Способ реализации тяги ракетного двигателя и устройство для его реализации



Способ реализации тяги ракетного двигателя и устройство для его реализации
Способ реализации тяги ракетного двигателя и устройство для его реализации

 


Владельцы патента RU 2614271:

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

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано для спуска отделяющихся частей ступеней ракеты после выключения маршевого жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). Способ основан на подаче в камеру сгорания газифицированных жидких компонентов ракетного топлива (КРТ) посредством останова маршевого ЖРД, включении системы газификации КРТ, основанной на подаче газа наддува в шары-баллоны с дополнительными КРТ, и, посредством окислительного или восстановительного газогенераторов, в зависимости от конкретного топлива в баках, подаче теплоносителя в баки с остатками КРТ. После останова маршевого ЖРД осуществляют продувку магистралей подачи горючего и окислителя в баки от отсечных клапанов, продукты газификации из каждого бака подают в камеру сгорания маршевого ЖРД. Устройство для реализации тяги жидкостного ракетного двигателя включает в свой состав систему управления и навигации и систему газификации, расположенную за отсечными клапанами, в основных топливных магистралях окислителя и горючего установлены шар-баллоны для продувки магистралей и дополнительные магистрали подачи газифицированной топливной смеси, соединяющие баки окислителя и горючего с основным ЖРД в обход турбонасосного агрегата. Изобретение обеспечивает повышение энергетической эффективности ЖРД за счет реализации энергетических ресурсов, в том числе использование максимального количества остатков КРТ за счет продувки магистралей, что составит для бака горючего прибавку до 100% остатков, а для бака окислителя до 20%, а также за счет использования маршевого ЖРД для системы реализации тяги. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для спуска отделяющихся частей (ОЧ) ступеней ракет космического назначения (РКН) после выключения маршевого жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) с орбит или траекторий выведения на орбиты захоронения, либо в заданные районы падения на поверхности Земли.

Известен способ реализации тяги в ЖРД РД-270 по схеме «газ-газ», описанный на стр. 418-423 в кн. «Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования»: Добровольский М.В. Учебник для вузов. - 2-е изд., перераб. и доп./ Под ред. Д.А. Ягодникова. - М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2005.

Использование этого способа заключается в следующем: система газификации (СГ) реализована на основе подачи компонентов ракетного топлива (КРТ) в два раздельных газогенератора (ГГ) для горючего и окислителя, соответственно, в которых осуществляется их газификация при давлениях порядка 25 МПа, однако, данное техническое решение не применимо для случая газификации остатков КРТ в баках ОЧ ступеней РКН с последующей реализацией маневра спуска с орбит и траекторий выведения по следующим причинам:

- прочность топливных баков ограничена давлением 0,5 МПа;

- после выключения маршевого ЖРД нарушается сплошность КРТ в баках, положение случайное и его подача в ГГ с помощью турбонасосных агрегатов невозможна.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому техническому решению является способ реализации тяги, описанный в патенте РФ №2517993 от 10.06.2014 г., основанный на газификации жидких КРТ и подаче их в камеру сгорания, при этом после останова маршевого ЖРД включают систему газификации КРТ, в шары-баллоны с дополнительными КРТ подают газ наддува и посредством окислительного и восстановительного газогенераторов в зависимости от конкретного топлива в баках осуществляют подачу теплоносителей в баки с остатками КРТ.

Основными недостатками способа-прототипа являются использование дополнительного газового ракетного двигателя (ГзРД), а также не полное использование остатков КРТ, находящихся в топливных магистралях, которые соизмеримы с величиной остатков КРТ в топливных баках ОЧ.

Целью предлагаемого технического решения является повышение эффективности, которое достигается тем, что в способе реализации тяги ЖРД, основанном на подаче в камеру сгорания газифицированных жидких КРТ, после останова маршевого ЖРД, включении системы газификации КРТ, основанной на подаче газа наддува в шары-баллоны с дополнительными КРТ, и, посредством окислительного или восстановительного газогенераторов в зависимости от конкретного КРТ в баках, подаче ТН в баки с остатками КРТ, вводят следующие действия: продувают топливные магистрали от отсечных клапанов, включают систему газификации КРТ, после чего продукты газификации из каждого бака подают в маршевый ЖРД в обход турбонасосного агрегата.

Наиболее близким техническим решением для устройства является ОЧ по патенту РФ №2414391 от 20.03.2011 г., которая включает систему управления и навигации, систему газификации, на верхнем днище топливного отсека установлены четыре камеры, каждая из которых оснащена приводом. Система газификации имеет автономный газогенератор с мембранной системой подачи компонентов топлива, возбудители акустических колебаний, размещенные на штуцерах ввода теплоносителя в топливные баки.

Недостатком этого технического решения является то, что для сжигания продуктов газификации используют дополнительные камеры газового ракетного двигателя (ГзРД), что приводит к усложнению системы и увеличению ее массы.

Целью предлагаемого технического решения является повышение эффективности, которое достигается тем, что в известном устройстве, включающем в свой состав систему управления и навигации, систему газификации, после отсечных клапанов в основных топливных магистралях горючего (О) и окислителя (Г) установлены шар-баллоны для продувки магистралей, дополнительные магистрали подачи газифицированной топливной смеси, соединяющие баки О и Г с основным ЖРД в обход турбонасосного агрегата.

Сущность предлагаемых технических решений поясняется фигурой, где изображена принципиальная схема реализации тяги ЖРД: 1, 2 - баки окислителя и горючего ОЧ; 3 и 4 - системы получения теплоносителей для газификации горючего (двухкомпонентный газогенератор) и окислителя (газогенератор на основе перекиси водорода); 5 - маршевый ЖРД; 6 и 8 - насосы подачи О и Г при работе маршевого ЖРД; 7 и 9 - турбины насосов О и Г; 10 и 11 - газогенераторы для вращения турбонасосных агрегатов для подачи О и Г в камеру маршевого ЖРД 5; 12 - отсечные клапаны магистралей О и Г; 13 - клапаны для продувки магистралей О, Г газом, находящимся в шар-баллонах 16, 17; 14 - клапаны на магистралях подачи газифицированных продуктов из баков 1, 2 в маршевый ЖРД; 15 - клапаны на магистралях О, Г; 18, 19 - магистрали подачи продуктов газификации из баков О, Г в маршевый ЖРД.

Предложенный способ реализации тяги ЖРД осуществляется следующим образом:

1. В шар-баллонах 3, 4 размещаются газогенерирующие составы для получения теплоносителей, например, для получения теплоносителя для газификации остатков кислорода используется перекись водорода, размещаемая в 4.

2. После останова маршевого ЖРД 5 и срабатывания отсечных клапанов магистралей О и Г 12 включается система продувки магистралей О и Г газом, например гелием, находящихся в шар-баллонах 16 и 17, путем открытия клапанов 13. В общем случае, это может быть один шар-баллон или шар-баллон из системы наддува. После завершения продувки закрываются клапаны 15, которые при работе маршевого ЖРД открыты.

4. После продувки топливных магистралей О, Г запускается система газификации 3, 4 и осуществляется подача теплоносителей в баки 1, 2.

5. По достижению заданного давления в баках 1, 2 одновременно открывают клапаны 14 и по магистралям 18 осуществляется подача газифицированных продуктов газификации в маршевый ЖРД.

Преимущества предлагаемого способа заключаются в:

- повышении энергетической эффективности ЖРД за счет реализации энергетических ресурсов, в том числе использование максимального количества остатков КРТ, за счет продувки магистралей, что составит для бака Г прибавку до 100% остатков, а для бака О до 20%.

- использовании маршевого ЖРД для системы реализации тяги, а не дополнительных камер сгорания, что существенно уменьшит общую массу системы;

- объем доработок маршевого ЖРД (варианты могут быть различными, например, подача продуктов газификации, минуя рубашку охлаждения, непосредственно в камеру ЖРД, т.к. давления в камере сгорания ЖРД и, соответственно, тепловые потоки к стенкам камер многократно меньше, чем при работе маршевого ЖРД) не касается основных его систем, а установка дополнительных клапанов и магистралей, не затрагивающих элементы пневмо-гидравлической системы, при работе маршевого ЖРД.

В результате, используя заявляемое изобретение, прибавка характеристической скорости составит до 40%, что составляет 700-800 м/с.

1. Способ реализации тяги жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), основанный на подаче в камеру сгорания газифицированных жидких компонентов ракетного топлива (КРТ) посредством останова маршевого ЖРД, включении системы газификации КРТ, основанной на подаче газа наддува в шары-баллоны с дополнительными КРТ, и, посредством окислительного или восстановительного газогенераторов в зависимости от конкретного топлива в баках, подаче теплоносителя в баки с остатками КРТ, отличающийся тем, что после останова маршевого ЖРД осуществляют продувку магистралей подачи горючего и окислителя в баки от отсечных клапанов, продукты газификации из каждого бака подают в камеру сгорания маршевого ЖРД.

2. Устройство для реализации тяги жидкостного ракетного двигателя, включающего в свой состав систему управления и навигации, систему газификации, отличающееся тем, что за отсечными клапанами в основных топливных магистралях окислителя и горючего установлены шар-баллоны для продувки магистралей, дополнительные магистрали подачи газифицированной топливной смеси, соединяющие баки окислителя и горючего с основным ЖРД в обход турбонасосного агрегата.



 

Похожие патенты:
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, причем в камеру сгорания подается боран, или силан, или фосфин, или герман, или другие гидриды, имеющие положительную энтальпию образования из простых веществ, или их смесь при температуре, обеспечивающей самоподдерживающийся характер реакции термического разложения указанных веществ за счет тепла экзотермической реакции.

Изобретение относится к двигательным средствам летательных аппаратов (ЛА). ЛА содержит вспомогательные реактивные двигатели, амортизатор и блок управления, сообщенный с амортизатором.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигателях космических объектов (КО). Система отбора жидкости в ракетный двигатель КО содержит бак с нижним днищем с приямком, расходным клапаном с дополнительной полостью, заборное устройство, крепежные элементы.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к моделированию процесса сжигания продуктов газификации неизрасходованных остатков жидких компонентов ракетного топлива в баках отработанной ступени ракеты-носителя.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом. В камеру сгорания подают жидкий металл и воду.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом, в которую под давлением подается газообразный, или жидкий, или расплавленный гидрид и вода или антифриз на основе воды, или водяной пар.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в двигателях космических объектов (КО). Капиллярная система хранения и отбора жидкости в ракетный двигатель КО содержит топливный бак с крышкой и нижним днищем, радиальные перфорированные перегородки, кронштейны, трубопровод с теплообменником, хомуты, коническую обечайку, гайку, стрежень с резьбой и площадкой, заборное устройство с корпусом в виде расположенных друг над другом и соединённых ребрами верхнего плоского кольца с внутренней кромкой, выполненной в виде утолщения с лабиринтными кольцевыми выступами, и нижнего кольца с центральными отверстиями или корпусом с большим конусом, переходящим в малый конус с расходным фланцем, накопителем капиллярного типа с капиллярной сеткой, теплообменником, тарелью в виде плоского кольца, конической обечайкой, дозирующим устройством, капиллярной сеткой, крепежными элементами, расходным клапаном, несущим диском с периферийными и центральным отверстиями и радиальными окнами, полой осью с верхней чашей с прорезами и нижней чашей с прорезями и площадкой.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано в космической технике или авиации. Двигатель содержит систему агрегатов формирования и подачи рабочего тела в сопло, при этом сопло имеет входную часть, выполненную в виде полого цилиндра с тангенциальными подводами рабочего тела, расположенными равномерно в поперечной плоскости.

Изобретение относится к ракетным двигателям. Многоступенчатая камера сгорания жидкостного ракетного двигателя состоит из последовательности элементарных камер сгорания, каждая из которых оснащена своими форсунками подачи рабочего тела и своими воспламенителями подаваемого рабочего тела.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано в системах дренажа жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) для удаления утечек топливных компонентов, паров и других отходов, выделяемых при функционировании агрегатов.
Наверх