ОБЪЕДИНЕННАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА РАКЕТНОГО БЛОКА Российский патент 2015 года по МПК F02K9/42 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкции двигательных установок (ДУ) ракетных блоков (РБ), использующих криогенные компоненты топлива для питания маршевого жидкостного ракетного двигателя (МЖРД) и импульсных двигателей (ИД) систем стабилизации ориентации и обеспечения запуска (СООЗ).

В связи со значительными затратами энергии на испарение и высоким положительным порогом энергии активации реакции криогенных компонентов топлива использование их в качестве компонентов топлива ИД СООЗ возможно только в газообразном виде.

Известна двигательная установка, использующая газообразные компоненты топлива с подачей их в двигатели из баллонов высокого давления (заявка на изобретение №2011143826/06 от 28.10.2011, по которой принято решение о выдаче патента на изобретение от 7.02.2013).

Особенностью такой ДУ является ее относительно большая масса вследствие больших объемов баллонов высокого давления, предназначенных для хранения газообразных компонентов топлива, что практически исключает целесообразность ее использования при относительно больших запасах топлива, характерных, например, для СООЗ тяжелых ракетных блоков.

Известна принятая за прототип предлагаемого изобретения -объединенная двигательная установка (ОДУ) многоразового орбитального корабля (МОК) «Буран» (см. книгу Многоразовый орбитальный корабль «Буран». М.: Машиностроение, 1995, раздел 5, стр.195…214).

В ОДУ МОК «Буран», использующей криогенный компонент топлива - жидкий кислород - в качестве окислителя и керосин - в качестве горючего, предусмотрена система преобразования жидкого кислорода в газообразный посредством процессов сжигания части расхода кислорода с керосином в газогенераторе с испарением остального расхода кислорода за счет образовавшегося в процессе горения тепла при общем соотношении расходов кислорода к керосину 70…100, что обеспечивает образование газообразных окислительных продуктов газогенерации с температурой, приемлемой для элементов конструкции, и накопление этих продуктов в емкостях - ресиверах, откуда осуществляется их отбор для питания ИД.

Горючее ОДУ МОК «Буран» - керосин содержит достаточный запас тепла, обеспечивающий в начальной стадии воспламенения высокую температуру смеси в камерах импульсных двигателей, которая инициирует высокую скорость предпламенных реакций в процессе воспламенения (кинетическая стадия реакции) и, следовательно, малую задержку воспламенения смеси, что допускает использование этого горючего в качестве компонента топлива импульсного двигателя.

В случае применения 2-х жидких криогенных компонентов топлива СООЗ для уменьшения задержки воспламенения в камерах импульсных двигателей необходимо преобразование в газообразный компонент топлива импульсных двигателей не только жидкого криогенного окислителя, как в прототипе, но и жидкого криогенного горючего в газообразное; только так возможно обеспечить приемлемые динамические характеристики импульсных двигателей такой СООЗ.

Однако преобразование жидких криогенных компонентов топлива в газообразные по способу прототипа (посредством газогенератора) сопряжено с образованием примесей в газообразных компонентах топлива, например воды (H₂O) в случае использования в качестве горючего жидкого водорода, воды и углерода в виде сажи, - при преобразовании жидкого метана. Наличие указанных примесей является неприемлемым из-за возможности замерзания воды в трактах питания ИД в паузах между включениями СООЗ (при остывании газообразных компонентов топлива) и засорения трактов твердыми примесями, что может привести к потере работоспособности СООЗ; также при этом ухудшаются процессы горения и динамические характеристики ИД. В связи с вышеуказанным требуется организация сепарации жидкой и твердой фаз из газообразных компонентов топлива ИД, что приводит к увеличению массы СООЗ за счет введения сепараторов; при этом полное очищение газообразных компонентов от примесей не гарантировано.

Предлагаемое изобретение направлено на повышение надежности объединенной ДУ МЖРД с СООЗ, использующей криогенные компоненты топлива. Этот технический результат обеспечивается тем, что в ДУ ракетного блока, включающей баки с жидкими криогенными компонентами топлива, МЖРД с турбонасосной системой подачи компонентов топлива, в состав которого входит камера сгорания с регенеративным охлаждением компонентами топлива, импульсные двигатели системы стабилизации, ориентации, обеспечения запуска и емкости для накопления газообразных компонентов топлива, емкости расположены вблизи баков под общей с ними теплоизоляцией, при этом стенки емкости соединены со стенками баков термомостами с заданной длиной и площадью поперечного сечения, а полости емкостей каждого из компонентов топлива сообщены через смесители и трубопроводы, включающие отсечные клапаны, с выходами соответствующих компонентов топлива из насосов ТНА и трактов охлаждения камеры; при этом в емкостях установлены датчики давлений и температур газообразных компонентов топлива - чувствительные элементы системы управления (СУ) РБ.

Такое исполнение ДУ обеспечивает преобразование жидких криогенных компонентов топлива, использующихся для маршевого двигателя, в газообразные компоненты с заданными температурами и заполнение ими емкостей до заданных давлений при работе МЖРД.

Криогенные компоненты топлива газифицируются в трактах охлаждения камеры сгорания, часть каждого из газообразных компонентов отбирается с выхода соответствующего тракта охлаждения и подается в смеситель, где смешивается с отбираемым за насосом ТНА криогенным компонентом, после чего данная смесь достигает необходимой температуры и подается в соответствующую емкость до достижения заданной величины давления. Параметры тепловых мостов и теплоизоляции обеспечивают при заданных тепловых потоках на РБ, в паузе между работой МЖРД и включениями СООЗ, заданные минимальные превышения температур газообразных компонентов топлива над температурами их конденсации в емкостях и трактах питания ИД СООЗ при давлениях в емкостях, а относительно низкая температура компонентов топлива, которая обеспечивается наличием теплового моста между емкостью и баком, обуславливает минимальные размеры емкости и, следовательно, ее минимальную массу. Газификация компонентов топлива согласно предлагаемому изобретению повышает надежность ДУ, так как исключается возможность образования примесей в газообразных компонентах топлива.

Сущность изобретения поясняется представленной на чертеже схемой двигательной установки ракетного блока. В ее состав входят баки для криогенных компонентов топлива 1, маршевый ЖРД с турбонасосной системой подачи криогенных компонентов топлива в регенеративно-охлаждаемую камеру 2, импульсные двигатели системы стабилизации, ориентации и обеспечения запуска 3, использующие газообразные компоненты топлива, емкости 4 для газообразных компонентов топлива импульсных двигателей, теплоизоляционные покрытия баков и емкостей 5, термомосты 6 с заданной длиной и площадью поперечного сечения, смесители 7 и отсечные клапаны 9, 10, установленные в трубопроводах 11, 12, сообщающих выходы соответствующих компонентов топлива из насосов ТНА 8 и трактов охлаждения камеры 2 со смесителями 7, датчики давления 13 и датчики температуры 14, установленные в емкостях 4.

При работе ДУ жидкие криогенные компоненты топлива поступают из баков 1 через открытые клапаны на соответствующие входы насосов ТНА 8, где повышается их давление, далее жидкие компоненты топлива поступают в рубашки охлаждения камеры сгорания 2, где за счет теплопритока от высокотемпературных продуктов сгорания камеры нагреваются и испаряются. После рубашки часть газообразного окислителя через трубопровод 11(1) с открытым клапаном 10(1) подается в смеситель 7(1), где смешивается с жидким окислителем, поступающим с выхода насоса ТНА 8 через трубопровод 12(1) с открытым клапаном 9(1). Аналогично, после рубашки охлаждения камеры 2 часть газообразного горючего через трубопровод 11(2) с открытым клапаном 10(2) подается в смеситель 7(2), где смешивается с жидким горючим, поступающим с выхода насоса ТНА 8 через трубопровод 12(2) с открытым клапаном 9(2). За счет теплосодержания газообразных окислителя и горючего жидкие компоненты топлива в смесителях 7 испаряются и нагреваются до заданной средней температуры смеси. Образовавшиеся газообразные компоненты топлива поступают в емкости 4, расположенные вблизи баков 1, накапливаясь в них в количестве, достаточном для проведения сеансов включений СООЗ. Накопление каждого из газообразных компонентов топлива происходит до момента достижения заданных давлений в емкостях 4, после чего по сигналам датчиков давления 13 СУ выдает команды на закрытие клапанов 9 и 10. Во время дозаправки емкостей 4 газообразными компонентами температуры смесей газов в емкостях контролируются по показаниям датчиков температуры 14: при выходе значений температур в емкостях за нижние пределы допустимых диапазонов по сигналам датчиков температуры 14 СУ формирует команду на закрытие отсечных клапанов 9, подающих в смесители 7 криогенный компонент с выходов насосов ТНА 8, а в случае превышения верхних пределов диапазонов температуры - на закрытие отсечных клапанов 10, подающих газообразный компонент с выходов трактов охлаждения камеры сгорания, чем обеспечивается поддержание температур газообразных компонентов топлива в емкостях в заданных диапазонах значений. В паузах между работой МЖРД и включениями СООЗ температуры накопленных газообразных компонентов топлива в емкостях 4 поддерживаются в заданном диапазоне значений за счет обеспечения балансов теплопритоков в емкости через теплоизоляционное покрытие 5 и теплооттоков через термомосты 6 в баки 1.

Использование предлагаемого изобретения позволит реализовать в виде работоспособных конструкций с достаточно высоким уровнем надежности объединенные ДУ ракетных блоков, включающие МЖРД и СООЗ и использующие жидкие криогенные компоненты топлива, в частности жидкий водород, который в сочетании с жидким кислородом представляет собой эффективное топливо, обеспечивающее существенное повышение энергомассовых характеристик СООЗ с импульсными двигателями. Кроме того, топлива на основе криогенных компонентов «жидкий кислород + жидкий водород», «жидкий кислород + жидкий метан» являются экологически чистыми в отличие от экологически грязных компонентов высококипящего топлива (гидразин, диметилгидразин, азотный тетраксид и т.д.), использующихся в настоящее время в СООЗ, а также в отличие от условно экологически чистого топлива «жидкий кислород + керосин», применяемого в прототипе.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкции двигательных установок ракетных блоков, использующих криогенные компоненты топлива для питания жидкостного ракетного двигателя и импульсных двигателей систем стабилизации ориентации и обеспечения запуска. В объединенной двигательной установке ракетного блока, включающей баки для криогенных компонентов топлива 1, маршевый ЖРД с турбонасосной системой подачи криогенных компонентов топлива в регенеративно-охлаждаемую камеру 2, импульсные двигатели системы стабилизации, ориентации и обеспечения запуска 3, использующие газообразные компоненты топлива, емкости 4 для газообразных компонентов топлива импульсных двигателей 3, емкости расположены вблизи баков под общей с ними теплоизоляцией 5, при этом стенки емкости соединены со стенками баков термомостами 6 с заданной длиной и площадью поперечного сечения, полости емкостей каждого из компонентов топлива сообщены через смесители 7 и трубопроводы 11, 12 с отсечными клапанами 9, 10, с выходами соответствующих компонентов топлива из насосов ТНА 8 и трактов охлаждения камеры 2, а в емкостях установлены датчики давления 13 и температур 14 газообразных компонентов топлива, выполняющих функцию чувствительных элементов системы управления ракетного блока. Изобретение обеспечивает повышение надежности двигательных установок ракетных блоков, использующих жидкие криогенные компоненты топлива. 1 ил.

Объединенная двигательная установка ракетного блока, включающая баки для криогенных компонентов топлива, маршевый ЖРД с турбонасосной системой подачи криогенных компонентов топлива в регенеративно-охлаждаемую камеру, импульсные двигатели системы стабилизации, ориентации и обеспечения запуска, использующие газообразные компоненты топлива, емкости для газообразных компонентов топлива импульсных двигателей, отличающаяся тем, что емкости для газообразных компонентов топлива расположены вблизи баков под общей с ними теплоизоляцией, при этом стенки емкостей соединены со стенками баков термомостами с заданной длиной и площадью поперечного сечения, полости емкостей каждого из компонентов топлива сообщены через смесители и трубопроводы с отсечными клапанами с выходами соответствующих компонентов топлива из насосов ТНА и трактов охлаждения камеры, а в емкостях установлены датчики давления и температур - чувствительные элементы системы управления ракетного блока.