления (патент РФ на изобретение №2406856 от 11.06.2008 г. Опуб. 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 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.

Практическая реализация этого способа и устройства связаны с необходимостью наличия на борту системы подачи жидкого топлива в газогенераторы для получения теплоносителя (ТН) для газификации, а также неопределенностью при расчете величины остатков топлива для газогенератора, которые определяются, в свою очередь, величинами невыработанных остатков КРТ в баках в конкретном пуске, что приводит к низкой эффективности технического решения, по патенту №2406856.

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

Указанный технический результат достигается за счет того, что в способе увода ОЧ ступени РН, основанном на 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 для газификации невыработанных остатков КРТ используют твердотопливные газогенерирующие составы (ТГГС), причем в бак окислителя подают ТГГС с избытком кислорода, а в бак горючего - с недостатком кислорода, при этом химический состав и количество ТГГС при минимально возможных остатках КРТ определяют исходя из условий реализации заданной величины характеристической скорости.

Достижение поставленных целей обеспечивается следующим образом.

1. Использование ТГСС позволяет формировать заранее заданный состав ТН, при этом достигается следующее:

- исключаются элементы жидкостного газогенератора (емкости для топлива с мембранами, сжатого газа, соответствующие магистрали и автоматика);

- упрощается эксплуатация РН при подготовке к пуску (нет заправочных станций, этапа заправки);

2. Химический состав ТГСС и количество.

а) химический состав:

- при приготовлении ТГСС для каждого КРТ имеется возможность включения в состав заданных элементов, например, в составе ТН для бака горючего кроме обеспечения создания избытка горючего возможно включение металлического алюминия или компонента, выбранного из группы гидридсодержащих соединений легких металлов для повышения энергетики;

- возможность подбора состава ТГСС из широкого ряда существующих, обеспечивающего заданную скорость и закон горения.

Существует множество газогенерирующих композиций для различных целей (наполнение автомобильных мешков безопасности, получение чистых газов и пр.). Все имеющиеся ТГГС имеют определенный комплекс требований к их свойствам, например для наполнения автомобильных мешков безопасности требуется сведение к минимуму относительно токсичных CO и оксидов азота, к источникам кислорода или азота предъявляют высокие требования к чистоте получаемого газа.

В задаче создания ТГГС для газификации жидких КРТ нет требований к чистоте газов. Здесь главное - они должны быть достаточно энергоемки как самостоятельные ракетные топлива потому, что хотя их использование в настоящей задаче предполагается двухстадийным (сперва они горят, образуя горячие газы, прогревающие и испаряющие жидкие КРТ, потом эти же газы поступают в камеру сгорания ГРД, где сгорают, реализуя скорость истечения продуктов сгорания из сопла Ue.

Величина Ue такой смешанной системы компонентов (жидкие и твердые) не зависит от происходящих промежуточных процессов (тот факт, что горячие газы, выделившиеся из ТГГС сперва охладятся за счет нагревания и испарения жидких КРТ, не изменяя общей энергоемкости системы), а зависит лишь от суммарного элементного состава и суммарной величины исходной стандартной энтальпии образования.

Из соображений надежности и безопасности следует применять для жидкого окислителя ТГГС с избытком кислорода, чтобы в смеси не было горючих газов (водорода, CO), а для жидкого горючего - ТГГС с недостатком кислорода, чтобы в смеси не было газов-окислителей (кислород, оксиды азота). Это можно легко сделать, взяв за основу обычную композицию высоко импульсного смесевого твердого ракетного топлива, но скомпоновав ее так, чтобы одна часть содержала больше окислителя, а другая - больше горючего.

Экологически чистые твердотопливные композиции, например смеси углеводородного связующего с аммониевой солью динитразовой кислоты (АДНА) имеют величину Ue=3136 м/с (если доля связующего компонента находится на уровне 12 весовых %) при соотношении давления (атм.) в камере сгорания к давлению на срезе =2,0:0,001, т.е. меньше тех величин Ue, что

обеспечивает при том же соотношении для системы жидкий кислород - керосин Ue,=3576 м/с.

Кроме того, ТГГС должен быть устойчив к перегрузкам, вибрациям, иметь производственно-технологическую базу и т.д.

б) определение количества ТГГС

Количество ТГСС определяется из условия получения заданного количества теплоты для испарения остатков КРТ в баках путем подачи туда ТН (с учетом тепловых потерь на нагрев бака) с последующей реализацией получившейся смеси через ГРД с получением характеристической скорости Циолковского:

где ΔVxap - характеристическая скорость Циолковского;

Ue - скорость истечения газов из сопла ГРД;

- масса ОЧ на начало маневра увода;

- масса ОЧ после окончания работы автономной бортовой системы спуска (АБСС).

где Ue - скорость истечения газов из сопла ГРД;

n - показатель адиабаты;

R - универсальная газовая постоянная;

Tкс - температура газовой смеси на входе в камеру сгорания ГРД;

pa - давление на срезе сопла ГРД;

pk - давление в камере сгорания ГРД.

Скорость Ue является функцией теплофизических величин n, R, Tкс, суммарной газовой смеси, поступающей из топливных баков в камеру сгорания ГРД (определяется химическим составом ТГГС), и давлениями в камере сгорания pk и на срезе сопла pa.

Составляющие массы конструкции:

где - масса ОЧ на начало маневра увода;

- масса конструкции «сухой» ОЧ без установки АБСС;

- масса невырабатываемых остатков КРТ;

- масса конструкции АБСС, с учетом системы управления, ГРД, системы газификации, элементов конструкции и т.д.;

- запасы топлива на получение заданного количества ТН.

где - масса ОЧ после окончания работы АБСС;

- масса конструкции «сухой» ОЧ без установки АБСС;

- масса конструкции АБСС с учетом системы управления, ГРД, системы газификации, элементов конструкции и т.д.

В таблице 1 приведены исходные данные для примера оценки запасов характеристической скорости на блоке И РН типа «Союз».

Таблица 1
Исходные данные для примера оценки запасов характеристической скорости на блоке И РН типа «Союз»
Проектные параметры Блок И (ОЧ второй ступени)
1 Сухая масса конструкции ОЧ без установки АБСС, кг 2600
2 Эффективная скорость истечения продуктов сгорания из сопла маршевого ЖРД, (кислород - керосин), м/с 3576
3 Невырабатываемые остатки КРТ, кг 690
4 Масса конструкции АБСС (1% от сухой массы ОЧ), кг 260
5 Масса топлива для получения ТН (15-20% от остатков невырабатываемых КРТ), кг 140

Проведенные оценки показали, что для газификации оставшихся жидких КРТ (3% от начальной заливки) требуется использование ТГГС в количестве примерно 15 весовых % от массы оставшихся жидких КРТ. Следовательно, суммарная система будет иметь состав АДНА + связующего компонента (12%) имеет Ue=2969 м/с, а смесь первой (продукты, получившиеся от сгорания ТГГСС) со второй (газифицированные кислород, керосин) в соотношении 100:15 имеет Ue=3467 м/с, соответственно, величина (2) будет:

Однако на практике количество невырабатываемых остатков КРТ имеет случайный характер и изменяется от минимально возможных (невырабатываемые, типа заливки двигателя, недозабор, антикавитационный запас и т.д. ~1%) до максимальных, куда кроме минимальных входят удвоенные гарантийные запасы топлива (~3%).

С другой стороны, ставится обязательная задача, например, отработка заданного импульса для спуска ОЧ с орбиты в заданный район, либо для реализации заданного смещения района падение ОЧ, что требует вполне конкретных энергетических затрат (1) .

Исходя из этих требований количество ТТГС выбирается исходя из следующих позиций:

- газификация минимального количества остатков КРТ, которое останется на борту ОЧ в любом случае (это составляет ~1% от начальной заливки топлива), при этом должно обеспечиваться максимальное значение (1).

Как правило, этой энергетики не достаточно для задач оперативного управляемого спуска ОЧ в заданный район падения, т.е. , поэтому величина запасов ТГГС определяется исходя из условия:

- импульс, реализуемый за счет минимальных невыработанных

остатков КРТ в баках ОЧ и ТГГС, необходимых для их газификации;

- импульс, реализуемый только за счет сгорания в ГРД газов ТГГС, с учетом того, что они дадут меньшее значение Ue, (например, на 15% меньшее).

В том случае, если реализуется случай, когда остатки топлива превысят минимально возможный уровень, например гарантийные остатки остались не востребованы, то после отработки заданного значения (5) получающийся избыток газифицированного топлива сбрасывается с баков через безмоментные дренажные клапана для избегания ухудшения точности падения ОЧ в заданный район, т.е. снижения площади разбросов точек их падения.

Возможен вариант определения фактического количества избыточных остатков КРТ на борту ОЧ после выключения маршевого ЖРД, тогда осуществляется перерасчет на борту ОЧ программы спуска для другого значения имеющейся фактической энергетики на борту ОЧ, например для реализации более предпочтительной траектории спуска, района падения ОЧ, чем было выбрано ранее при расчете программы.

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 КРТ, согласно заявляемому изобретению ДУ снабжена твердотопливными газогенераторами, выходы которых соединены с устройствами ввода газа, снабженными пиромембранами, в соответствующие топливные баки с остатками жидких КРТ.

Предлагаемое устройство по сравнению с прототипом существенно проще и дешевле в эксплуатации.

Следует различать предлагаемое устройство от возможных пороховых устройств наддува топливных баков.

Устройство работает следующим образом. После команды разделения ступеней осуществляется прорыв мембраны 1 и запуск газогенератора 2 с ТГГС, для бака горючего 3, например, с жидкими остатками керосина 12. Через интервал времени, обеспечивающий синхронность процессов газификации и набора заданных давлений в баках 3, 6, осуществляется прорыв мембраны 4 и запуск газогенератора 5 с ТГГС для бака окислителя 6, например жидкого кислорода 13. Подача ТН в баки окислителя и горючего из ТГСС осуществляется через устройства ввода газа 10, 11 соответственно. После набора заданных давлений газифицированных КРТ в баках 3, 6 одновременно вскрываются мембраны 7, 8 и газифицированные продукты поступают в ГРД 9 (см. чертеж).

1. Способ увода отделяющейся части (ОЧ) ступени ракеты-носителя, основанный на газификации жидких остатков невыработанных компонентов ракетного топлива (КРТ) в баках окислителя и горючего, обеспечении тормозного импульса за счет их сгорания в камере газового ракетного двигателя (ГРД) и высокоскоростного истечения продуктов сгорания в космическое пространство, отличающийся тем, что для газификации невыработанных остатков КРТ используют твердотопливные газогенерирующие составы (ТГГС), причем в бак окислителя подают ТГГС с избытком кислорода, а в бак горючего - с недостатком кислорода, при этом химический состав и количество ТГГС при минимально возможных остатках КРТ определяют исходя из условий реализации заданной величины характеристической скорости:

где - характеристическая скорость;
- импульс, реализуемый за счет минимальных невыработанных остатков КРТ в баках ОЧ и ТГГС, необходимых для их газификации;
- импульс, реализуемый только за счет сгорания в ГРД газов ТГГС.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в ТГГС для бака горючего включают металлический алюминий или компонент, выбранный из группы гидридсодержащих соединений легких металлов для повышения энергетики.

3. Устройство для реализации способа в виде двигательной установки (ДУ), включающей в свой состав топливные баки окислителя и горючего, систему наддува баков, газовый ракетный двигатель с системой питания и системой газификации остатков КРТ, отличающееся тем, что ДУ снабжена твердотопливными газогенераторами, выходы которых соединены с устройствами ввода газа, снабженными пиромембранами, в соответствующие топливные баки с остатками жидких КРТ.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для отделяющихся частей (ОЧ) ступеней ракет космического назначения (РКН) для увода на орбиты утилизации или в указанные районы падения.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Способ подачи компонентов топлива в камеру трехкомпонентного жидкостного ракетного двигателя, преимущественно, кислородно-керосинового-водородного, заключающийся в подаче указанных компонентов в камеру через коаксиальные соосно-струйные форсунки, содержащие полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость горючего с зоной горения, расположенные в смесительной головке по концентрическим окружностям и образующие центральную и периферийную зоны, при этом на режиме первой ступени кислород в полость камеры сгорания подают через полый наконечник с развитой выходной поверхностью коаксиальной соосно-струйной форсунки, водород - через профилированный зазор между наконечником и втулкой указанной форсунки, керосин - через каналы, которые выполняют во втулке, при этом выходная часть упомянутых каналов открывается в полость камеры сгорания, а входная - соединяется с полостью блока керосина; на режиме второй и последующих ступеней кислород в полость камеры сгорания подают через полый наконечник с развитой выходной поверхностью коаксиальной соосно-струйной форсунки, а водород - через профилированный зазор между наконечником и втулкой указанной форсунки.

Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель содержит газогенератор, турбонасосный агрегат, агрегаты питания и регулирования, камеру со смесительной головкой, включающей корпус, блок подачи окислителя, преимущественно кислорода, блок подачи основного горючего, блок подачи дополнительного горючего, блок огневого днища.

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

Изобретение относится к области энергетических установок и может быть использовано при разработке форсунок и смесительных головок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Жидкостный ракетный двигатель содержит газогенератор, турбонасосный агрегат, агрегаты питания и регулирования, камеру со смесительной головкой, включающей корпус, блок подачи окислителя, преимущественно кислорода, блок подачи основного горючего, блок подачи дополнительного горючего, блок огневого днища.

Изобретение относится к области энергетических установок и может быть использовано при разработке форсунок и смесительных головок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

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

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

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

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ управления движением ракеты-носителя на начальном участке полета заключается в отклонении качающейся части маршевого двигателя в заданной плоскости увода струи с учетом периодического вычисления командного сигнала на отклонение качающейся части маршевого двигателя ракеты-носителя в зависимости от программного угла, отклонения и скорости отклонения характерной точки ракеты-носителя от вертикальной оси пускового устройства, угла и угловой скорости тангажа ракеты-носителя и в одновременной стабилизации углового положения ракеты-носителя в плоскости, перпендикулярной заданной.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для стыковки двух космических объектов, один из которых активный, а другой - пассивный. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам космического назначения (РКН) с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД). .

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 и может быть использовано для программного смещения координат точек падения отделяющихся частей (ОЧ) ступеней ракет космического назначения.

Изобретение относится к управлению движением изделий ракетно-космической техники. .

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. .
Изобретение относится к контролю запуска маршевого двигателя (МД) разгонного блока (РБ) при выведении его на опорную орбиту после отделения от ракеты-носителя (РН). .

Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов астронавтов в космосе. .

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) при его выведении на орбиту искусственного спутника планеты с использованием аэродинамического маневра. На этапе аэродинамического торможения прогнозируют значения скорости КА, угла ее наклона к местному горизонту и высоты апоцентра переходной орбиты - на момент выхода КА из атмосферы планеты. При этом в каждый из последовательных моментов прогноза рассматривают движение КА на оставшихся участках полета в атмосфере при углах крена γ = 0 рад и γ = π. Для каждого из этих углов находят указанные выше прогнозируемые параметры маневра. Их значения используются при управлении углом атаки КА (вблизи его значения, отвечающего максимальному качеству) и выдачей импульса скорости КА в апоцентре переходной орбиты. Технический результат изобретения состоит в повышении эффективности аэродинамического маневра КА вследствие указанного управления. 1 ил.
Наверх