Ракета-носитель, возвращаемая ступень ракеты-носителя и способ ее запуска при возвращении и система вертолетного подхвата возвращаемой ступени



Ракета-носитель, возвращаемая ступень ракеты-носителя и способ ее запуска при возвращении и система вертолетного подхвата возвращаемой ступени
Ракета-носитель, возвращаемая ступень ракеты-носителя и способ ее запуска при возвращении и система вертолетного подхвата возвращаемой ступени
Ракета-носитель, возвращаемая ступень ракеты-носителя и способ ее запуска при возвращении и система вертолетного подхвата возвращаемой ступени
Ракета-носитель, возвращаемая ступень ракеты-носителя и способ ее запуска при возвращении и система вертолетного подхвата возвращаемой ступени
Ракета-носитель, возвращаемая ступень ракеты-носителя и способ ее запуска при возвращении и система вертолетного подхвата возвращаемой ступени
Ракета-носитель, возвращаемая ступень ракеты-носителя и способ ее запуска при возвращении и система вертолетного подхвата возвращаемой ступени
Ракета-носитель, возвращаемая ступень ракеты-носителя и способ ее запуска при возвращении и система вертолетного подхвата возвращаемой ступени
Ракета-носитель, возвращаемая ступень ракеты-носителя и способ ее запуска при возвращении и система вертолетного подхвата возвращаемой ступени
Ракета-носитель, возвращаемая ступень ракеты-носителя и способ ее запуска при возвращении и система вертолетного подхвата возвращаемой ступени
Ракета-носитель, возвращаемая ступень ракеты-носителя и способ ее запуска при возвращении и система вертолетного подхвата возвращаемой ступени
Ракета-носитель, возвращаемая ступень ракеты-носителя и способ ее запуска при возвращении и система вертолетного подхвата возвращаемой ступени
Ракета-носитель, возвращаемая ступень ракеты-носителя и способ ее запуска при возвращении и система вертолетного подхвата возвращаемой ступени
Ракета-носитель, возвращаемая ступень ракеты-носителя и способ ее запуска при возвращении и система вертолетного подхвата возвращаемой ступени
Ракета-носитель, возвращаемая ступень ракеты-носителя и способ ее запуска при возвращении и система вертолетного подхвата возвращаемой ступени
Ракета-носитель, возвращаемая ступень ракеты-носителя и способ ее запуска при возвращении и система вертолетного подхвата возвращаемой ступени
Ракета-носитель, возвращаемая ступень ракеты-носителя и способ ее запуска при возвращении и система вертолетного подхвата возвращаемой ступени
Ракета-носитель, возвращаемая ступень ракеты-носителя и способ ее запуска при возвращении и система вертолетного подхвата возвращаемой ступени
Ракета-носитель, возвращаемая ступень ракеты-носителя и способ ее запуска при возвращении и система вертолетного подхвата возвращаемой ступени
Ракета-носитель, возвращаемая ступень ракеты-носителя и способ ее запуска при возвращении и система вертолетного подхвата возвращаемой ступени

 


Владельцы патента RU 2609539:

Болотин Николай Борисович (RU)

Группа изобретений относится к ракетной технике. Ракета-носитель (РН) содержит как минимум одну возвращаемую ступень с крыльями и хвостовым оперением, маршевую и управляющую двигательные установки. Маршевая двигательная установка выполнена в виде по меньшей мере одного ЖРД и установлена в нижней части фюзеляжа возвращаемой ступени. Управляющая двигательная установка выполнена в виде по меньшей мере одного ГТД, установленного параллельно ЖРД. Возвращаемая ступень ракеты-носителя содержит фюзеляж, баки окислителя и горючего, крылья, хвостовое оперение, по меньшей мере один маршевый ЖРД. В фюзеляже установлен по меньшей мере один ГТД с управляемым вектором тяги. Камера сгорания ГТД соединена с газогенератором. ГТД может содержать перед основной камерой сгорания кольцевой коллектор. Система вертолетного подхвата возвращаемой ступени включает парашют, трос зацепления и вертолет с грузовым тросом к крючком на конце. В верхней части силового троса может быть установлен датчик веса. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение работоспособности ГТД на больших высотах. 4 н. и 7 з.п. ф-лы, 24 ил.

 

Группа изобретений относится к ракетной технике и может быть применена для многоразовых возвращаемых ракетно-космический систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере.

В авиакосмической технике известен многоразовый орбитальный корабль «Буран», содержащий фюзеляж, крыло с двумя консолями, левый и правый блоки двигателей управления, размещенные в хвостовой части фюзеляжа, и носовой блок двигателей управления, расположенный в носовой части фюзеляжа ([1], стр. 40, 41, 193). На участке выведения на орбиту орбитальный корабль является полезной нагрузкой для ракеты-носителя (маршевые двигатели на орбитальном корабле «Буран» отсутствуют). После выполнения космического полета орбитальный корабль совершает бездвигательный спуск в атмосфере (воздушно-реактивные двигатели отсутствуют), при этом управление движением орбитального корабля вокруг его центра масс при полете в верхних слоях атмосферы осуществляется с помощью двигателей управления, расположенных в левом и правом блоке двигателей управления хвостовой части фюзеляжа. При этом оси сопел двигателей управления тангажом и креном перпендикулярны продольной оси (оси ОХ) орбитального корабля, образуют углы в 30° с нормальной осью (осью OY) орбитального корабля, а оси сопел двигателей управления рысканием параллельны поперечной оси (оси OZ) орбитального корабля.

Недостатком этого проекта является невозможность использования его компоновки для многоразового ракетного блока. Блоки двигателей управления не могут быть размещены ни в хвостовой, ни в носовой частях фюзеляжа, т.к. в хвостовой части фюзеляжа ракетного блока размещена маршевая двигательная установка первой ступени ракеты-носителя, работающая на участке выведения, а в носовой части фюзеляжа возвращаемого ракетного блока располагаются воздушно-реактивные двигатели, работающие на участке возвращения возвращаемого ракетного блока к аэродрому в районе старта ракеты-носителя. Размещение блоков двигателей управления в средней части фюзеляжа нецелесообразно, т.к. в этом случае двигатели управления будут неэффективны из-за малых величин плеч управляющих сил.

Другим недостатком этого проекта является сильное влияние воздушного потока на газовые струи двигателей управления, в особенности на струи двигателей рыскания, оси сопел которых ориентированы вдоль поперечной оси OZ орбитального корабля перпендикулярно направлению полета. Наконец, еще одним недостатком является влияние силы тяги двигателей рыскания, возникающей при их срабатывании, на величины измеряемой датчиками системы управления поперечной перегрузки и угла скольжения. Двигатели управления неработоспособны в условиях космоса и на больших высотах в разреженной атмосфере, а управляющие моменты на больших высотах небольшие из-за низких тяг газотурбинных двигателей на высоте.

Известна ракета-носитель по патенту РФ на изобретение №2482030, МПК В64G 1/14, опубл. 10.05.2013 г.

Эта ракета-носитель содержит соединенный со второй ступенью многоразовый ускоритель с реактивной системой стабилизации, состоящий из ракетного блока с жидкостными ракетными двигателями, соединенного с самолетным комплектом, выполненным в виде планера с крыльями переменной стреловидности с органами аэродинамического управления, соединенного с ракетным блоком по схеме «низкоплан», стабилизатора, шасси, воздушно-реактивных двигателей с их топливным баком, носового отсека, а также содержит многократно используемые элементы, при этом установленный на ракетном блоке носовой отсек снабжен пилотской кабиной и оснащен управляемыми поворотными козырьками, количество которых равно количеству точек соединения носового отсека со второй ступенью, в местах соединения со второй ступенью в носовом отсеке выполнены карманы, воздушно-реактивные двигатели закреплены на верхних поверхностях крыльев переменной стреловидности и снабжены управляемыми защитными экранами, стабилизатор выполнен в виде двух килей, установленных на крыльях, в ракетном блоке многоразового ускорителя вокруг его продольной оси и симметрично относительно его поперечной оси, параллельной крыльям, установлено четное число дросселируемых ракетных двигателей.

Недостатки: плохие аэродинамические качества ракеты на старте из-за громоздкости фюзеляжа и наличия громоздких крыльев, неработоспособность ГТД в высотных условиях и в космосе при отсутствии воздуха, необходимого для их работы, неуправляемость возвращаемой ступени на больших высотах. Применение громоздких, имеющих большой вес крыльев переменной стреловидности не оправдано из-за того, что единственной задачей создания возвращаемой ступени является ее посадка, а не совершение сложных маневров на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях.

Известна ракета-носитель с возвращаемой ступенью по патенту РФ на изобретение №2495799, МПК В64G 1/14, опубл. 20.10.2013 г., прототип ракеты-носителя, возвращаемой ступени и способа ее запуска при возвращении.

Эта ракета-носитель содержит многоразовый возвращаемый ракетный блок, содержащий, в свою очередь, фюзеляж, крыло с двумя консолями, левый и правый блоки газотурбинных двигателей управления, левый и правый блоки двигателей управления размещены в гондолах на законцовках консолей крыла. Кроме того, возвращаемая ступень содержит сопла двигателей управления тангажом и креном и рыскания.

При возвращении ступени газотурбинные двигателя запускают на относительно небольшой высоте, например 15000…20000 м. Полет до этой высоты полностью неуправляемый.

Недостатком этого технического решения является также низкое аэродинамическое качество фюзеляжа возвращаемой, т.е. первой, ступени из-за размещения газотурбинных двигателей на консолях крыльев, которые имеют значительную толщину для передачи реактивной тяги и управляющего момента. Это приводит к неоправданному ухудшению характеристик ракеты-носителя при старте. Кроме того, ракета-носитель имеет очень сложную систему управления по углам тангажа, рыскания и крена.

Известна система вертолетного подхвата возвращаемой ступени по патенту США №6824162, В64С 25/00, опубл. 30.11.2004 г. (прототип системы вертолетного подхвата).

Недостаток - низкая надежность, особенно в условиях плохой видимости в тумане, в облаках и ночью.

Задачами создания изобретения являются улучшение стартовых характеристик ракеты-носителя и упрощение системы управления по углам тангажа, рыскания и крена и обеспечение ее работоспособности на любых высотах и обеспечение надежной посадки возвращаемой ступени в любую погоду.

Достигнутые технические результаты - обеспечение работоспособности газотурбинных двигателей на всех высотах и обеспечение посадки возвращаемой ступени.

Решение указанных задач достигнуто в ракете-носителе, содержащей как минимум одну возвращаемую ступень с крыльями и хвостовым оперением, имеющую маршевую и управляющую двигательные установки, при этом маршевая двигательная установка выполнена в виде по меньшей мере одного жидкостного ракетного двигателя и установлена в нижней части фюзеляжа возвращаемой ступени, отличающейся тем, что управляющая двигательная установка выполнена в виде по меньшей мере одного газотурбинного двигателя, установленного параллельно жидкостному ракетному двигателю.

Решение указанных задач достигнуто в возвращаемой ступени ракеты-носителя, содержащей фюзеляж, баки окислителя и горючего, крылья и хвостовое оперение, по меньшей мере один маршевый двигатель, в качестве которого использован жидкостный ракетный двигатель, отличающейся тем, что в фюзеляже установлен по меньшей мере один газотурбинный двигатель, имеющий сопло с управляемым вектором тяги и основная камера сгорания которого соединена с газогенератором. Газотурбинный двигатель может содержать перед основной камерой сгорания кольцевой коллектор, с которым соединен газовод, а полость кольцевого коллектора сообщается с воздушным трактом отверстиями или патрубками. Газотурбинный двигатель может содержать перед основной камерой сгорания соединенный с газоводом кольцевой перфорированный коллектор, установленный внутри воздушного тракта. Газотурбинный двигатель может содержать перед основной камерой сгорания кольцевой коллектор. Основная камера сгорания может содержать по меньшей мере одно лазерное запальное устройство. Газогенератор может содержать по меньшей мере одно лазерное запальное устройство. Газогенератор может быть соединен трубопроводами окислителя и горючего с турбонасосным агрегатом, имеющим насосы горючего, окислителя и турбину. Возвращаемая ступень может содержать блоки сопел крена, соединенные трубопроводами с газоводом.

Решение указанных задач достигнуто в способе запуска возвращаемой ступени ракеты-носителя при ее возвращении, включающем выключение маршевых двигателей и включение управляющих двигателей тем, что после выключения маршевых двигателей запускают газотурбинный двигатель подачей горючего в форсунки основной камеры сгорания и газогенераторного газа в воздушный тракт перед основной камерой сгорания.

Решение указанных задач достигнуто в системе вертолетного подхвата возвращаемой ступени, содержащей парашют, который крепится к возвращаемой ступени, имеющей трос зацепления и вертолет, оборудованный грузовым тросом с крючком на конце, тем, что на вертолете и возвращаемой ступени установлены приемники системы глобального дистанционного позиционирования, соединенные соответственно с приемно-передающими устройствами, а в верхней части силового троса может быть установлен датчик веса.

Сущность изобретения поясняется на фиг. 1…24, где:

- на фиг. 1 приведен внешний вид ракеты-носителя на стартовом столе,

- на фиг. 2…5 приведен внешний вид возвращаемой 1-й ступени в разных проекциях,

- на фиг. 6 приведен вид возвращаемой ступени с торца,

- на фиг. 7 приведен разрез А-А,

- на фиг. 8 приведен разрез В-В,

- на фиг. 9 приведена конструкция маршевого двигателя - ЖРД,

- на фиг. 10 приведена конструкция газотурбинного двигателя,

- на фиг. 11 приведена схема подачи компонентов топлива в газотурбинный двигатель,

- на фиг. 12 приведена схема подвода газогенераторного газа в основную камеру сгорания, первый вариант,

- на фиг. 13 приведена схема подвода газогенераторного газа в основную камеру сгорания, второй вариант,

- на фиг. 14 приведена схема подвода газогенераторного газа в основную камеру сгорания, третий вариант,

- на фиг. 15 приведена принципиальная схема газогенератора,

- на фиг. 16 приведен вид С,

- на фиг. 17 приведена схема газогенератора двигателя НК-33,

- на фиг. 18 приведена схема газогенератора двигателя РД-180,

- на фиг. 19 приведено реактивное сопло с регулируемым вектором тяги,

- на фиг. 20 приведен блок сопел крена,

- на фиг. 21 приведена свеча лазерного воспламенения,

- на фиг. 22 приведена система наддува бака окислителя,

- на фиг. 23 приведена схема системы вертолетного подхвата,

- на фиг. 24 приведена спасаемая ступень в виде блока двигателей.

Ракета-носитель может содержать не менее одной ступени. В дальнейшем описание ракеты-носителя составлено на примере двухступенчатой ракеты с одной (первой) возвращаемой ступенью (фиг. 1…24) и схема ее вертолетного подхвата.

РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ

Ракета-носитель (фиг. 1) содержит первую ступень 1, которая выполнена возвращаемой, и соединенную соосно с ней вторую ступень 2.

Первая ступень 1 содержит корпус 3, крылья 4, которые выполнены стреловидной формы и установлены в средней части первой ступени 1, хвостовое оперение 5, которое выполнено V-образной формы и установлено в нижней части первой ступени 1 (фиг. 2…5). Первая ступень 1 (фиг. 6) содержит две двигательные установки: маршевую, представляющую собой два жидкостно-ракетных двигателя - 6 и управляющую в виде двух газотурбинных двигателей ГТД - 7 с реактивным соплом 8, которое выполнено с управляемым вектором тяги, установленных в плоскости, перпендикулярной плоскости установки ЖРД 6 (фиг. 1). Особенностью газотурбинного двигателя 7 является наличие газогенератора 9, который газоводом 10 соединен с основной камерой сгорания 11.

Газогенератор 9 является важным и необходимым элементом ГТД 7 для обеспечения его работоспособности на любых высотах, его конструкция и возможные варианты выполнения описаны ниже.

ЖРД 6 содержит камеру сгорания 12 и ТНА 13 (фиг. 6 и 7). ЖРД 6 и ГТД 7 установлены на силовой раме 14, которая закреплена на силовом кольце 15 (фиг. 7). В свою очередь, первая ступени 1 имеет фюзеляж 3, бак окислителя 16 и бак горючего 17.

На фюзеляже 3 первой ступени 1 в нижней части ракеты-носителя установлено не менее двух блоков сопел крена 18. Первая ступень оборудована воздухозаборниками 19, соединенными со входами в ГТД 7.

МАРШЕВЫЙ ЖИДКОСТНО-РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Жидкостный ракетный двигатель 6 (фиг. 9) содержит камеру сгорания 12 и TНА 13, подстыкованный к камере сгорания 12 посредством газовода 20. На ТНА 13 установлен газогенератор 21.

ТНА 13 содержит, в свою очередь, турбину 22, насос окислителя 23, насос горючего 24. Турбонасосный агрегат 13 может содержать дополнительный насос горючего 25.

Выход из насоса горючего 24 соединен трубопроводом 26 с входом в дополнительный насос горючего 25 (при его наличии). Основная камера сгорания 12 содержит головку 27, цилиндрическую часть 28 и сопло 29.

Газогенератор 21 закреплен на камере сгорания 12 при помощи шарнирных тяг 30, ЖРД 6 закреплен на силовой раме при помощи узла подвески 31. Это обеспечивает качание камеры сгорания 12 в одной (или в двух) плоскости относительно центра узла подвески 31 для управления вектором тяги R с целью управления ракетой-носителем по углам тангажа и рысканию.

Для этого каждый жидкостный ракетный двигатель 6 содержит приводы, выполненные, например, в виде гидроцилиндров, прикрепленных к силовой раме 14 (на фиг. 1…22 не показано).

Возможная пневмогидравлическая схема ЖРД приведена на фиг. 9 и содержит трубопровод горючего 32, подсоединенный одним концом к выходу из насоса горючего 24, содержащим пускоотсечной клапан 33, выход этого трубопровода соединен с главным коллектором 34 камеры сгорания 12. Выход из насоса окислителя 23 трубопроводом окислителя 35, содержащим пускоотсечной клапан окислителя 36, соединен с газогенератором 21. Также выход из дополнительного насоса горючего 25 трубопроводом горючего 37, содержащим пускоотсечной клапан горючего 38, соединен с газогенератором 21. На газогенераторе 21, на камере сгорания 12, установлены по меньшей мере по одному запальному устройству 39 и 40. Наиболее предпочтительно применить лазерные свечи зажигания, которые обеспечивают надежное и многократное воспламенение. Запальные устройства 39 и 40 соединены энергетическими связями 41 с энергетическим блоком 42.

Двигатель оборудован блоком управления 43, который электрическими связями 44 соединен энергетическим блоком 42 и с пускоотсечными клапанами 33, 36 и 38. Особенностью ЖРД 6 является то, что ТНА 24 жестко закреплен на камере сгорания 12 при помощи шарнирных тяг 30, а сама камера сгорания 12 имеет возможность поворачиваться относительно центра узла подвески 31 в одной плоскости для управления по углу рыскания. Для управления по углу тангажа применяется рассогласование тяги двух ЖРД 6.

ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Газотурбинный двигатель 7 (фиг. 10) содержит корпус 45, входное устройство 46, компрессор 47, воздушный тракт 48, основную камеру сгорания 11, турбину 49 и реактивное сопло 8. Компрессор 47 содержит направляющие аппараты 50 и рабочие колеса 51, турбина 49 содержит сопловые аппараты 52 и рабочие колеса 53. Компрессор 47 и турбина 49, точнее их рабочие колеса 51 и 53, соединены валом 54. Валов 54 может быть два или три в зависимости от конструкции газотурбинного двигателя 7. Вал 54 установлен на опорах 55.

Основная камера сгорания 11 содержит жаровую трубу 56, форсуночную плиту 57 с топливными форсунками 58 и топливным коллектором 59. Под жаровой трубой 56 установлен внутренний кожух 60, между которым и жаровой трубой 56 выполнен внутренний канал 61. Между жаровой трубой 56 и корпусом 45 выполнен внешний канал 62. Внутренний и внешний каналы 61 и 62 предназначены для ввода воздуха (или газогенераторного газа) из воздушного тракта 48 внутрь жаровой трубы 56 через отверстия 63, выполненные в ней, а также для охлаждения самой жаровой трубы 56.

Газотурбинный двигатель 7 (фиг. 11) имеет систему топливоподачи, содержащую топливопровод низкого давления 64, топливный насос 65, имеющий привод 66, топливопровод высокого давления 67, вход которого соединен с топливным насосом 65, а выход соединен с топливным коллектором 59, который соединен с топливными форсунками 58 основной камеры сгорания 12.

Газотурбинный двигатель 7 оборудован системами подачи горючего и окислителя от бака окислителя 16 и бака горючего 17 и дополнительным турбонасосным агрегатом 68. Турбонасосный агрегат 68 может отсутствовать, а подача горючего и окислителя в ГТД 7 может быть осуществлена применением вытеснительной подачи компонентов ракетного топлива (это возможно на очень больших высотах). Кроме того, газотурбинный двигатель 7 обязательно оборудован газогенератором 9, который газоводом 10 соединен с воздушным трактом 48 до камеры сгорания 11.

Дополнительный турбонасосный агрегат 68 содержит корпус 69, установленные на валу 70 насос горючего 71, насос окислителя 72 и турбину 73. Выход из бака окислителя 16 соединен трубопроводом окислителя 74, содержащим клапан окислителя 75 с насосом окислителя 71, а выход из бака горючего 17 трубопроводом горючего 76, содержащим клапан горючего 77 соединен, со входом в насос горючего 72. Выход из насоса окислителя 71 трубопроводом высокого давления окислителя 78, содержащим отсечной клапан окислителя 79, соединен с входом в газогенератор 10. Выход из насоса горючего 72 трубопроводом горючего высокого давлении 80, содержащим отсечной клапан 81 и регулятор расхода 82, соединен с входом в газогенератор 30. Выход газогенератора 9 соединен с входом в турбину 73, а выход из турбины 73 газоводом 10 соединен с воздушным трактом 48 перед камерой сгорания 11.

Топливная система газотурбинного двигателя 7 содержит топливопровод низкого давления 83, вход которого соединен с баком горючего 17, а выход с топливным насосом 84, имеющим привод 85, к выходу из топливного насоса 84 присоединен топливопровод высокого давления 86, который соединен с топливным коллектором 59 основной камеры сгорании 11. Возможен вариант, когда в качестве топлива используется горючее (обычно керосин), которое ранее использовалось для работы ЖРД 6. В дальнейшем рассматривается такой вариант.

Возможны несколько вариантов исполнения соединения газовода 10 с воздушным трактом 48 (фиг. 12…14). На фиг. 12 приведен первый вариант соединения газовода 10 с воздушным трактом 48. На корпусе 45 газотурбинного двигателя 7 в районе воздушного тракта 48 выполнен кольцевой коллектор 87, полость 88 которого отверстиями 89 соединена с воздушным трактом 48. На фиг. 13 приведен второй вариант также с кольцевым коллектором 87, полость 88 выходит внутрь радиальных патрубков 90, которые перфорированы по всей высоте отверстиями 91 для более равномерного ввода генераторного газа в воздух, проходящий в воздушном тракте 48. На фиг. 14 приведен третий вариант. По этому варианту в воздушном тракте 48 установлен внутренний кольцевой коллектор 92, имеющий отверстия 93. К внутреннему кольцевому коллектору 92 присоединен газовод 10. Этот вариант обеспечивает более равномерную подачу генераторного газа в камеру сгорания. Это необходимо, чтобы обеспечить равномерное температурное поле на входе в турбину 49 и предотвратить местный перегрев деталей ее первого рабочего колеса 53.

Газогенератор газотурбинного двигателя

Для предложенного газотурбинного двигателя 7 газогенератор 9 может быть специально спроектирован или использован доведенный газогенератор жидкостных ракетных двигателей НК-33 или РД-170. Принципиальная схема газогенератора 9 показана на фиг. 17. Газогенератор 9 предназначен для сжигания компонентов топлива (горючего и окислителя), при этом один из них является избыточным компонентом, а второй - дополнительным компонентом. Наиболее предпочтительно в качестве горючего использовать керосин, а в качестве окислителя - кислород.

Газогенератор 9 содержит (фиг. 17) головку 94, камеру 95, распределитель окислителя (избыточного компонента) 96, установленный вдоль оси камеры 95.

Камера 95 содержит две зоны: зону горения 97 и зону смешения 98. Первая из них предназначена для сгорания двух компонентов при оптимальном соотношении, а вторая - для подмешивания окислителя.

Головка 94 содержит переднее днище 99 с патрубком подвода горючего 100, среднее днище 101, огневое днище 102, форсунки окислителя 103, форсунки горючего 104. Между передним 99 и средним 101 днищами образована полость 105 для подвода горючего к форсункам горючего 104, а между огневым днищем 102 и средним днищем 101 образована полость 106 для подвода окислителя к форсункам окислителя 103. В среднем днище 101 выполнены пазы 107 для подвода окислителя в полость 106.

Камера 95 газогенератора 9 содержит наружный корпус 108 и внутреннюю оболочку 109, между которыми имеется зазор 110 для прохода окислителя.

На распределителе окислителя 96 выполнены отверстия 111 для подачи избыточного компонента в зону смешения 97. Вдоль оси камеры 95 выполнен патрубок окислителя 112.

Основная камера сгорания 11 и газогенератор 9 имеют устройства воспламенения 113 и 114 (фиг. 10).

Описание газогенератора двигателя НК-33

Как упоминалось ранее, для предложенного газотурбинного двигателя 7 может быть применен газогенератор двигателя НК-33. Подробное описание газогенератора 9 двигателя НК 33 приведено в патенте РФ на изобретение №2179256, МПК А02К 9/24, опубл. 10.02.2002.

Далее приведено описание газогенератора двигателя НК-33 (фиг. 17). Газогенератор 9 имеет головку 94. Распределитель окислителя 96, расположенный по оси газогенератора 9, содержит цилиндр 115 с полостью окислителя 116, смесительные элементы 117 и 118 в виде полых цилиндров 119, закрытых шатровыми головками 120 и перфорированных отверстиями 121. Перед каждым смесительным элементом 117 и 118 выполнены отверстия 122. Смесительные элементы 117 и 118 расположены в шахматном порядке, а их высота уменьшается по потоку газа.

Между огневым днищем 102 и смесительными элементами 117 и 118 могут быть расположены радиальные перфорированные пластины 123 с каналами 124 подачи окислителя из полости 116 в полость камеры 95 газогенератора 9.

Распределитель окислителя 96 закрыт днищем 125 в виде усеченного конуса, обращенного вершиной в сторону огневого днища 102, а в месте перехода цилиндра 115 в днище 124 и в вершине усеченного конуса выполнены отверстия 126 и 127.

На головке 94 под углом к оси газогенератора 9 установлен по меньшей мере одно запальное устройство 40 (свеча лазерного воспламенения), которое соединено энергетическими связями 41c энергетическим блоком 42 (блоком накачки для свеч лазерного воспламенения).

Подробное описание газогенератора двигателя РД-180

В качестве газогенератора 9 для предложенного газотурбинного двигателя 7 может быть применен и газогенератор двигателя РД-180 (фиг. 10).

Газогенератор 9 содержит силовую оболочку 128, выполненную сферообразной, жестко связанный с ней выходной патрубок 129, выполненный конусообразным, и крышку 130, имеющую втулку 131 на ее внутренней поверхности и жестко связанную с силовой оболочкой 128 со стороны, противоположной выходному патрубку 128. Огневое днище 132 со сквозными камерами 133 неподвижно установлено во втулке 134 с образованием полости 135 между огневым днищем 132 и крышкой 130. Проставка 136 установлена в силовой оболочке 129 с образованием между ними кольцевой полости 137 и закреплена одним концом с выходным патрубком 129, а другим - с наружной поверхностью втулки 131.

Оболочка 138 огневой камеры 139 расположена внутри проставки 136 и выходного патрубка 129. В полости 136 между крышкой 130 и огневым днищем 132 размещены смесительные модули 140, каждый из которых имеет корпус 141 с соосно расположенными в нем топливным каналом 142, кольцевым каналом окислителя 143 и смесительной камерой 144. Корпус 141 закреплен со стороны топливного канала 142 в крышке 130 и со стороны смесительной камеры 144. Патрубок подвода горючего 145 закреплен в крышке 130 с образованием топливной полости 146, а патрубок подвода окислителя 147 закреплен в средней части силовой оболочки 128 и сообщен с ее кольцевой полостью 137 (фиг. 18). Полость 145 сообщается со смесительными модулями 140 каналами 148.

Кольцевая полость 140 силовой оболочки 128 сообщена с полостью 97 между крышкой 130 и огневым днищем 132 окнами 147, выполненными во втулке 135, и сообщает патрубок подвода окислителя 147 с кольцевыми каналами окислителей 143 смесительных модулей 140. Между оболочкой 138 и выходным патрубком 129 выполнен канал охлаждения 148, который имеет выход 149 внутрь огневой камеры 139.

РЕАКТИВНОЕ СОПЛО

На газотурбинном двигателе 7 может быть применено реактивное сопло 8 с управляемым вектором тяги (фиг. 19). Такие сопла известны, например, из патентов РФ на полезные модели №21220, МПК F02K 1/05, опубл. 27.12.2001 г. и №105683, МПК F02K 1/12, опубл. 27.12.2010 г, однако их применение в ракетной технике предложено впервые. Реактивное сопло 8 содержит створки 150, соединенные с ними гидроцилиндры 151 и канал охлаждения 152, предназначенный для охлаждения гидроцилиндров 151, управляющих вектором тяги реактивного сопла 8.

УПРАВЛЕНИЕ ПО КРЕНУ

Управление по крену осуществляют блоки крена 18. Блок сопел крена 18 (фиг. 20) содержит трехходовой кран 153 с приводом 154. К трехходовому крану 153 прикреплены два оппозитно установленных сопла крена 155.

ВОСПЛАМЕНЕНИЕ ТОПЛИВА В ЖРД И ГТД

Воспламенение топлива в ЖРД 6 и ГТД 7 целесообразно выполнить при помощи свеч лазерного воспламенения 156, разработанных заявителем. Упрощенная конструкция свечи лазерного воспламенения 156 приведена на фиг.21. Свеча лазерного воспламенения 156 содержит корпус 157, внутри которого на амортизаторе 158 установлен микрочип-лазер 159. К микрочипу-лазеру 159 присоединена вакуумная трубка 160 с фокусирующей линзой 161. С другой стороны к микрочипу-лазеру 159 присоединено оптическое волокно 162.

Применение свеч лазерного воспламенения 156 позволит обеспечить надежный многоразовый запуск ЖРД 6 и ГТД 7, уменьшить расход энергии на запуск и уменьшить вес системы зажигании.

СИСТЕМА НАДДУВА БАКОВ

Система наддува бака окислителя 16 приведена на фиг. 22 и содержит трубопровод наддува 163 с клапаном наддува 164. Трубопровод наддува присоединен к выходу из газогенератора 9, т.е. наддув осуществляется газогенераторным газом, содержащим 90…95% кислорода.

Наддув баков горючего осуществляется гелием. Система наддува бака горючего 17 на фиг. 1..24 не показана.

СИСТЕМА ВЕРТОЛЕТНОГО ПОДХВАТА

На фиг. 23 приведена система вертолетного подхвата возвращаемой ступени 1. Система содержит грузовой парашют 165, соединенный тросом зацепления 166 с вытяжным парашютом 167, и вертолет 168, оборудованный силовым тросом 169 с крюком 170 на нижнем конце. На возвращаемой ступени 1 установлены приемник системы глобального позиционирования 171 (Глонасс, GPS и т.д.) с антенной 172, приемно-передающее устройство 173 с антенной 174. Приемник системы глобального позиционирования 171 и приемно-передающее устройство 173 соединены линией связи 175.

В свою очередь вертолет 168 оборудован приемником системы глобального позиционирования 176 (Глонасс, GPS и т.д.) с антенной 177, приемно-передающим устройством 178 с антенной 179. Приемник системы глобального позиционирования 176 и приемно-передающее устройство 178 соединены линией связи 180. На верхнем конце силового троса 169 установлен датчик веса 181.

В качестве спасаемой ступени 1 может быть использован двигательный отсек 181 (фиг. 24). При этом спасают только дорогостоящие двигатели, а корпус и топливные баки сгорают в атмосфере. Это вынужденная мера из-за ограничения грузоподъемности современных вертолетов.

РАБОТА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ ПРИ ВОЗВРАЩЕНИИ СТУПЕНИ

При работе ГТД 7 осуществляют его запуск путем подачи электроэнергии на стартер от источника энергии (на фиг. 1…24 не показано). Потом включают привод 85 топливного насоса 84 (фиг. 11) и топливный насос 84 подает топливо в топливный коллектор 59 основной камеры сгорания 11 и далее через топливные форсунки 58 внутрь жаровой трубы 56, где оно воспламеняется при помощи запального устройства 39 (или свечи лазерного воспламенения 111 фиг. 21). Рабочие колеса 53 турбины 49 раскручиваются и раскручивают через вал 54 рабочие колеса 51 компрессора 47. Реактивное сопло 8 создает тягу. При этом направление вектора тяги можно изменять для управления возвращаемой ступенью. При увеличении расхода газогенераторного газа через основную камеру сгорания 11 реактивная тяга значительно возрастает, что недостижимо в известных газотурбинных двигателях.

Изменение режима работы газотурбинного двигателя 7 в высотных условиях осуществляется регулятором расхода 82 (фиг. 11), а при полете летательного аппарата, оборудованного таким двигателем, в плотных слоях атмосферы при помощи привода 66 насоса 65. Подача горючего и окислителя в газогенератор 9 может быть значительно уменьшена или полностью прекращена.

При переходе первой ступени 1 (возвращаемой после вывода полезной нагрузки на оббиту), оборудованной указанным газотурбинным двигателем 7 (или несколькими двигателями), в более плотные слои атмосферы отключают газогенератор 9, для этого перекрывают отсечные клапаны 79 и 82 и прекращают подачу окислителя и горючего и газотурбинный двигатель 7 переходит на использование в качестве окислителя атмосферного воздуха, что более экономично.

Для управления в полете в режиме возвращения ступени 1 ракеты-носителя применяют блоки сопел крена 18, работающих на генераторном газе (фиг. 20).

Для окончательного выключения газотурбинного двигателя 7 прекращают подачу топлива насосом 65. В качестве топлива может использоваться то же горючее, которое используется в ДРД 6 и газогенераторе 9.

Естественно, что в случае применения многоступенчатых ракет-носителей возвращаемой может быть выполнена не только первая ступень, но и последующие ступени. В этом случае их конструкция может отличаться от первой ступени количеством установленных ЖРД 6 и ГТД 7 или применением этих двигателей меньшей размерности.

РАБОТА СИСТЕМЫ ВЕРТОЛЕТНОГО ПОДХВАТА.

При подхвате спасаемой ступени 1 (фиг. 23) выбрасывают вытяжной парашют 167, потом грузовой парашют 165. Включают системы Глобального дистанционного позиционирования 171 и 172 и приемно-передающие устройства 173 и 174 на спасаемой ступени 1 и на вертолете 168.

Информация о координатах спасаемой ступени 1 передается на вертолет 168, пилот которого вручную или используя автопилот сближает вертолет 168 и спасаемую ступень 1. Крюк 170 зацепляется за сцепной трос 166. Датчик веса 181 фиксирует захват возвращаемой ступени 1. Аналогично можно спасать только двигательный отсек 182 (фиг. 24).

Применение изобретения позволило:

1. Обеспечить работоспособность газотурбинного авиационного двигателя на очень больших высотах (более 30000 м и в космосе) и для управления многоцелевыми летательными аппаратами, способными маневрировать как в космосе, так и в плотных слоях атмосферы.

2. Значительно повысить форсажную тягу газотурбинного двигателя за счет применения газогенератора.

3. Улучшить надежность запуска газотурбинного двигателя, особенно в высотных условиях, за счет использования при запуске горячего газогенераторного газа и свеч лазерного воспламенения.

4. Обеспечить многоразовость запуска ЖРД и ГТД за счет применения на них лазерных запальных устройств.

5. Обеспечить работоспособность газотурбинного двигателя в космических условиях при полном отсутствии воздуха, необходимого для работы основной камеры сгорания.

6. Обеспечить управление летательным аппаратом по углам тангажа, рыскания и крена при возвращении ступени ракеты-носителя условиях очень разреженной атмосферы и в космосе за счет применения реактивного сопла с управляемым вектором тяги и применения блоков сопел крена.

7. Надежно подхватывать возвращаемую ступень в любую погоду, в облаках, ночью и в тумане за счет точной информации о координатах вертолета и возвращаемой ступени.

ЛИТЕРАТУРА

1. Ю.П. Семенов, Г.Е. Лозино-Лозинский, В.Л. Лапыгин, В.А. Тимченко и др. Многоразовый орбитальный корабль «Буран». М.: «Машиностроение», 1995 г., 448 с.

1. Ракета-носитель, содержащая как минимум одну возвращаемую ступень с крыльями и хвостовым оперением, имеющую маршевую и управляющую двигательные установки, при этом маршевая двигательная установка выполнена в виде по меньшей мере одного жидкостного ракетного двигателя и установлена в нижней части фюзеляжа возвращаемой ступени, отличающаяся тем, что управляющая двигательная установка выполнена в виде по меньшей мере одного газотурбинного двигателя, установленного параллельно жидкостному ракетному двигателю.

2. Возвращаемая ступень ракеты-носителя, содержащая фюзеляж, баки окислителя и горючего, крылья и хвостовое оперение, по меньшей мере один маршевый двигатель, в качестве которого использован жидкостный ракетный двигатель, отличающаяся тем, что в фюзеляже установлен по меньшей мере один газотурбинный двигатель, имеющий сопло с управляемым вектором тяги и основная камера сгорания которого соединена с газогенератором.

3. Возвращаемая ступень ракеты-носителя по п. 2, отличающаяся тем, что газотурбинный двигатель содержит перед основной камерой сгорания кольцевой коллектор, с которым соединен газовод, а полость кольцевого коллектора сообщается с воздушным трактом отверстиями или патрубками.

4. Возвращаемая ступень ракеты-носителя по п. 2, отличающаяся тем, что газотурбинный двигатель содержит перед основной камерой сгорания соединенный с газоводом кольцевой перфорированный коллектор, установленный внутри воздушного тракта.

5. Возвращаемая ступень ракеты-носителя по п. 2, отличающаяся тем, что газотурбинный двигатель содержит перед основной камерой сгорания кольцевой коллектор.

6. Возвращаемая ступень ракеты-носителя по п. 2, отличающаяся тем, что основная камера сгорания содержит по меньшей мере одно лазерное запальное устройство.

7. Возвращаемая ступень ракеты-носителя по п. 2, отличающаяся тем, что газогенератор содержит по меньшей мере одно лазерное запальное устройство.

8. Возвращаемая ступень ракеты-носителя по п. 2, отличающаяся тем, что газогенератор соединен трубопроводами окислителя и горючего с турбонасосным агрегатом, имеющим насосы горючего, окислителя и турбину.

9. Возвращаемая ступень ракеты-носителя по п. 2, отличающаяся тем, что она содержит блоки сопел крена, соединенные трубопроводами с газоводом.

10. Способ запуска возвращаемой ступени ракеты-носителя при ее возвращении, отличающийся тем, что после выключения маршевых двигателей запускают газотурбинный двигатель подачей горючего в форсунки основной камеры сгорания и газогенератороного газа в воздушный тракт перед основной камерой сгорания.

11. Система вертолетного подхвата возвращаемой ступени, содержащая парашют, который крепится к возвращаемой ступени, имеющей трос зацепления, и вертолет, оборудованный грузовым тросом с крючком на конце, отличающаяся тем, что на вертолете и возвращаемой ступени установлены приемники системы глобального дистанционного позиционирования, соединенные соответственно с приемно-передающими устройствами, а в верхней части силового троса установлен датчик веса.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике, а именно к способам старта ракет. В способе старта тяжелой ракеты разгоняется ракета на стартовой тележке по наклонной прямой с направляющими рельсами.

Группа изобретений относится к космической технике. Способ запуска микро- и наноспутников заключается в том, что после установки запускаемого спутника с одноосным гироскопом на основании и после выбора с помощью электромеханической системы ориентации заданного направления производится раскрутка гироскопа и запуск аппарата.

Изобретение относится к многоступенчатым космическим ракетам. Ракета состоит из разгонного блока с жидкостными или твердотопливными реактивными двигателями и космического модуля с продольным каналом, имеющего торообразную форму с цилиндрическим наружным корпусом.

Изобретение относится к бортовому оборудованию космических аппаратов. В способе парирования перегрузок по току в электронном блоке космического аппарата, при перегрузке по току сигнализируют об отказе канала электронного блока и отключают его, затем включают.

Изобретение относится к области космической техники. Обслуживаемый на орбите космический аппарат (КА) содержит штатную двигательную установку с топливными баками, систему подачи топлива с заправочной горловиной, целевую аппаратуру, систему управления движением, систему электропитания, силовые стыковочные узлы для стыковки с космическим аппаратом обслуживания, систему информационной связи с наземным пунктом управления и с космическим аппаратом обслуживания (КАО).

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ выведения на орбиту полезной нагрузки ракетой-носителем с полиблочным пакетом ракетных блоков комбинированной схемы включает несколько этапов.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Предложенное теплозащитное покрытие (ТЗП) корпуса возвращаемого ЛА содержит намотанную на силовую оболочку по спирали ленту.

Изобретение относится к космической технике. Способ очистки околоземного космического пространства от космического мусора включает формирование тормозного экрана, торможение элементов космического мусора вследствие соударения с экраном, перевод элементов космического мусора на более низкую орбиту, постепенное торможение элементов космического мусора об атмосферу Земли и последующее сгорание элементов космического мусора в атмосфере Земли.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетных блоках (РБ). Универсальный водородно-кислородный ракетный модуль (РМ) содержит топливные баки горючего и окислителя, межбаковый отсек с нишами и разделяемым узлом, ферменный межступенчатый отсек с теплозащитным отражателем и съемной пылевлагозащитной оболочкой, сопряженный с ракетой-носителем (РН), кислородно-водородные двигатели (КВД) с входными штуцерами подачи азота, средства продувки КВД азотом, трубопроводы, разъемные соединения, приборы служебных систем, системы управления и радиосистем РКН, узлы крепления, пневмогидравлическую систему с агрегатами и управляющими клапанами для взаимодействия с агрегатом связи бортового и наземного оборудования, герметичные корпуса, защитные устройства, баллоны бортового наддува гелием топливного бака окислителя с выходными патрубками, фланцевые соединения, узлы герметизации, заборные устройства, съемные трубопроводы наземного газоанализатора.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при проектировании посадочных аппаратов (ПА). ПА содержит корпус, тороидальную посадочную опору, научную и служебную аппаратуру, выдвижной приборный контейнер и аккумулятор давления.

Изобретение относится к конструкции космической техники. Силовой каркас состоит из цилиндрических стержней, расположенных под углом друг к другу, с узлами соединения в местах их пересечения. Каркас выполнен на основе тепловых труб. Диаметр и толщина стенок тепловых труб выбраны из условий обеспечения напряжений, не превышающих предел текучести, и обеспечения частоты собственного резонанса труб не менее 150 Гц. Каждый из узлов соединения тепловых труб представляет собой единую деталь с отверстиями для установки концов стыкуемых тепловых труб. Техническим результатом изобретения является повышение прочности, надежности и теплоустойчивости конструкции. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при разработке ускоренного режима восстановления ориентации орбитального космического аппарата (КА) с применением астродатчика. Восстановление ориентации КА производится из демпфированного относительно инерциальной - геоцентрической абсолютной системы координат произвольного положения КА. При этом демпфирование осуществляется до угловых скоростей КА, при которых восстанавливается работоспособность астродатчика. Восстановление ориентации КА выполняется одним поворотом вокруг оси Эйлера с упреждающим отключением программного поворота для снижения угловой скорости КА и снятия ограничений на включение контура коррекции от астродатчика. Техническим результатом изобретения является сокращение времени восстановления ориентации КА. 3 ил.
Наверх