СПОСОБ РЕАЛИЗАЦИИ ТЯГИ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ Российский патент 2017 года по МПК F02K9/42 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для спуска отделяющихся частей (ОЧ) ступеней ракет космического назначения (РКН) после выключения маршевого жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) с орбит или траекторий выведения на орбиты захоронения, либо в заданные районы падения на поверхности Земли.

Известен способ реализации тяги в ЖРД РД-270 по схеме «газ-газ», описанный на стр. 418-423 в кн. «Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования»: Добровольский М.В. Учебник для вузов. - 2-е изд., перераб. и доп./ Под ред. Д.А. Ягодникова. - М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2005.

Использование этого способа заключается в следующем: система газификации (СГ) реализована на основе подачи компонентов ракетного топлива (КРТ) в два раздельных газогенератора (ГГ) для горючего и окислителя, соответственно, в которых осуществляется их газификация при давлениях порядка 25 МПа, однако, данное техническое решение не применимо для случая газификации остатков КРТ в баках ОЧ ступеней РКН с последующей реализацией маневра спуска с орбит и траекторий выведения по следующим причинам:

- прочность топливных баков ограничена давлением 0,5 МПа;

- после выключения маршевого ЖРД нарушается сплошность КРТ в баках, положение случайное и его подача в ГГ с помощью турбонасосных агрегатов невозможна.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому техническому решению является способ реализации тяги, описанный в патенте РФ №2517993 от 10.06.2014 г., основанный на газификации жидких КРТ и подаче их в камеру сгорания, при этом после останова маршевого ЖРД включают систему газификации КРТ, в шары-баллоны с дополнительными КРТ подают газ наддува и посредством окислительного и восстановительного газогенераторов в зависимости от конкретного топлива в баках осуществляют подачу теплоносителей в баки с остатками КРТ.

Основными недостатками способа-прототипа являются использование дополнительного газового ракетного двигателя (ГзРД), а также не полное использование остатков КРТ, находящихся в топливных магистралях, которые соизмеримы с величиной остатков КРТ в топливных баках ОЧ.

Целью предлагаемого технического решения является повышение эффективности, которое достигается тем, что в способе реализации тяги ЖРД, основанном на подаче в камеру сгорания газифицированных жидких КРТ, после останова маршевого ЖРД, включении системы газификации КРТ, основанной на подаче газа наддува в шары-баллоны с дополнительными КРТ, и, посредством окислительного или восстановительного газогенераторов в зависимости от конкретного КРТ в баках, подаче ТН в баки с остатками КРТ, вводят следующие действия: продувают топливные магистрали от отсечных клапанов, включают систему газификации КРТ, после чего продукты газификации из каждого бака подают в маршевый ЖРД в обход турбонасосного агрегата.

Наиболее близким техническим решением для устройства является ОЧ по патенту РФ №2414391 от 20.03.2011 г., которая включает систему управления и навигации, систему газификации, на верхнем днище топливного отсека установлены четыре камеры, каждая из которых оснащена приводом. Система газификации имеет автономный газогенератор с мембранной системой подачи компонентов топлива, возбудители акустических колебаний, размещенные на штуцерах ввода теплоносителя в топливные баки.

Недостатком этого технического решения является то, что для сжигания продуктов газификации используют дополнительные камеры газового ракетного двигателя (ГзРД), что приводит к усложнению системы и увеличению ее массы.

Целью предлагаемого технического решения является повышение эффективности, которое достигается тем, что в известном устройстве, включающем в свой состав систему управления и навигации, систему газификации, после отсечных клапанов в основных топливных магистралях горючего (О) и окислителя (Г) установлены шар-баллоны для продувки магистралей, дополнительные магистрали подачи газифицированной топливной смеси, соединяющие баки О и Г с основным ЖРД в обход турбонасосного агрегата.

Сущность предлагаемых технических решений поясняется фигурой, где изображена принципиальная схема реализации тяги ЖРД: 1, 2 - баки окислителя и горючего ОЧ; 3 и 4 - системы получения теплоносителей для газификации горючего (двухкомпонентный газогенератор) и окислителя (газогенератор на основе перекиси водорода); 5 - маршевый ЖРД; 6 и 8 - насосы подачи О и Г при работе маршевого ЖРД; 7 и 9 - турбины насосов О и Г; 10 и 11 - газогенераторы для вращения турбонасосных агрегатов для подачи О и Г в камеру маршевого ЖРД 5; 12 - отсечные клапаны магистралей О и Г; 13 - клапаны для продувки магистралей О, Г газом, находящимся в шар-баллонах 16, 17; 14 - клапаны на магистралях подачи газифицированных продуктов из баков 1, 2 в маршевый ЖРД; 15 - клапаны на магистралях О, Г; 18, 19 - магистрали подачи продуктов газификации из баков О, Г в маршевый ЖРД.

Предложенный способ реализации тяги ЖРД осуществляется следующим образом:

1. В шар-баллонах 3, 4 размещаются газогенерирующие составы для получения теплоносителей, например, для получения теплоносителя для газификации остатков кислорода используется перекись водорода, размещаемая в 4.

2. После останова маршевого ЖРД 5 и срабатывания отсечных клапанов магистралей О и Г 12 включается система продувки магистралей О и Г газом, например гелием, находящихся в шар-баллонах 16 и 17, путем открытия клапанов 13. В общем случае, это может быть один шар-баллон или шар-баллон из системы наддува. После завершения продувки закрываются клапаны 15, которые при работе маршевого ЖРД открыты.

4. После продувки топливных магистралей О, Г запускается система газификации 3, 4 и осуществляется подача теплоносителей в баки 1, 2.

5. По достижению заданного давления в баках 1, 2 одновременно открывают клапаны 14 и по магистралям 18 осуществляется подача газифицированных продуктов газификации в маршевый ЖРД.

Преимущества предлагаемого способа заключаются в:

- повышении энергетической эффективности ЖРД за счет реализации энергетических ресурсов, в том числе использование максимального количества остатков КРТ, за счет продувки магистралей, что составит для бака Г прибавку до 100% остатков, а для бака О до 20%.

- использовании маршевого ЖРД для системы реализации тяги, а не дополнительных камер сгорания, что существенно уменьшит общую массу системы;

- объем доработок маршевого ЖРД (варианты могут быть различными, например, подача продуктов газификации, минуя рубашку охлаждения, непосредственно в камеру ЖРД, т.к. давления в камере сгорания ЖРД и, соответственно, тепловые потоки к стенкам камер многократно меньше, чем при работе маршевого ЖРД) не касается основных его систем, а установка дополнительных клапанов и магистралей, не затрагивающих элементы пневмо-гидравлической системы, при работе маршевого ЖРД.

В результате, используя заявляемое изобретение, прибавка характеристической скорости составит до 40%, что составляет 700-800 м/с.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано для спуска отделяющихся частей ступеней ракеты после выключения маршевого жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). Способ основан на подаче в камеру сгорания газифицированных жидких компонентов ракетного топлива (КРТ) посредством останова маршевого ЖРД, включении системы газификации КРТ, основанной на подаче газа наддува в шары-баллоны с дополнительными КРТ, и, посредством окислительного или восстановительного газогенераторов, в зависимости от конкретного топлива в баках, подаче теплоносителя в баки с остатками КРТ. После останова маршевого ЖРД осуществляют продувку магистралей подачи горючего и окислителя в баки от отсечных клапанов, продукты газификации из каждого бака подают в камеру сгорания маршевого ЖРД. Устройство для реализации тяги жидкостного ракетного двигателя включает в свой состав систему управления и навигации и систему газификации, расположенную за отсечными клапанами, в основных топливных магистралях окислителя и горючего установлены шар-баллоны для продувки магистралей и дополнительные магистрали подачи газифицированной топливной смеси, соединяющие баки окислителя и горючего с основным ЖРД в обход турбонасосного агрегата. Изобретение обеспечивает повышение энергетической эффективности ЖРД за счет реализации энергетических ресурсов, в том числе использование максимального количества остатков КРТ за счет продувки магистралей, что составит для бака горючего прибавку до 100% остатков, а для бака окислителя до 20%, а также за счет использования маршевого ЖРД для системы реализации тяги. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

1. Способ реализации тяги жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), основанный на подаче в камеру сгорания газифицированных жидких компонентов ракетного топлива (КРТ) посредством останова маршевого ЖРД, включении системы газификации КРТ, основанной на подаче газа наддува в шары-баллоны с дополнительными КРТ, и, посредством окислительного или восстановительного газогенераторов в зависимости от конкретного топлива в баках, подаче теплоносителя в баки с остатками КРТ, отличающийся тем, что после останова маршевого ЖРД осуществляют продувку магистралей подачи горючего и окислителя в баки от отсечных клапанов, продукты газификации из каждого бака подают в камеру сгорания маршевого ЖРД.

2. Устройство для реализации тяги жидкостного ракетного двигателя, включающего в свой состав систему управления и навигации, систему газификации, отличающееся тем, что за отсечными клапанами в основных топливных магистралях окислителя и горючего установлены шар-баллоны для продувки магистралей, дополнительные магистрали подачи газифицированной топливной смеси, соединяющие баки окислителя и горючего с основным ЖРД в обход турбонасосного агрегата.