СПОСОБ ВЫКЛЮЧЕНИЯ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ ПОСЛЕДНЕЙ СТУПЕНИ РАКЕТ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ Российский патент 2005 года по МПК B64G1/40 B64G1/16 B64G1/00 

Изобретение относится к ракетно-космической технике.

Известен способ выключения двигательной установки отделяющихся ступеней ракет космического назначения, формирующих команду на выключение двигательной установки по полному выгоранию топлива по сигналу от датчиков остатков топлива или от датчиков системы одновременного опорожнения баков (см. А.А.Лебедев, Н.Ф.Гарасюта. Баллистика ракет. Некоторые задачи баллистики ракет дальнего действия.- М.:Машиностроение, 1970, стр.232).

Выключение двигательной установки таким способом не дает возможности максимально снизить гарантийные запасы топлива на последней ступени ракеты космического назначения.

За прототип выбран способ выключения двигательной установки по полному выгоранию топлива, т.е. способ, формирующий команду на выключение двигательной установки по первому выгоревшему компоненту за счет регистрации гарантийных остатков топлива или за счет получения сигнала от датчиков системы одновременного опорожнения баков.

Задачей предложенного способа является снижение гарантийных запасов топлива последней ступени за счет контроля давления за бустерным насосом окислителя последней ступени и/или по линии горючего за счет контроля давления в камере сгорания маршевого двигателя последней ступени.

Задача решается за счет того, что для выключения двигательной установки последней ступени ракет космического назначения фиксируют факт падения давления окислителя за бустерным насосом и/или факт падения давления газа в камере сгорания маршевого двигателя последней ступени и команду на выключение двигательной установки последней ступени формируют по любому из этих фактов.

Способ реализуется следующим образом, например, применительно к двигательной установке ракетного разгонного блока.

Окончание окислителя приводит к кавитационному срыву напора, создаваемого бустерным насосом турбонасосного агрегата окислителя, установленного непосредственно на выходе из бака окислителя. Срыв бустерного насоса происходит из-за прорыва газов наддува из бака на вход в насос. Это приводит к снижению абсолютного давления за бустерным насосом и срабатыванию сигнализатора давления, и по этому факту формируется команда на выключение двигателя, после чего двигатель выключается по заданной программе. Выключение двигателя, как показали испытания, происходит безаварийно при давлении окислителя на входе в бустерный насос окислителя от 1,00 до 1,88 кгс/см² при эксплуатационном диапазоне давления от 1,3 до 1,5 кгс/см² и номинальном давлении ˜1,4 кгс/см². Рост температуры газа после турбины основного ТНА в этом случае не превышает 30-60°С и не является критичным.

По окончании горючего на входе в маршевый двигатель происходит снижение температуры газа в газогенераторе, поступающего на турбину основного ТНА, и, как следствие, из-за снижения мощности турбины двигатель дросселируется, что в итоге приводит к уменьшению давления в камере сгорания, при этом срабатывает сигнализатор давления, и по этому факту формируется команда на выключение двигателя по заданной программе. Выключение двигателя, как показали испытания, происходит безаварийно при давлении горючего на входе в бустерный насос горючего от 0,3 до 2,0 кгс/см² при эксплуатационном диапазоне давления от 1,3 до 1,5 кгс/см² и номинальном давлении ˜1,4 кгс/см². Применение способа выключения двигательной установки на последней ступени ракеты космического назначения по контролю снижения давления окислителя за бустерным насосом и/или по контролю снижения давления в камере сгорания маршевого двигателя позволяет максимально снизить гарантийные запасы топлива.

Например, на ракетном разгонном блоке программы "Морской старт" за счет применения способа выключения двигательной установки по контролю давления окислителя за бустерным насосом и/или по контролю давления в камере сгорания маршевого двигателя гарантийный запас топлива блока может быть уменьшен ˜ на 18%. Это, в свою очередь, приводит к увеличению массы полезного груза (или запасов его топлива), которая может быть использована с большей эффективностью, чем на разгонном блоке.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при выведении полезной нагрузки на орбиту. Предлагаемый способ заключается в формировании команды на выключение двигательной установки по факту падения давления окислителя за его бустерным насосом. Данный факт соответствует окончанию окислителя в его баке и кавитационному срыву напора, создаваемого бустерным насосом (из-за прорыва газа наддува из бака окислителя на вход в данный насос). Испытания показали, что выключение двигателя происходит безаварийно для эксплуатационного диапазона давлений на входе в насос. Технический результат изобретения состоит в снижении гарантийных запасов топлива последней ступени ракеты и соответственном увеличении массы полезной нагрузки.

Способ выключения двигательной установки последней ступени ракет космического назначения, включающий формирование команды на выключение двигательной установки, отличающийся тем, что фиксируют факт падения давления окислителя за его бустерным насосом и команду на выключение двигательной установки формируют по этому факту.