МОДУЛЬНЫЙ ЗАРЯД ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА С ОБОЛОЧКОЙ, СИСТЕМОЙ ЗАПОЛНЕНИЯ И ДРЕНАЖА, ОХЛАЖДЕНИЕМ И ПОДВЕСКОЙ Российский патент 2004 года по МПК F02K9/10 F02K9/32 

Изобретение относится к модульному заряду твердого ракетного топлива с различными топливными компонентами и другими компонентами, например горючими веществами, окислителями, повышающими энергию добавками, связками, присадками, покрытиями, ингибиторами и т.д., которые могут быть полностью или частично фрагментированы, т.е. иметь место не в виде обычной квазиоднородной смеси, а в виде одного или нескольких макроскопических топливных элементов произвольной, соответствующей назначению формы, причем все или отдельные компоненты могут состоять также из веществ, которые должны быть приведены в достаточно твердое состояние только путем охлаждения, причем заряд в качестве единого целого или его отдельные топливные элементы снабжены оболочкой.

Таким образом, изобретение касается такой области техники, как ракетные двигатели, и, тем самым, изготовления, конструкции и надежного хранения зарядов твердого топлива. Под зарядом твердого топлива в этой связи следует понимать простой или составной блок топлива определенной геометрической формы, включая возможные встроенные или надстроенные компоненты, размещенные по разным причинам и расходуемые в большинстве случаев в результате сгорания.

Криогенные модульные заряды твердого топлива внутреннего и торцевого горения известны из заявки США №3137127. Эти известные заряды твердого топлива частично фрагментированы, т.е., по меньшей мере, один из компонентов имеет место не в виде обычной однородной смеси с другими компонентами, а в виде одного или нескольких макроскопических топливных элементов произвольной, соответствующей назначению геометрической формы. Топливные элементы химически изолированы друг от друга подходящими покрытиями граничных поверхностей и, при необходимости, могут быть одновременно механически соединены между собой. Кроме того, топливные элементы за счет особого выбора их состава могут быть пригодны для того, чтобы служить в качестве модулей с различными функциями, например воспламенением, обеспечением горения, газогенерацией и т.д. Топливные элементы могут иметь, в частности, форму шайб, внешняя поверхность которых соответствует контуру камеры сгорания ракеты, тогда как внутри может быть одно или несколько отверстий соответствующей назначению формы сечения, которые за счет расположения в ряд образуют канал сгорания или несколько каналов сгорания постоянной или изменяемой формы сечения, или могут быть размещены с любыми, произвольно выбираемыми формами сечения в цельной матрице соответственно другого топливного компонента, например полностью или частично в богатых окислителем элементах, помещенных в матрицу из горючего вещества.

Уровнем техники у традиционного, т.е. пригодного для хранения твердого топлива, является послойное расположение топливных компонентов в так называемом "сэндвичном топливе", которое не дает, однако, особых преимуществ и потому не нашло существенного применения.

Криогенные твердые тела в качестве топлива исследуются фирмой USAF-Phillips Lab (Edwards) с 1994 г. в соответствии с программой "High-energy density". В 1997 г. были опубликованы работы по гибридному топливу (т.е. топливу с жидкими и твердыми топливными компонентами) с замороженными углеводородами в качестве твердого компонента (С.Larson, USAF-Phillips Lab, 33rd AIAA/ ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit, Washington State Convention and Trade Center, Seattle, WA, 6-9 июля 1997 г., AIAA-96-3076).

Этот известный уровень техники связан с той проблемой, что модульные криогенные заряды твердого топлива требуют постоянного охлаждения, с тем чтобы в нормально кондиционированном окружении сохранять свое агрегатное состояние. При выходе из строя охлаждения эти заряды могут расплавиться и испариться, что различным образом приводит к возникновению очень опасных ситуаций.

В основе изобретения лежит задача усовершенствования модульного заряда твердого ракетного топлива описанного выше рода таким образом, чтобы резко уменьшить возникновение опасных ситуаций вследствие выхода из строя охлаждения при одновременном повышении мощности ракет-носителей и обеспечить устойчивое соединение между топливом и стенкой камеры сгорания.

Поставленная задача решается тем, что в модульном заряде твердого ракетного топлива с различными топливными компонентами и другими компонентами, например горючими веществами, окислителями, повышающими энергию добавками, связками, присадками, покрытиями, ингибиторами и т.д., которые полностью или частично фрагментированы, т.е. имеют место не в виде обычной квазиоднородной смеси, а в виде одного или нескольких макроскопических топливных элементов произвольной, соответствующей назначению формы, причем все или отдельные компоненты могут состоять также из веществ, которые должны быть приведены в достаточно твердое состояние только путем охлаждения, причем заряд в качестве единого целого или его отдельные топливные элементы снабжены специальной оболочкой, согласно изобретению оболочка имеет выступающий край на направленной внутрь опорной поверхности стенки камеры сгорания для подвешивания заряда твердого топлива или топливного элемента.

Предпочтительно, чтобы в заряде согласно изобретению оболочка топливных элементов была снабжена особо прочными на растяжение элементами или соединена с ними и, тем самым, одновременно служила для соответствующего топливного элемента в качестве механической поддержки внутри камеры сгорания.

В предпочтительном варианте выполнения изобретения в заряде согласно изобретению оболочка топливных элементов может быть снабжена системой труб и/или соединена с ней, причем система труб может омываться подходящими средами и позволяет поддерживать топливные элементы до зажигания двигателя в нужном температурном интервале.

В особо предпочтительном варианте выполнения изобретения предусмотрено, чтобы в заряде согласно изобретению внутреннее пространство оболочки было снабжено системой труб и/или соединено с ней, которая в случае необходимости до зажигания двигателя позволяет подводить или отводить жидкие или газообразные среды, в частности, также при недостаточной теплоизоляции или при выходе из строя системы охлаждения (вентиляции, системы заполнения и дренажа).

В зависимости от комбинации содержащихся в главном пункте формулы признаков с предпочтительными в зависимых пунктах выполнениями изобретения можно значительно улучшить ситуацию в отношении всех или некоторых названных проблем. Модульный заряд твердого ракетного топлива согласно изобретению обеспечивает то, что топливо и окислители можно выбирать из широкой гаммы и отдельно формировать в топливные элементы, которые дают в составе нужную геометрию топлива. Требуемое для этого агрегатное состояние получают и сохраняют, при необходимости, путем соответствующего охлаждения.

Выражение "фрагментированный заряд топлива" (здесь синоним "модульного", "сепарированного" или "разделенного" топлива) относится прежде всего к разделению главных компонентов (топливо и окислитель). Подходящим синонимом для “модульного заряда твердого ракетного топлива” является "составное внутреннее гибридное ракетное топливо". Благодаря изобретению достигаются следующие преимущества:

- Заряд твердого ракетного топлива согласно изобретению значительно упрощает его производство. Исключаются многие опасные процедуры, представляется возможным серийное производство. Можно ожидать значительного сокращения издержек. Это справедливо независимо от возможных осложнений, обусловленных криогенным твердым топливом.

- Заряд твердого топлива согласно изобретению исключает большую межфазную поверхность традиционного заряда твердого топлива. У хранящегося в тепле топлива благодаря этому следует ожидать повышения способности к длительному хранению, к тому же топливные элементы могут быть, при необходимости, отделены друг от друга изолирующими пленками.

- Криогенное топливо, правда, не является складируемым, однако из-за низких температур оно менее реактивно, чем теплое. Это может в определенных случаях обеспечить применение высокоэнергетических веществ, которые в виде жидкостей или газов были бы слишком реактивными.

Заряд твердого топлива согласно изобретению позволяет реализовать произвольные комбинации топлива в качестве монергольного твердого ракетного топлива. Это распространяется от складируемого или криогенного жидкостно-монергольного и диэргольного топлива через гибридное и квазигибридное топливо, суспензионное топливо (Slurry) и трехкомпонентное топливо до любого триергольного ракетного топлива. Поэтому следует ожидать резкого возрастания удельного импульса тяги двигателя (Isp) не только по сравнению с традиционным твердым топливом, но и даже по сравнению с жидким топливом согласно уровню техники [R.E.LO, DFVLR-Stuttgart:

"Chemische Wasserstoffaufheizung durch tribride Verbrennung", Chemie-Ingenieur-Technik (1967) 39, Heft 15, стр. 923-927/ R.E.LO: Technical Feasibility of Chemical Propulsion Systems with very high Performance, Proceedings of the XVIIIth Austronautical Congress, Belgrad, 25-29.9.67, стр. 121-132/ R.E.LO, DFVLR-Lampoldshausen: "Theoretische Leistungen des Raketentreibstoffsystems F₂, О₂/LiH, Al/H₂ und einfacner Teilsysteme", DLR-Mitt. 69-21 (дек. 1969 г.)/ R.E.LO, DFVLR-Lampoldshausen: "Chemische Wasserstoffaufheizung durch Verbrennung von Aluminium mit Sauerstoff oder FLOX", DLR-Mitt. 70-03 (февр. 1970 г.) /R.E.LO, DFVLR-Lampoldshausen: "Quasihybride Reketenantriebe", Raumfahrtforschung, Heft 4, апрель 1970 г.].

- Заряд твердого топлива согласно изобретению позволяет реализовать за счет подходящего выбора топлива заряд с наиболее оптимальной экологичностью, например твердый водород/твердый кислород.

Изобретение более подробно поясняется ниже на нескольких примерах выполнения с помощью чертежей, на которых изображают:

фиг.1 - разрез топливного элемента полого цилиндрического заряда твердого топлива согласно изобретению;

фиг.2 - закрепление твердого топлива посредством прочных на растяжение элементов;

фиг.3 - стандартное решение усиления заряда твердого топлива согласно изобретению;

фиг.4 - другой вариант поддержки оболочки;

фиг.5 - вариант закрепления прочных на растяжение элементов с помощью вставного держателя;

фиг.6 - двухстенную оболочку полых цилиндрических колец с образованной перемычками системой труб для охлаждения;

фиг.7 - двухстенную оболочку полых сегментов с образованной перемычками системой труб для охлаждения;

фиг.8 и 9 - одностенную оболочку с размещенными охлаждающими змеевиками;

фиг.10 - систему дренажа (систему заполнения и дренажа) оболочки.

Все и/или отдельные модули зарядов твердого топлива согласно изобретению окружены химически совместимой с топливом оболочкой достаточной прочности и химической совместимости.

На фиг.1 изображен разрез топливного элемента полого цилиндрического заряда твердого топлива. Оболочка 1 охватывает топливо 3. Она составлена в этом примере выполнения из цилиндрических и кольцеобразных поверхностей, которые при изготовлении, например, склеивают между собой (о способах изготовления здесь не говорится). Выступающий край оболочки 1 образует опору 2 для топливного элемента, который прилегает к опорной поверхности 12 стенки 6 камеры сгорания и закреплен на ней резьбовым соединением (фиг.4).

Эта опора 2 согласно другому примеру выполнения может располагаться иначе, чем на фиг.1, т.е., например, на нижнем конце модуля. За счет вкладывания монтажного кольца 11 (фиг.3) получают опору на обоих концах цилиндрических модулей.

При воспламенении заключенных в оболочку зарядов твердого топлива воспламеняющий факел (генерированный, например, расположенным на головном конце камеры сгорания модулем, состоящим из самовоспламеняющейся твердотопливной смеси) сжигает сначала часть оболочки 1, образующую поверхность канала 8 сгорания. Этот процесс плавно переходит в испарение и воспламенение чередующихся модулей из окислителя и топлива. Очевидно, что оболочка 1, с одной стороны, должна быть как можно тоньше, а, с другой стороны, иметь необходимую толщину. Кроме того, торцы оболочки 1, которые обращены к пламени в пограничном слое в канале 8 сгорания, должны иметь такую же скорость горения, что и топливо 3, на что можно оказать небольшое влияние путем выбора материала. Геометрические формы топлива, у которого внутренняя сторона стенки 6 камеры сгорания подвержена воздействию пламени на разной длине (например, коносильные или торцовые горелки), требуют еще внутреннего теплозащитного слоя 5.

При монтаже следует различать сегментированные и несегментированные камеры сгорания. Первые требуют определенной последовательности. Каждый модуль может при определенных обстоятельствах образовать одновременно также сегмент камеры сгорания. Топливо, оболочка, подвеска, изоляция и сегмент камеры сгорания могут быть затем подготовлены сообща. Как правило, гранула должна быть структурирована, однако, снизу вверх. Описанная проблематика очень зависит от примера. Специальные и другие произвольные геометрические формы следуют из нужной кривой изменения тяги двигателя по времени при одновременно высоком коэффициенте заполнения. Всем формам всегда присуще то, что они должны иметь возможность монтажа вместе с оболочками, изолирующими слоями, подвесками и т.д.

Хрупкость ледяных блоков может представлять проблему особенно при динамических нагрузках. В качестве решения рассматривается применение метаморфических при сжатии ледяных кристаллов, которые в совокупности имеют намного меньшую хрупкость (сравним снежок и сосульку). В то время как снежные блоки из водяного льда обладают довольно высокой нагружаемостью (принцип иглу), у замерзшего топлива это может быть иным. За счет закрепления на стенке 6 камеры сгорания требования к прочности могут быть резко снижены. Топливный блок не должен тогда в условиях ускорения при полете нести все лежащие выше элементы, а сам должен быть устойчивым. Для такого твердого топлива на фиг.2 изображен вариант закрепления с помощью особо прочных на растяжение элементов, в частности натяжных проволок 4, обладающий тем преимуществом, что к материалу оболочки добавляется мало другого, "чуждого" топливу материала, который изменяет брутто-состав топливной гранулы.

На фиг.3 изображено, напротив, стандартное решение усиления 9 короба, которое, правда, можно было бы смонтировать проще, однако оно дает дополнительные поверхности из материала оболочки.

При выборе числа и расположения натяжных проволок 4 следует учесть, что они сгорят, как только поверхность горения достигнет их. Сборку осуществляют так, что сначала натяжные проволоки 4, подходящим образом (не показано) закрепленные на основании, соединяют со вставным держателем 13 (фиг.5), который плотно сидит в наружной поверхности оболочки 1 и защищен от прокручивания за счет подходящей формы. Их вместе с ним помещают в топливо 3 при заполнении и закупоривании топливного элемента. После вставки топливного элемента в камеру сгорания (или в сегмент ее стенки) весь узел закрепляют снаружи плотно сидящими вставными винтами 14. Об уплотнениях и других деталях здесь подробно не говорится. Необходимый теплозащитный слой (TPS 7 на фиг.2) может быть в этом случае размещен впоследствии.

Согласно другому примеру выполнения, изображенному на фиг.3, охлаждаемые оболочки могут быть изготовлены двухстенными. Отдельные боковые поверхности пронизаны при этом системой 10 труб таким образом, что каждый топливный элемент имеет, по меньшей мере, по одному впуску и выпуску. Стенки полых цилиндрических колец (фиг.6) или полых цилиндрических сегментов (фиг.7) могут быть всегда снабжены одной или несколькими, расположенными параллельно внешней периферии перемычками, которые служат распорками между двойными стенками и образуют внутреннее ограничение системы 10 труб. Охлаждающая среда протекает в соответствии с алфавитной нумерацией от а до g на фиг.6 и от а до p на фиг.7.

Равным образом на одинарных стенках оболочки могут быть размещены охлаждающие змеевики (фиг.8 и 9).

В обоих случаях внутренняя система каналов или трубопроводов (поток в соответствии с алфавитной нумерацией на фиг.8 и 9) связана с подающими трубопроводами вне оболочки, которые могут проходить через канал сгорания и сопло или через стенку камеры сгорания. В обоих случаях требуются быстросрабатывающие затворы, аналогичным образом используемые в жидкостных ракетах. При доступе через стенку они должны быть также соответственно прочными на сжатие. То же относится к подводящему трубопроводу системы 15 заполнения и дренажа (фиг.10). Подводящие и отводящие трубопроводы этой системы соединены, однако, только с самой высокой и/или самой низкой частью заключенного в оболочку объема. На фиг.10 изображена система дренажа, через которую может улетучиваться первоначальное газовое заполнение (например, гелий), тогда как жидкое топливо поступает по такого же рода притоку (не показан).

Изображенные размеры труб, как и размеры всех других деталей на всех чертежах, не имеют значения. Теплоотвод через систему охлаждения является определяющим скорость шагом при замораживании топлива, а теплоподвод через канал сгорания и внешнюю изоляцию топлива - при его медленном оттаивании. Поэтому система заполнения и дренажа может использовать трубы небольшого сечения. Это предпочтительно, поскольку вся система вместе с системой охлаждения сгорает при работе двигателя. В простейшем случае каждый топливный элемент требует собственного присоединения к системе заполнения, поскольку последовательное включение (конечно, всегда с разделением на топливо и окислитель), как правило, невозможно без проблем. При определенных обстоятельствах, однако, последовательное заполнение возможно с помощью очень простых мер. Например, самые высокие и самые низкие точки полых цилиндрических колец, которые в описанном здесь примере выполнения возникают в установленном с наклоном положении, могут быть соединены между собой. Система заполнения заканчивается, следовательно, у самого верхнего элемента со сливом в точке, являющейся наивысшей в опрокинутом положении.

Изображенная на фиг.10 система дренажа соединяет, напротив, с единственным сливом и каждым присоединением все топливные и отдельно от них все окислительные элементы. Она функционирует в вертикальном положении двигателя, служит только для дренажа при оттаивании, а при заполнении с последовательным притоком должна оставаться запертой.

Представленные здесь действия не должны исключать того, что топливные элементы модульно изготовляют по отдельности в особых устройствах, а затем интегрируют в камеру сгорания в виде гранулы или при сегментированной конструкции в виде камеры сгорания. В случае если процесс интеграции не позволяет иного, описанные системы труб должны быть, конечно, соединены между собой подходящим образом посредством соединений.

Все примеры объединяет то, что они представлены только в качестве примерных решений для пояснения принципов.

Модульный заряд твердого ракетного топлива состоит из различных топливных компонентов, а также из компонентов, таких как, например, горючие вещества, окислители, повышающие энергию добавки, связки, присадки, покрытия, ингибиторы, которые полностью или частично фрагментированы. Все или отдельные компоненты могут состоять также из веществ, которые должны быть приведены в достаточно твердое состояние только путем охлаждения, причем заряд в качестве единого целого или его отдельные топливные элементы снабжены оболочкой. Оболочка заряда имеет выступающий край на направленной внутрь опорной поверхности стенке камеры сгорания для подвешивания заряда твердого топлива или топливного элемента. Изобретение позволит резко уменьшить возникновение опасных ситуаций вследствие выхода из строя охлаждения при одновременном повышении мощности ракет-носителей и обеспечить устойчивое соединение между топливом и стенкой камеры сгорания. 3 з.п. ф-лы, 10 ил.

1. Модульный заряд твердого ракетного топлива с различными топливными компонентами и другими компонентами, например горючими веществами, окислителями, повышающими энергию добавками, связками, присадками, покрытиями, ингибиторами, которые полностью или частично фрагментированы, т.е. имеют место не в виде обычной квазиоднородной смеси, а в виде одного или нескольких макроскопических топливных элементов произвольной соответствующей назначению формы, причем все или отдельные компоненты могут состоять также из веществ, которые должны быть приведены в достаточно твердое состояние только путем охлаждения, причем заряд в качестве единого целого или его отдельные топливные элементы снабжены оболочкой, отличающийся тем, что оболочка (1) имеет выступающий край (2) на направленной внутрь опорной поверхности стенки (6) камеры сгорания для подвешивания заряда твердого топлива или топливного элемента.2. Заряд по п.1, отличающийся тем, что оболочка (1) топливных элементов снабжена особо прочными на растяжение элементами (4; 9) или соединена с ними и тем самым одновременно служит для соответствующего топливного элемента в качестве механической поддержки внутри камеры сгорания.3. Заряд по п.1, отличающийся тем, что оболочка (1) топливных элементов снабжена особой системой (10) труб и/или соединена с ней, которая может омываться подходящими средами, и позволяет поддерживать топливные элементы до зажигания двигателя в нужном температурном интервале.4. Заряд по п.1, отличающийся тем, что внутреннее пространство оболочки (1) снабжено системой (10) труб и/или соединено с ней, которая в случае необходимости до зажигания двигателя позволяет подводить или отводить жидкие или газообразные среды, в частности, также при недостаточной теплоизоляции или при выходе из строя системы охлаждения (вентиляция, система заполнения и дренажа).