Твердотопливная двигательная установка для космического аппарата

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано при создании твердотопливных двигательных установок (ТДУ) для космических аппаратов (КА). Твердотопливная двигательная установка содержит твердотопливные газогенераторы, соединенные газоходом с патрубком ресивера-накопителя и входным патрубком понижающего редуктора, а также электромагнитные блоки управления (ЭМБУ), соединенные через ресиверы-демпферы газоходом низкого давления с выходным патрубком редуктора. Внутри ресивера-накопителя напротив входного патрубка установлен с зазором стабилизатор температуры газа, выполненный в виде тонкостенной перфорированной трубки, закрытой с торцов тонкостенной мембраной в виде колпачков. Трубка и колпачки выполнены из сплава высокой теплопроводности. Внутри трубка заполнена гранулами вещества из материала с низкой температурой плавления. При этом во входном патрубке ресивера-накопителя установлена с зазором к торцу трубки стабилизатора температуры втулка-дроссель с раструбом в сторону трубки, причем выходной диаметр раструба втулки дросселя выполнен меньше, чем наружный диаметр колпачка. На колпачке трубки стабилизатора, обращенной к раструбу втулки-дросселя, закреплен кольцевой конический козырек, охватывающий раструб и своим выходным сечением перекрывающий выходное сечение раструба. Изобретение позволит повысить надежность работы исполнительных устройств ТДУ (редукторов, ЭМБУ) за счет стабилизации непосредственно температуры газа в ресивере-накопителе. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано при создании твердотопливных двигательных установок (ТДУ) для космического аппарата (КА).

Известно, что для управления КА в полете применяются различные двигатели, обеспечивающие ориентацию и удержание КА на траектории полета, а также изменение положения КА (см. «История развития отечественных ракетно-двигательных установок», М.: ООО «Издательский дом «Столичная энциклопедия», 2018 г., стр. 349).

Последнее 10-летие освоения космического пространства характеризуется активизацией стран и частных компаний участников различных проектов по созданию КА с применением различного класса двигателей, использующих в качестве источника энергии химическое топливо (жидкое, твердое, гелеобразное и газообразное), электрические, плазменные, ионные и др. источники энергии (см. обзор ФГУП НТЦ оборонного комплекса «Компас», М., 2018 г.).

Известна конструкция двигателя для синхронного искусственного спутника земли АТС-II на сублимирующем топливе фирмы «Рокет Рисерч» (см. Н.М. Беляев, Н.П. Велик, Е.И. Уваров «Реактивные системы управления космических летательных аппаратов», М.: Машиностроение, 1979 г., стр. 82, рис. 2.39), состоящая из топливного бака, который содержит сублимирующее твердое топливо, электромагнитные блоки управления (ЭМБУ), установленные снаружи бака и соединенные через терморегулируемый дроссель с внутренним объемом бака. Указанная система применяется для малых уровней потребной тяги (≤0,05 кгс).

Известно использование для управления КА двигательной установки в виде газореактивной системы ориентации (ГРСО), установленной на ракете космического назначения (см. патент №2025645 от 30.12.1992 г.).

В рассматриваемом патенте ГРСО располагается на сопловом блоке третьей маршевой ступени и содержит газогенераторы, распределители, сопловые блоки и коллекторы. При этом газогенераторы могут быть выполнены твердотопливными, на сжиженном или сжатом газе. Количество газогенераторов определяется как условием компоновки, так и потребным запасом рабочего тела.

Известна конструкция ТДУ (см. заявку №2019127703, прототип), в которой продукты сгорания от последовательно задействованных азотных твердотопливных газогенераторов (ТТ ГГ) истекают в ресивер-накопитель, соединенный коллектором высокого давления с понижающим редуктором, после чего по коллектору низкого давления продукты сгорания истекают через ЭМБУ, создавая управляющую тягу. Комбинация открытых и закрытых ЭМБУ обеспечивают управления КА по трем осям (тангаж, рысканье, крен). При использовании такой конструкции ТДУ необходимо обеспечить работоспособность исполнительных устройств (редуктора, ЭМБУ, предохранительных и запорных клапанов и др.), в которых запорные элементы выполнены из эластичных материалов (фторопласт, пластик и др.), чувствительных к температуре.

Учитывая, что продукты сгорания из ТТ ГТ имеют температуру (~70°С), что выше, чем температура газа при заправке от баллонов (~20°С), работоспособности запорных элементов необходимо уделить особое внимание. Кроме того, при заполнении газом замкнутого объема до необходимого уровня давления, определяемого из условия потребной энергетики ТДУ, согласно законом термодинамики температура также повышается, поэтому необходимо принять меры по обеспечению работоспособности запорных устройств. Так, например, экспериментально установлено, что при непрерывной заправке азотом из баллонов 4-х литрового ресивера-накопителя температура газа в нем повышается с ~20°С (температура окружающей среды) до ~300°С, которая в течение примерно часа постепенно падает и стабилизируется до температуры окружающей среды.

При заправке с выдержкой подачи азота в течение 10…15 мин из баллонов (ступенчатая заправка) температура повышается до 100…150°С.

Также известно, что в процессе полета КА на него действует с одной стороны нагрев от солнечного излучения, а с другой стороны охлаждение от космического аппарата. Все это приводит к тому, что температура газа в ресивере-накопителе постоянно изменяется. Учитывая, что параметры исполнительных устройств рассчитываются на определенную температуру истекающего через них газа, то любое нестабильное изменение температур газа приводит к нерасчетной работе исполнительных устройств.

Известно, что для стабилизации температуры КА широко используются различные теплоизолирующие покрытия, отражающие краски, тепловые одеяла, и терморегулирующие системы охлаждения (нагрева), которые защищают КА от воздействия температуры. При этом процесс стабилизации температуры газа в ресивере-накопителе вторичен, т.к. газ нагревается (охлаждается) после стабилизации температуры стенок конструкции, что приводит к нерасчетной работе исполнительных устройств.

Задача предполагаемого изобретения является повышение надежности работы исполнительных устройств за счет стабилизации непосредственно температуры газа в ресивере-накопителе.

Твердотопливная двигательная установка для космического аппарата, состоит из твердотопливных газогенераторов, соединенных газоходом с входным патрубком ресивера-накопителя и входным патрубком понижающего редуктора, а также электромагнитных блоков управления, соединенных через ресиверы-демпферы газоходом низкого давления с выходным патрубком редуктора.

Стабилизация температуры газа в ресивере-накопителе твердотопливной двигательной установки достигается за счет того, что во внутренней полости ресивера-накопителя напротив его патрубка закреплена тонкостенная перфорированная по боковой поверхности трубка. Трубка с обоих концов закрыта тонкостенными колпачками.

Перфорация трубки может быть выполнена в виде мелкоячеистой сетки. Материал трубки и колпачков имеет температуру плавления выше температуры газообразных продуктов сгорания из твердотопливного газогенератора. Внутри трубка заполнена гранулами вещества из материала, температура плавления которого ниже температуры газообразных продуктов сгорания из твердотопливного газогенератора.

Фазовый переход из твердого состояния в жидкое при нагреве сплава Вуда сопровождается поглощением тепла, а при обратном превращении из жидкого состояния в твердое сопровождается выделением тепла. Взаимодействуя с газом внутри ресивера-накопителя, происходит его охлаждение или нагрев.

Для повышения эффективности взаимодействия нагнетаемого в ресивер-накопитель газа с веществом трубка в патрубке ресивера-накопителя установлена с зазором к торцу детали «втулка-дроссель» с раструбом в сторону трубки. Выходной диаметр раструба выполнен меньше, чем наружный диаметр трубки. Газ, истекая через дроссель, частично охлаждается и, обдувая через зазор со всех сторон трубку, взаимодействует с гранулами вещества, заполняющего трубку, и нагревает ее. При фазовом переходе из твердого состояния в жидкое происходит поглощение тепла, и газ еще больше охлаждается. Т.к. диаметр выходного сечения раструба меньше наружного диаметра трубки, образовавшаяся жидкость из трубки не может попадать внутрь раструба, и стекает в полость между втулкой-дросселем и стенкой ресивера-накопителя. Для гарантированного непопадания жидкости в полость раструба на конце трубки выполнен кольцевой козырек, охватывающий раструб.

На фиг. 1 показана принципиальная схема ТДУ.

На фиг. 2 показан вариант исполнения стабилизатора температуры.

На фиг. 3 показан вариант исполнения козырька.

ТДУ (фиг. 1) состоит из ЭМБУ (1), ТТГТ (2), ресивера-накопителя (3), установленного на выходе из ТТГТ (2), редуктора (4), установленного на выходе из ресивера-накопителя (3) и разделяющего коллекторы на контуры ВД (6) и НД (7), блоков датчиков (5), расположенных в контурах ВД (6) и НД(7), ресивера-демпфера (9) и основания (8), на котором установлены элементы ТДУ.

Стабилизатор температуры (фиг. 2) установлен во внутренней полости ресивера-накопителя (3) и может быть выполнен в виде тонкостенной перфорированной трубки из мелкоячеистой сетки (10), соединенной с торцов тонкостенными колпачками (11). Сетка и колпачки выполнены из сплава, температура плавления которого выше температуры газообразных продуктов сгорания из твердотопливного газогенератора. Внутренняя полость трубки заполнена гранулированным веществом (12) из материала, температура плавления которого ниже температуры газообразных продуктов сгорания из твердотопливного газогенератора. Во входном патрубке ресивера-накопителя (3) установлен с зазором (8) к торцу трубки втулка-дроссель (13) с раструбом (14) в сторону колпачка (11). Выходной диаметр раструба (Dpacr) выполнен меньше, чем наружный диаметр трубки (d_K0Jin).

Для исключения попадания жидкости из трубки (фиг. 3) на колпачке (11) обращенном к раструбу (14), выполнен конический козырек (15), охватывающий раструб (14), и своим выходным сечением перекрывающий выходное сечение раструба (14).

ТДУ (фиг. 1) работает следующим образом:

По команде от СУ срабатывает первый ТТГГ (2), продукты сгорания которого поступают в ресивер-накопитель (3) через контур ВД (6) коллектора. Далее они проходят через редуктор (4), понижающий давление, и, проходя через контур НД (7) коллектора, истекая через ЭМБУ (1), которые открываются / закрываются по командам СУ и создают управляющие усилия для корректировки траектории полета КА. Блок датчиков (5) в контуре ВД (6) контролирует давление газа в ресивере-накопителе (3), которое постепенно снижается по мере расходования газа через ЭМБУ (1), и при достижении минимально возможного для корректной работы редуктора (4) уровня давления газа, СУ дает команду на запуск второго и последующих ТТГГ (2).

При истечении газообразных продуктов сгорания из ТТГГ (2) в ресивер-накопитель (см. фиг. 2) через втулку-дроссель (13) газ разгоняется с понижением температуры и истекает через раструб (14), в ресивере-накопителе (3) газ дополнительно охлаждается. По мере повышения давления в ресивере-накопителе (3) газ начинает нагреваться. Гранулы вещества (12) нагреваются, начинается процесс фазового перехода, при котором газ начинает охлаждаться, т.к. плавление гранул происходит с интенсивным поглощением тепла. Образовавшаяся из гранул (12) жидкая фаза капиллярно истекает через сетку (10) по наружной стенке трубки в сторону втулки-дросселя (13). С учетом того, что диаметр колпачка (11) трубки больше диаметра раструба (14) (d_KOjm > D_paCTp), жидкость стекает в полость между раструбом (14) и стенкой ресивера-накопителя (3). При остывании газа жидкая фаза превращается в твердую, при этом реакция идет с выделением тепла. Таким образом, происходит стабилизация температуры газа в ресивере-накопителе (3), что повышает надежность работы исполнительных устройств ТДУ.

ТДУ предлагаемой конструкции планируется использовать при создании перспективных КА.

1. Твердотопливная двигательная установка для космического аппарата, содержащая твердотопливные газогенераторы, соединенные газоходом с входным патрубком ресивера-накопителя и входным патрубком понижающего редуктора, а также электромагнитные блоки управления, соединенные через ресиверы-демпферы газоходом низкого давления с выходным патрубком редуктора, отличающаяся тем, что во внутренние полости ресивера-накопителя напротив его входного патрубка установлен с зазором стабилизатор температуры газа в виде тонкостенной перфорированной трубки, закрытой с торцов тонкостенной мембраной в виде колпачков, а внутри трубка заполнена гранулами вещества из материала, температура плавления которого ниже температуры газообразных продуктов сгорания из твердотопливного газогенератора.

2. Твердотопливная двигательная установка для космического аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что во входном патрубке ресивера-накопителя установлена с зазором к торцу трубки стабилизатора температуры втулка-дроссель с раструбом в сторону трубки, причем выходной диаметр раструба втулки-дросселя выполнен меньше, чем наружный диаметр колпачка.

3. Твердотопливная двигательная установка для космического аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что на колпачке трубки, обращенной к раструбу втулки-дросселя, закреплен кольцевой конический козырек, охватывающий раструб и своим выходным сечением перекрывающий выходное сечение раструба.