КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ Российский патент 1998 года по МПК B64G1/00 B64G1/16 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к космическим аппаратам, предназначенным для выведения с базовой (промежуточной) орбиты на рабочие высокоэнергетические орбиты космических объектов (полезных грузов) различного назначения.

Известен космический аппарат, содержащий расположенные на общей оси полезный груз (космический объект) и состыкованную с ним двигательную установку, включающую жидкостный ракетный двигатель и сферические баки окислителя и горючего, а также комплект аппаратуры двигательной установки [1]. В качестве компонентов ракетного топлива известного космического аппарата используются жидкий кислород (криогенный окислитель) и жидкий водород (криогенное горючее). Недостатками данного космического аппарата являются его большие размеры, сложная компоновка и низкая эксплуатационная надежность. Это связано с использованием в качестве горючего жидкого водорода, имеющего очень малую плотность, что обуславливает большие размеры бака горючего, повышенную взрывоопасность и очень низкую температуру в сжиженном состоянии.

Наиболее близким к предложенному является космический аппарат, содержащий расположенные на общей оси полезный груз - автоматическую лунную станцию и двигательную установку, включающую жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), установленный в карданном подвесе, и тороидальные баки окислителя (жидкого кислорода) и горючего (керосина), подключенные к двигателю через заборные устройства, расположенные в кольцевых желобах, выполненных в днище баков [2] . Космический аппарат содержит также комплект аппаратуры двигательной установки (в указанном источнике не показан). Данный космический аппарат при одинаковой массе полезного груза имеет значительно меньшие размеры и более удобную компоновку, чем приведенный выше аналог на кислородно-водородном топливе. Это обусловлено использованием в качестве горючего углеводородного компонента - керосина, не являющегося криогенной жидкостью и имеющего намного большую, чем жидкий водород, плотность, что позволило в несколько раз уменьшить размеры бака горючего и выполнить его тороидальным. Выполнение топливных баков тороидальными позволило уплотнить компоновку двигательной установки за счет возможности размещения элементов ЖРД в свободной центральной части этих баков. Недостатком данного космического аппарата являются повышенные остатки незабора топлива, которые обусловлены большой поверхностью днища тороидального бака. Это снижает массу полезного груза космического аппарата. Частично снизить остатки незабора топлива позволяет установка в днище бака кольцевого желоба и размещение в нем заборного устройства, при этом кольцевой желоб содержит по своему периметру силовые перемычки, соединяющие две части торовой оболочки, разделенные желобом. Однако наличие кольцевого желоба не дает возможности проводить повторные включения двигательной установки при выведении космического объекта на рабочую орбиту, что существенно снижает его эксплуатационные возможности. Это связано с тем, что при выключении ЖРД исчезает перегрузка, обеспечивающая в условиях невесомости фазовое разделение жидкости и газа в топливном баке и удержание жидкости (компонента топлива) у днища бака. Поэтому при выключении ЖРД происходит перемешивание газа и жидкости в объеме бака, приводящее к попаданию газа в кольцевой желоб днища, и последующее удержание газа в этом желоб, обусловленное преобладающим действием в условиях невесомости капиллярных сил на поверхности раздела фаз внутри желоба и на силовых перемычках. При последующем включении ЖРД газ из желоба вместе с топливом поступает через заборное устройство в турбонасосный агрегат, вызывая кавитацию в насосе, что приводит к аварии ЖРД и невыполнению программы пуска.

Задачей изобретения является увеличение массы полезного груза космического аппарата за счет уменьшения остатков незабора топлива в баках двигательной установки, а также повышение его эксплуатационных возможностей.

Задача решается за счет того, что в космическом аппарате, содержащем полезный груз и двигательную установку, включающую расположенные на общей оси жидкостный ракетный двигатель, установленный в кардановом подвесе, и баки окислителя и горючего, по крайней мере один из которых выполнен тороидальным, подключенные к двигателю через заборные устройства, размещенные в их днищах, а также комплект аппаратуры двигательной установки, в соответствии с изобретением ось двигательной установки смещена относительно центра масс полезного груза, а заборное устройство тороидального бака установлено на участке днища бака, наиболее удаленном от центра масс полезного груза, при этом смещение оси двигательной установки от центра масс полезного груза составляет
L = (0,02 - 0,08)•h•M_ка/M_пг,
где
h - расстояние между плоскостью осей качания двигателя в кардановом подвесе и центром масс космического аппарата в конце полета;
M_ка - масса космического аппарата в конце полета;
M_пг - масса полезного груза.

Кроме того, центр масс комплекта аппаратуры двигательной установки может быть смещен от ее оси в сторону центра масс полезного груза.

Смещение оси двигательной установки (ДУ) относительно центра масс полезного груза (ПГ) вызывает смещение центра масс космического аппарата (КА) с оси ДУ в сторону центра масс ПГ. Так как ось сопла ЖРД при его работе с помощью системы управления и рулевого привода всегда направлена в центр масс КА, вектор создаваемой перегрузки будет также направлен под углом к оси ДУ, на которой установлены топливные баки. Поскольку на активных участках полета КА зеркало жидкости в топливном баке устанавливается перпендикулярно направлению вектора перегрузки, зеркало жидкости в тороидальном баке установится наклонно к оси бака, совпадающей с осью ДУ, и уровень распределения жидкости по периметру днища бака будет неодинаковым. При этом максимальный уровень жидкости будет над участком днища бака, наиболее отдаленным от центра масс ПГ, на котором размещено заборное устройство. Поэтому при опорожнении бака происходит стекание остатков топлива с кольцевого периметра днища на небольшой участок днища, содержащий заборное устройство, что обеспечивает более полный забор топлива по сравнению с прототипом, в котором остатки топлива равномерно распределены по всему периметру днища бака. Величина смещения оси ДУ относительно центра масс ПГ, определяемая по формуле L = (0,02 - 0,08)•h•M_ка/M_пг, обеспечивает оптимальный угол наклона оси сопла ЖРД к оси ДУ в конце выработки топлива, обуславливающий получение заявленного положительного эффекта. Приведенная зависимость выведена в результате статистической обработки накопленных в РКК "Энергия" данных по характеристикам детально разработанных конструкций ДУ, прошедших многоэтапный процесс оптимизации, с точки зрения минимизации остатков незабора топлива в баках, а также ДУ, завершивших свою летную эксплуатацию, и ДУ, эксплуатирующихся в настоящее время. При этом, как показал анализ экспериментальных и расчетных данных, при смещении оси ДУ относительно центра масс ПГ на расстояние, меньшее 0,02•h•M_ка/M_пг, угол наклона оси сопла ЖРД к оси ДУ в конце полета КА может составить менее 1^o, что не обеспечивает с учетом реальных колебаний зеркала жидкости в баке гарантированного стекания всех остатков топлива на участок днища, содержащий заборное устройство. Смещение оси ДУ от центра масс ПГ на расстояние, большее 0,08•h•M_ка/M_пг, приводит к трудностям компоновочного характера, а также к необходимости дополнительного упрочнения конструкции ДУ, связанного со значительной степенью несимметричности ее нагружения, что не компенсируется выигрышем от дополнительного снижения уже достаточно малых при таких значениях смещения остатков незабора топлива. В случае выполнения второго топливного бака сферическим предлагаемый наклон оси сопла ЖРД к оси ДУ практически не ухудшает работу заборного устройства, расположенного в нижней части сферического днища бака. При этом ось заборного устройства сферического бака желательно наклонить в сторону от центра масс ПГ на величину угла наклона оси сопла ЖРД к оси ДУ в конце выработки топлива. В случаях, когда имеется ограничение по относительному смещению осей ДУ и ПГ, обусловленное, например, размерами головного обтекателя КА, целесообразно также произвести смещение центра масс комплекта аппаратуры ДУ с оси ДУ в сторону центра масс ПГ, поскольку это позволяет уменьшить величину относительного смещения ДУ и ПГ при сохранении оптимального угла наклона оси сопла ЖРД к оси ДУ. Отсутствие в предлагаемом КА кольцевого желоба с силовыми перемычками в днище тороидального бака дает возможность многократного запуска ЖРД при выведении КА на рабочую орбиту, а также позволяет уменьшить массу тороидального бака. Уменьшение остатков незабора топлива позволяет увеличить массу полезного груза КА.

На фиг. 1 схематично изображен общий вид космического аппарата, в разрезе; на фиг. 2 - расположение заборного устройства в днище тороидального бака, вид A фиг. 1.

Космический аппарат содержит полезный груз 1 и двигательную установку 2, соединенные переходным ферменным отсеком 3, снабженным средствами разделения (не показаны). Центр масс полезного груза (ц.м. ПГ) находится на оси 4 полезного груза 1. Двигательная установка 2 включает в себя расположенные на общей продольной оси 5 жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) с камерой сгорания 6, соплом 7 и турбонасосным агрегатом 8, установленный в кардановом подвесе 9, и тороидальны баки окислителя 10 и горючего 11. Двигательная установка 2 содержит также комплект аппаратуры 12. Ось 5 двигательной установки 2 расположена параллельно оси 4, на которой находится центр масс полезного груза 1, при этом взаимное смещение осей составляет
L = (0,02 - 0,08)•h•M_ка/M_пг,
где
h - расстояние между плоскостью осей качения двигателя в кардановом подвесе и центром масс космического аппарата (ц.м. КА) в конце полета;
M_ка - масса космического аппарата в конце полета;
M_пг - масса полезного груза.

Комплект аппаратуры 12 двигательной установки 2 размещен в ней таким образом, что центр масс этого комплекта смещен от оси 5 двигательной установки в сторону центра масс полезного груза 1. Тороидальные баки окислителя 10 и горючего 11 имеют в своих днищах заборные устройства соответственно 13 и 14, подключенные с помощью патрубков 15 и 16 к турбонасосному агрегату 8 двигателя. Каждое заборное устройство установлено на участке днища тороидального бака, наиболее удаленном от оси 4, на которой находится центр масс полезного груза 1. Тороидальные баки 10 и 11 связаны между собой наружной стержневой фермой 17 и внутренними силовыми балками 18, на которых при помощи кронштейнов установлена силовая рама 19 двигателя, закрепленного на ней в кардановом подвесе 9, имеющем оси качания двигателя для изменения направления его вектора тяги. На силовой раме 19 установлены также рулевые приводы 20, обеспечивающие поворот двигателя в кардановом подвесе 9 и служащие для управления полетом 0космического аппарата по каналам тангажа и рыскания.

Предлагаемый космический аппарат работает следующим образом.

Космический аппарат (КА) устанавливается в головном обтекателе (не показан) и крепится через промежуточный отсек (не показан) к последней ступени ракеты-носителя, обеспечивающей выведение КА на промежуточную орбиту. После сброса головного обтекателя и выработки топлива из последней ступени ракеты-носителя производится отделение этой ступени и запуск двигательной установки (ДУ) 2, при этом ось сопла 7 ЖРД, установленного в карданном подвесе 9, с помощью рулевых приводов 20 постоянно направлена в центр масс КА. Так как центр масс КА смещен от оси 5 ДУ в сторону оси 4 полезного груза (ПГ), ось сопла 7 ЖРД расположена под углом к оси 5. Поскольку зеркало жидкости в баке КА устанавливается перпендикулярно направлению вектора тяги, направленного по оси сопла 7, тороидальные баки 10 и 11, установленные по оси 5 ДУ, будут располагаться наклонно к направлению действия вектора тяги. Поэтому уровень жидкости по периметру днища каждого тороидального бака будет неодинаковым, причем максимальный уровень будет над участком днища, на котором размещено заборное устройство. Это обеспечивает уменьшение остатков незабора топлива в баках ДУ за счет стекания остатков топлива на участок днища, где расположено заборное устройство, и позволяет увеличить массу полезного груза космического аппарата. 0При повторных включениях ДУ создаваемая ЖРД перегрузка удерживает жидкость у днища бака, а газ свободно всплывает в верхнюю часть бака, что обеспечивает поступление в турбонасосный агрегат очищенного от газовых включений жидкого компонента топлива.

В РКК "Энергия" разработаны техпредложения по конструкции КА с массой полезного груза 2300 кг, выполненного в соответствии с изобретением. Двигательная установка КА содержит установленный в кардановом подвесе ЖРД и тороидальные баки окислителя (жидкий кислород) и горючего (углеводородный компонент) с запасом топлива 4000 кг. Смещение оси ДУ от центра масс ПГ составляет 0,05 м, при этом масса КА в конце полета равна ≈3400 кг, а расстояние между плоскостью осей качания ЖРД в кардановом подвесе и центром масс КА в конце полета составляет ≈1,6 м. Масса комплекта аппаратуры ДУ - 250 кг, а смещение центра масс комплекта аппаратуры от оси ДУ составляет 0,6 м. Заборные устройства окислителя и горючего установлены на участках днища тороидальных баков, наиболее удаленных от центра масс ПГ. Ожидаемые остатки незабора топлива в тороидальных баках ДУ в конце работы ДУ при продольной перегрузке 2,0 составляют 30 кг, что на 40 кг меньше остатков незабора в случае, когда ось ДУ проходит через центр масс ПГ. Это дает возможность на 40 кг увеличить массу космического объекта, выводимого КА на рабочую высокоэнергетическую орбиту.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности, к космическим аппаратам (КА) для перевода полезного груза (ПГ) с начальной орбиты на высокоэнергетическую. Двигательная установка (ДУ) КА содержит соосные баки окислителя и горючего, хотя бы один из которых выполнен тороидальным, при этом ось ДУ смещена от центра масс ПГ, а заборное устройство тороидального бака установлено на участке днища бака, наиболее удаленном от центра масс ПГ. Указанное смещение (L) оси ДУ выбрано равным L = (0,02 - 0,08)• h • М_ка/М_пг, где h - расстояние от центра масс КА до плоскости осей качания двигателя ДУ в кардановом подвесе, соответствующее концу полета КА; М_ка - масса КА в конце полета; М_пг - масса ПГ. Комплект аппаратуры ДУ может быть также смещен от оси ДУ в сторону центра масс ПГ. Изобретение позволяет уменьшить остатки незабора топлива в тороидальном баке на активном участке полета КА. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Космический аппарат, содержащий полезный груз и двигательную установку, включающую расположенные на общей оси жидкостный ракетный двигатель, установленный в кардановом подвесе, и баки окислителя и горючего, по меньшей мере один из которых выполнен тороидальным, подключенные к двигателю через заборные устройства, размещенные в их днищах, а также комплект аппаратуры двигательной установки, отличающийся тем, что ось двигательной установки смещена относительно центра масс полезного груза, а заборное устройство тороидального бака установлено на участке днища бака, наиболее удаленном от центра масс полезного груза, при этом смещение оси двигательной установки от центра масс полезного груза составляет
L = (0,02 - 0,08) • h • M_ка/M_пг,
где h - расстояние между плоскостью осей качания двигателя в указанном кардановом подвесе и центром масс космического аппарата в конце полета;
M_ка - масса космического аппарата в конце полета;
M_пг - масса полезного груза. 2. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что центр масс комплекта аппаратуры двигательной установки смещен от оси последней в сторону центра масс полезного груза.