СПОСОБ ВЫВЕДЕНИЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ НА ОРБИТУ Российский патент 1995 года по МПК B64G1/40 F02K9/00 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при выведении космических аппаратов на орбиту, для снижения экологического ущерба при падении на поверхность планеты отработавших ступеней ракет-носителей.

Известен способ выведения ракет и космических аппаратов на орбиту, заключающийся в осуществлении движения космического аппарата вместе с ракетой-носителем по заданной траектории путем запуска жидкостных ракетных двигателей и их выключения после окончания работы ЖРД по программе. В это время происходит отделение отработавшей первой ступени от ракеты-носителя, которая падает на поверхность Земли. Вторая и третья ступени продолжают полет. После окончания своих программ вторую и третью ступени по очереди отделяют от выводимого на орбиту космического аппарата [1]
В баках отделяемых ступеней всегда остается определенное количество компонентов топлива. При падении на поверхность Земли первой и второй ступеней они разрушаются и компоненты топлива разливаются по поверхности почвы, испаряются в атмосферу и попадают в водоемы. Следует отметить, что высококипящие компоненты топлива, используемые в ЖРД, высокотоксичны, и попадание их в почву и в воду вызывает деградацию объектов окружающей среды и гибель всего живого.

Наиболее близок к изобретению способ выведения космических аппаратов на орбиту, включающий осуществление движения космического аппарата вместе с ракетой-носителем по заданной траектории путем запуска жидкостных ракетных двигателей и их выключения по выработке одного из компонентов топлива ступени ракеты-носителя из бака этого компонента, отделение отработавшей ступени [2]
После отделения отработавшая ступень падает на поверхность Земли, причем этот способ позволяет освободить бак от одного из компонентов топлива и снизить экологический ущерб по сравнению с аналогом.

Основным недостатком известного способа выведения космических аппаратов на орбиту является сохранение после выключения двигателя в другом из баков остатков компонентов топлива. При падении на поверхность Земли отработавшей ступени баки разрушаются и оставшийся компонент выливается, нанося экологический ущерб окружающей природе. Чтобы предотвратить разрушение баков, необходимо осуществить плавный спуск на землю всей ступени. Учитывая большой вес спускаемой ступени (несколько тонн), потребуется достаточно мощная система спасения: большие и тяжелые парашюты и тормозные двигатели, что неприемлемо с точки зрения требований к весу ступени. Но и в этом случае, нет гарантий, что тонкостенные баки или магистрали питания не разрушаются при ударе, и компонент не попадет на поверхность. Следовательно, большой вес системы спасения и отсутствие гарантий от возможности разрушения баков не позволяет эффективно использовать данный способ, чтобы обеспечить герметичность металлоконструкций и сохранность компонентов в баках отработавшей ступени.

Достигаемый изобретением технический результат заключается в уменьшении экологического ущерба за счет снижения загрязнения районов падения отработавших ступеней ракеты-носителя остатками компонентов топлива.

Это достигается тем, что при реализации известного способа оставшийся при выключении двигателей компонент топлива перемещают из его бака в герметичную емкость, которую затем отделяют от отработавшей ступени и спускают на поверхность планеты.

На чертеже представлена пневмогидравлическая схема (ПГС) двигательной установки ракеты-носителя, которая позволяет реализовать способ выведения космических аппаратов на орбиту.

На борту ракеты компоненты топлива находятся в баках 1 и 1', которые через магистрали питания соединены с насосами окислителя 2 и горючего 2'. Из насосов компоненты топлива попадают в камеру сгорания 3 и в газогенератор 4, из которого образующиеся газы поступают в турбину 5.

Для забора оставшегося компонента предусмотрена герметичная емкость 6, соединенная с магистралями питания двигателя в местах перед отсечными клапанами 7 и 8 с использованием отсечных клапанов 9 и 10. Кроме того, магистрали питания двигателя оборудованы отсечными клапанами 11-14, герметичная емкость 6 снабжена отсечным клапаном 15, через который осуществляется предварительное вакуумиро- вание емкости 6.

Для организации забора оставшегося компонента предусмотрен блок 16 управления и самогерметизирующийся разъемный блок 17, состоящий из обратного клапана, датчиков контроля положения клапана, соединенных с блоком управления, пиропатронов, установленных в гидравлических магистралях на входе в обратный клапан и в электрических цепях и устройства для блокировки обратного клапана в закрытом положении. Для отделения ступеней используются пиропатроны 18, а для спуска на землю емкости 6 система спасения.

Способ запуска на орбиту реализуется следующим образом.

Запускается ЖРД на старте путем открытия отсечных клапанов 11, 14, 13, 12, 7 и 8. Компоненты топлива из баков 1 и 1' поступают в насосы 2 и 2'. Из насосов часть компонента через клапаны 12 и 13 поступает в газогенератор 4, где топливо сгорает и рабочее тело поступает на раскрутку турбины 5. Основная часть топлива через клапаны 7 и 8 поступает в камеру сгорания 3 для создания требуемой тяги. Когда тяга двигателей первой ступени достигает номинальной, происходит отделение ракеты от старта и движение космического аппарата вместе с ракетой-носителем по заданной траектории. Работа двигателей первой ступени продолжается до выработки одного из компонентов топлива, например горючего.

После выработки горючего двигателя первой ступени выключают. Перед выключением двигателей на блок 16 управления поступает информация о фактическом наличии компонентов в баках 1 и 1'. На основе полученной информации в блоке управления оценивается, какой компонент остается в баках, в рассматриваемом примере это окислитель. Тогда в момент выключения двигателей после выработки горючего в баках открывают клапан 9 и за время спада тяги двигателей (порядка 2 с) под действием перепада давления между баками и отвакуумированной емкостью 6 оставшийся при выключении окислитель перемещают из его бака в герметичную емкость, объем которой выбирают таким, чтобы вместить гарантийные остатки.

Самогерметизирующийся разъемный блок 17 представляет собой обратный клапан, который, после заполнения емкости и выравнивания давления в емкости и магистрали, срабатывает, закрывая и герметизируя емкость 6. После закрытия обратного клапана срабатывают датчики контроля положения клапана и поступает команда о герметизации на блок 16 управления, который выдает команду на блокировку обратного клапана и закрытие клапана 9. Затем с блока управления поступает команда на пиропатроны, которые разрушают гидравлическую и электрическую связь емкости 6 со ступенью. Происходит отстрел емкости вместе с закрытым и заблокированным обратным клапаном от отработавшей ступени.

Отделившуюся емкость 6 спускают на землю с помощью системы спасения. Учитывая, что вес герметичной емкости с компонентом значительно меньше веса ступени, можно использовать легкую систему спасания, например парашют весом в несколько килограмм. Конструктивно емкость выполнена прочнее баков, с большей толщиной стенок, чтобы при падении на землю система спасения обеспечивала ее целостность и герметичность.

Следует отметить, что если конструктивно двигательная установка выполнена так, что осуществляется выработка определенного компонента, например горючего, то система забора оставшегося компонента, например горючего, упрощается, так как она будет соединена только с магистралью питания окислителя.

Экологический ущерб от падения ступени ракеты-носителя в данном случае будет значительно меньше, так как оба компонента топлива практически полностью отсутствуют в баках, а в магистралях их количество остается минимальным. Кроме того, следует учесть, что в герметичной емкости сохранится компонент, который в дальнейшем можно использовать по назначению.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при выведении космических аппаратов на орбиту для снижения экологического ущерба при падении на Землю отработавших ступеней ракет-носителей. Способ включает запуск жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) на старте, выход двигателей на режим, отделение ракеты-носителя от старта и полет по заданной траектории. После окончания работы двигателей по выработке одного из компонентнов топлива ЖРД первой ступени выключают, а оставшийся в баке компонент перемещают в герметичную емкость. Затем отделяют емкость от отработавшей ступени и спускают на Землю с помощью системы спасения. Экологический ущерб от разрушения баков при падении ступени ракеты-носителя в данном случае будет минимальным, т. к. оба компонента топлива практически полностью отсутствуют в баках. 1 ил.

СПОСОБ ВЫВЕДЕНИЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ НА ОРБИТУ, включающий осуществление движения космического аппарата вместе с ракетой-носителем по заданной траектории путем запуска жидкостных ракетных двигателей и их выключения по выработке одного из компонентов топлива ступени ракеты-носителя из бака этого компонента, отделение отработавшей ступени, отличающийся тем, что оставшийся при выключении двигателей компонент топлива перемещают из его бака в герметичную емкость, которую затем отделяют от отработавшей ступени и спускают на поверхность планеты.