Способ предпусковой подготовки ракеты-носителя с ЖРД, использующим гелеобразное ракетное горючее с порошкообразной металлической присадкой Российский патент 2024 года по МПК B64G5/00 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при эксплуатации ракет с ЖРД, использующим гелеобразное ракетное горючее с порошкообразной металлической присадкой.

Ракета-носитель (далее РН) с насосной подачей порошкообразного металла в камеру сгорания ЖРД снабжена соответствующей двигательной установкой /1/, которая содержит бак для гелеобразного горючего с порошкообразной металлической присадкой, гидравлическую магистраль между баком и камерой сгорания с регулятором вязкости гелеобразного горючего, основанным на использовании эффекта вращающегося электромагнитного поля и расположенным перед насосным агрегатом.

Гелеобразное горючее состоит из жидкого компонента, порошкообразного металла и гелеобразующего компонента - поверхностно-активного вещества (далее ПАВ). На эксплуатационные свойства такого горючего влияет температура (напр., /2, с. 222-224/). При повышении температуры, как правило, прочностные и вязкостные свойства гелей резко снижаются, а при низких температурах - повышаются, что отражается на процессах их гомогенизации и определения оптимальных условий их хранения и транспортировки (напр., /3/), при понижении температуры ниже температуры начала гелеобразования возможны структурные расслоения, при превышении температуры выше температуры конца гелеобразования возможно ускорение седиментационных процессов и нарушение однородности ракетного горючего. Например, для гелеобразного ракетного горючего «алюмизин», в состав которого входят гидразин, порошкообразный алюминий и ПАВ САКАП (/2, с. 222-224/), при температуре свыше 43,3°С происходит разжижение геля, выпадение металлического осадка и в некоторых случаях химические реакции в горючем /4, с. 127/.

Это может привести к срывам процессов подачи горючего, к нестационарному охлаждению камеры сгорания в случае использования горючего как охлаждающего агента, к неравномерности подачи горючего в камеру сгорания, к нестационарным процессам горения в камере сгорания, в том числе прогарам камеры сгорания, аварии при пуске и, соответственно, снижению надежности РН. Согласно вышеизложенному, другим фактором, влияющим на надежность РН, может быть рецептура самого гелеобразного горючего с порошкообразной металлической присадкой.

Поэтому при подготовке РН к пуску и в конструкции стартового комплекса должны быть предусмотрены операции и мероприятия, учитывающие влияние температуры ракетного горючего и его рецептуры.

Известны /5/ способы предстартовой подготовки, включающие транспортировку РН к пусковой установке, установку РН на пусковую установку, подвод агрегатов обслуживания и подключение связей "земля-борт", предстартовые проверки аппаратуры РН, заправку и РН, при этом (см., напр. /6/) отмечается, что, несмотря на большое разнообразие РН, все они имеют много общего в своем устройстве, последовательность и содержание операций по подготовке к пуску каждого типа ракет производится по общему алгоритму, связанного с тем, что РН запускают вертикально.

На стартовом комплексе (см. /7/), являющемся одним из аналогов и состоящем из нескольких зданий, сооружений и территорий, осуществляются сборка, подготовка к запуску и пуск РН, траекторные измерения их полета, прием и обработка поступающей телеметрической информации. На технической позиции располагаются монтажно-испытательный корпус или здание вертикальной сборки РН и другие служебные здания. С заводов-изготовителей ступени и узлы РН поступают на транспортных средствах. Сборка РН может выполняться тремя способами: горизонтальная сборка отдельных ступеней и РН в целом и стыковочные операции; горизонтальная и вертикальная сборка отдельных ступеней РН, доставка их на стартовую позицию, сборка РН на пусковой системе в вертикальном положении; вертикальная сборка отдельных ступеней и сборка всей РН в вертикальном положении на верхней части пусковой системы. Собранная РН с помощью кранов и траверс перекладывается на транспортно-установочный агрегат. После проверки правильности стыковки и кабельных связей ракеты-носителя с космическим аппаратом полностью собранная ракета транспортируется на стартовую позицию стартового комплекса. Основной агрегат стартового комплекса - пусковая система, обеспечивающая прием, вертикализацию и удержание РН в положении для пуска, подвод к ней электрических, заправочных, пневматических, дренажных и других коммуникаций, а также сам пуск ракеты. Основными элементами пусковой системы являются опорная силовая конструкция, опорные элементы для РН (пусковой стол), ветровые и штормовые крепления, приспособления и механизмы для пристыковки к РН и отстыковки от нее различных соединений, газоотражатель и газоходы, средства управления, автоматизации и блокировки. В качестве опорной силовой конструкции служат несколько откидных опор или ферм, на которые устанавливается РН своим нижним или средним опорным поясом. При взлете эти опоры автоматически отбрасываются в стороны, что исключает их соударение со стартующей РН.

Известен также другой /8/ стартовый комплекс, который содержит центр управления запуском, башню обслуживания и другое оборудование, в том числе трубопроводы подачи воздуха для обеспечения тепловых режимов отсеков и блоков РН и космического аппарата. При этом комплекс снабжен системой мониторинга параметров воздуха, подаваемого по указанным трубопроводам. Данная система включает в себя расположенные на площадках башни обслуживания термоконтейнеры. Внутри каждого из них установлены блок контроля температуры и влажности и оптико-электронный аэрозольный счетчик. Блок и счетчик связаны через датчики температуры и влажности и пробоотборное устройство с указанными трубопроводами подачи воздуха.

Стартовый комплекс /9/ содержит транспортно-установочный агрегат, стартовое сооружение, стартовую систему, кабель-мачты, системы заправки окислителем и горючим, систему охлаждения горючего, холодильный центр, систему термостатирования, общетехнические системы и вспомогательное оборудование. В комплекс введена мобильная башня обслуживания. Комплекс включает распашные двустворчатые ворота, приводимые в движение с помощью гидравлического рычажного механизма. Мобильная башня обслуживания снабжена воротами, площадками обслуживания и узлом крепления автотягача.

В отмеченных аналогах /5-9/ отсутствуют сведения о технологические операциях и конструктивных особенностях РН и стартового комплекса, направленных на учет температурных и иных факторов на повышение надежности пуска РН.

В способе /10/ предстартовой подготовки, являющемся прототипом, рассматриваются следующие технические аспекты: транспортировка РН на транспортно-установочном агрегате к пусковой установке в горизонтальном положении, установка РН на пусковую установку в вертикальное положение, стыковка размещенных на борту РН разъемов коммуникаций с ответными разъемами коммуникаций наземных систем, отвод транспортно-установочного агрегата, отстыковку разъемов наземных систем. Стыковка электрических разъемов коммуникаций от наземных систем, расположенных в кабель-мачте, осуществляется посредством наезда транспортировочно-установочного агрегата с РН на пусковую установку в горизонтальном положении, затем поднимают и устанавливают в вертикальном положении РН на пусковую установку в состыкованном с кабель-мачтой состоянии, пристыковывают к РН коммуникации заправки с помощью блоков-автостыков и включают механизмы удержания РН связанные с электрической коммутацией систем.

Особенности предпусковой подготовки и пуска РН, имеющую насосную систему подачи порошкообразного металла в камеру сгорания ЖРД и учитывающие влияние температуры горючего, в прототипе /9/ не рассматриваются.

В соответствии с вышеизложенным, задачей заявляемого изобретения является повышение надежности пуска РН.

В заявляемом изобретения поставленная задача решается следующим путем.

В способе предпусковой подготовки ракеты-носителя с ЖРД, использующим гелеобразное ракетное горючее с порошкообразной металлической присадкой, содержащей бак для гелеобразного горючего с порошкообразной металлической присадкой и оборудование для насосной подачи порошкообразного металла в камеру сгорания, включающем в себя сборку РН, транспортные операции, установку РН на стартовое сооружение, стыковку размещенных на борту РН разъемов коммуникаций с ответными разъемами коммуникаций наземных систем, контрольно-измерительные, испытательные и подготовительные операции и отстыковку разъемов наземных систем перед пуском и заправку РН компонентами ракетного топлива, заправку РН гелеобразным горючим и его компонентами производят в температурном интервале, соответствующем стабильному гелеобразованию, а последующие после заправки предпусковые операции с заправленным баком до отстыковки разъемов наземных систем производят в условиях обеспечения поддержания стабильного гелеобразования.

Дополнительными признаками являются следующие:

а) заправку гелеобразным горючим и его компонентами прекращают перед пуском РН за время, необходимое для обеспечения стабильного гелеобразования в баке горючего;

б) заправленный гелеобразным горючим бак до пуска РН подвергают термостатированию в температурном интервале, соответствующем стабильному гелеобразованию;

в) в качестве термостатирующих устройств используют прикрепленные к кабель-мачтам термочехлы, внутренние обводы которых соответствуют внешним обводам бака горючего РН, а сами термочехлы содержат циркуляционные каналы, подсоединенные к устройствам ввода-вывода теплохладоносителей;

г) в качестве термостатирующих устройств используют размещенные в кольцевом зазоре между корпусом бака для горючего и корпусом РН термостатирующие элементы;

д) заправку производят следующими компонентами ракетного горючего: керосин или нафтил, порошкообразный алюминий и продукт обработки смеси моно- и диалкилфенолов окисью этилена в качестве поверхностно-активного вещества.

Основные существенные признаки и признаки по п.п. а) - е) являются необходимыми и достаточными признаками, направленными на повышение надежности РН путем устранения вредного влияния температурных факторов.

Дополнительный признак д) направлен на повышение надежности РН оптимизацией рецептуры ракетного горючего.

Известные рецептуры гелеобразных горючих с порошкообразной металлической присадкой основаны на использовании гидразина, порошкообразного металла и разнообразных ПАВ (см. /2, с. 222-224/, /4, с. 125-134/, /11, с. 56-58/). Гидразин (химическая формула N₂H₄) высокотоксичен (1-я группа опасности), высокогигроскопичен. Поскольку вводимые металлические порошки имеют достаточно большую удельную поверхность 0,15…0,6 м² на один грамм порошка. На этой поверхности происходят каталитические реакции разложения жидкого горючего. Порошок алюминия катализирует разложение гидразина 2N₂H₄→ 2NH₃+N₂+Н₂, в результате в металлизированном горючем выделяются газообразные азот и водород, ухудшающие эксплуатационные характеристики горючего /11, с. 57/.

Отмеченного недостатка лишены не содержащие порошкообразных металлических добавок топливные гели /12, 13/ на основе углеводородов, состоящие из следующих основных компонентов: углеводород и ПАВ ОП-7 или ОП-10 по ГОСТ 8433-81 /14/, представляющие собой продукт обработки смеси моно- и диалкилфенолов окисью этилена. Углеводороды керосин с брутто-формулой C_7,21H_13,29 и нафтил с брутто-формулой C_12,79H_24,52 слаботоксичны (4-я группа опасности), негигроскопичны, стабильны при хранении, имеют высокие энергетические характеристики.

Предлагаемое горючее дополнительно к углеводороду и ПАВ ОП-7 или ОП-10 содержит порошкообразный алюминий.

Сущность заявляемого изобретения поясняется фиг. 1-5 прилагаемых чертежей, где на фиг. 1 показаны примерные графические зависимости v=f(c,T), связывающие вязкость гелеобразного горючего v концентрацию ПАВ с и температуру гелеобразного горючего Т; на фиг. 2 показаны примерные графические зависимости v=f(c,t), связывающие вязкость гелеобразного горючего v, концентрацию ПАВ с и время t;

на фиг. 3 показана общая схема стартового наземного комплекса; на фиг. 4 приведена схема термочехла; на фиг. 5 приведен пример термостатирующих элементов, размещенных в кольцевом зазоре между корпусом бака для горючего и корпусом РН.

На фиг. 1 на оси абсцисс обозначены: со - расчетная концентрация ПАВ; Δ₁ и Δ₂ -допустимые верхнее и нижнее флуктуационные отклонения концентрации с ПАВ в составе гелеобразного горючего от расчетной концентрации со; v_min и v_max - минимальное и максимальное значения вязкости гелеобразного горючего, при которых возможна эффективная работа системы подачи порошкообразного металла в камеру сгорания, T₁, T₂, Т₃ - суть некоторые температуры гелеобразного горючего, при этом T₁<Т₂<Т₃.

По точкам пересечения линий со - Δ₂ и со + Δ₁ с линиями v_min и v_max можно выделить четырехугольник ABCD, определяющий рабочую область значений концентрации ПАВ с, вязкости гелеобразного горючего v и соответствующий температурный интервал T_min-T_max, соответствующий стабильному гелеобразованию, где T_min и T_max - минимальное и максимальное значение температуры гелеобразного горючего.

Зависимости, подобные графикам фиг. 1, являются необходимыми для каждой рецептуры горючего, по ним определяется рабочий температурный интервал, в котором должна проводиться заправка РН и последующие после заправки предпусковые операции с заправленным баком до отстыковки разъемов наземных систем с соблюдением условий обеспечения поддержания стабильного гелеобразования.

По фиг. 2, проведя линию v_o, соответствующую v_min<v_o<v_max, для разных значений концентрации ПАВ с, как пример c₁, c₂, с₃ при c₁<с₂<с₃ можно получить разные значения времени гелеобразования t₁>t₂>t₃. Указанные значения времен, как пример t₁, t₂ и t₃ определяют время прекращения заправки гелеобразным горючим и его компонентами перед пуском РН, необходимое для обеспечения стабильного гелеобразования в баке горючего.

Зависимости, подобные графикам фиг. 2, также являются необходимыми для каждой рецептуры горючего, по ним определяется время прекращения заправки гелеобразным горючим и его компонентами перед пуском РН и начало проведения последующих подготовительных операций. По имеющимся разным данным, время прекращения заправки гелеобразным горючим и его компонентами перед пуском РН, необходимое для обеспечения стабильного гелеобразования в баке горючего может составлять 12 и более часов.

На фиг. 3 обозначены: 1 - РН, 2 - стартовое сооружение, 3 - объект стартового комплекса, включающий в себя сооружения, объекты и пункты технического, энергетического, подъемно-транспортного и иного обеспечения стартового комплекса, 4 - разъемы и линии коммуникаций «РН - стартовый комплекс», 5 - разъемы и линии системы терморегулирования, 6 - кабель-мачта, 7 - термочехол, I - отсек двигательной установки РН, II - отсек горючего, III - отсек окислителя, IV - отсек полезной нагрузки.

На стартовом комплексе 2 совместно с объектом 3 проводятся следующие операции: сборка РН, транспортные операции, установка РН на стартовое сооружение.

Посредством разъемов и линий коммуникаций «РН - стартовый комплекс» 4 производятся следующие работы и операции:

- стыковка размещенных на борту РН разъемов коммуникаций с ответными разъемами коммуникаций наземных систем;

- контрольно-измерительные, испытательные и подготовительные операции;

- отстыковка разъемов наземных систем перед пуском;

- заправка РН компонентами ракетного топлива, сжатыми газами и технологическими жидкостями.

Посредством разъемов и линий системы терморегулирования 5 производятся следующие работы и операции:

- измерение параметров и контроль состояния системы подачи гелеобразного горючего,

- подача в системы терморегулирования необходимых теплохладоагентов.

На кабель-мачтах 6 установлены термочехлы 7, вплотную по внутренним обводам прилегающие к внешним обводам отсека (бака) горючего II.

На термочехле 7 имеются подстыковочные разъемы 9 (см. фиг. 4), а сами термочехлы содержат циркуляционные каналы 10, которые через линии 5 подсоединены к устройствам терморегулирования, расположенным в объекте 3.

На фиг. 5 обозначены: 11 - обечайка корпуса отсека горючего II, 12 - элементы силового набора корпуса РН (шпангоуты, лонжероны), 13 - крепежные элементы, посредством которых бак горючего 14 крепится к корпусу РН. Пространство кольцевого зазора между обечайкой 11 и баком горючего 14 заполнено пористым или волокнистым теплоизолирующим материалом 15. Кроме того, между баком горючего 14 и обечайкой 11 могут быть размещены циркуляционные каналы 16, через линии 5 подсоединенные к устройствам ввода-вывода теплохладоносителей объекта 3.

Способ предпусковой подготовки ракеты-носителя с ЖРД, использующим порошкообразный металл в качестве ракетного горючего, реализуется следующим образом.

На объекте 3 проводятся следующие операции: сборка РН, транспортные операции, установка РН на стартовое сооружение, стыковка размещенных на борту РН разъемов коммуникаций с ответными разъемами коммуникаций наземных систем, контрольно-измерительные, испытательные и подготовительные операции.

Определяются температурные условия, необходимые для осуществления заправки РН гелеобразным горючим с порошкообразной металлической добавкой.

С использованием данных фиг. 1 и 2 исчисляются параметры технологической операции - заправка РН горючим и время прекращения заправки перед пуском РН.

Производится заправка РН следующими компонентами гелеобразного горючего: керосин или нафтил, порошкообразный алюминий и продукт обработки смеси моно- и диалкилфенолов окисью этилена.

С применением средств терморегулирования (термостатирования), содержащихся на РН 1 и объекте стартового комплекса 3, производится поддержание температурного интервала, при этом последующие после заправки предпусковые операции с заправленным баком до отстыковки разъемов наземных систем производят в условиях обеспечения поддержания стабильного гелеобразования.

Производится предпусковая отстыковка разъемов наземных систем.

Список литературы:

1. Двигательная установка летательного аппарата с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания двигателя. Заявка на изобретение RU 2021104837 от 25.02.2021, дата публикации: 17.09.2021, бюл. №26.

1. В.Е. Алемасов, А.Ф. Дрегалин, А.П. Тишин. Теория ракетных двигателей. Под редакцией В.П. Глушко, - М.: Машиностроение, 1980.

2. Воюцкий С.С. Курс коллоидной химии. 2-е изд., перераб. и доп. - М., «Химия», 1975.

3. Ракетные топлива (по материалам зарубежной печати), под ред. академика АН БССР Я.М. Паушкина и д-ра техн. наук А.З.Чулкова, - М.: Мир, 1975.

4. Космодром/Под общ. ред. А.П. Вольского, М. Воениздат, 1977.

5. Стрижнев А.С., Королев Е.М. Подготовка к пуску ракет-носителей//Актуальные проблемы авиации и космонавтики. 2013, №9.

https://cyberleninka.ru/article/n/podgotovka-k-pusku-raket-nositeley (дата обращения 04.10.2022).

6. Способ предстартовой подготовки ракеты-носителя на стартовом комплексе. Патент на изобретение RU 2652367,2017.

7. Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космическим аппаратом. Патент на изобретение RU 2242411, 2003.

8. Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космической головной частью. Патент на изобретение RU 2318707, 2006.

9. Способ предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя. Патент на изобретение RU 2099255, 1995.

10. Цуцуран В.И., Петрухин Н.В., Гусев С.А. Военно-технический анализ состояния и перспективы развития ракетных топлив: Уч. - М.: МО РФ, 1999 - 332 с.

11. Топливный гель. Патент на изобретение RU 2399649, 2009.

12. Авиационный топливный гель. Патент на изобретение RU2551358,2014.

13. Вещества вспомогательные ОП-7 и ОП-10. Технические условия. ГОСТ 8433-81.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к способам предпусковой подготовки ракет-носителей (РН) с ЖРД, использующим гелеобразное ракетное горючее с порошкообразной металлической присадкой. Предпусковая подготовка РН включает в себя сборку РН, транспортные операции, установку РН на стартовое сооружение, стыковку размещенных на борту РН разъемов коммуникаций с ответными разъемами коммуникаций наземных систем, контрольно-измерительные, испытательные и подготовительные операции, отстыковку разъемов наземных систем перед пуском и заправку РН компонентами ракетного топлива. Заправку РН гелеобразным горючим производят в температурном интервале, соответствующем стабильному гелеобразованию, а последующие после заправки предпусковые операции с заправленным баком до отстыковки разъемов наземных систем производят в условиях обеспечения поддержания стабильного гелеобразования. Достигается повышение надежности пуска ракет-носителей. 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

1. Способ предпусковой подготовки ракеты-носителя с ЖРД, использующим гелеобразное ракетное горючее с порошкообразной металлической присадкой, содержащей бак для горючего и оборудование для подачи порошкообразной присадки в камеру сгорания, включающий в себя сборку ракеты-носителя, транспортные операции, установку ракеты-носителя на стартовое сооружение, стыковку размещенных на борту ракеты-носителя разъемов коммуникаций с ответными разъемами коммуникаций наземных систем, контрольно-измерительные, испытательные и подготовительные операции, отстыковку разъемов наземных систем перед пуском и заправку ракеты-носителя компонентами ракетного топлива, отличающийся тем, что заправку ракеты-носителя гелеобразным горючим и его компонентами производят в температурном интервале, соответствующем стабильному гелеобразованию, а последующие после заправки предпусковые операции с заправленным баком до отстыковки разъемов наземных систем производят в условиях обеспечения поддержания стабильного гелеобразования.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что заправку ракеты-носителя гелеобразным горючим и его компонентами прекращают перед пуском ракеты-носителя за время, необходимое для обеспечения стабильного гелеобразования в баке горючего.

3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что заправленный гелеобразным горючим бак до пуска ракеты-носителя подвергают термостатированию в температурном интервале, соответствующем стабильному гелеобразованию.

4. Способ по п. 3, отличающийся тем, что в качестве термостатирующих устройств используют прикрепленные к кабель-мачтам термочехлы, внутренние обводы которых соответствуют внешним обводам бака горючего ракеты-носителя, а сами термочехлы содержат циркуляционные каналы, подсоединенные к устройствам ввода-вывода теплохладоносителей.

5. Способ по п. 3, отличающийся тем, что в качестве термостатирующих устройств используют размещенные в кольцевом зазоре между корпусом бака для горючего и корпусом ракеты-носителя термостатирующие элементы.

6. Способ по п. 1, отличающийся тем, что заправку производят следующими компонентами ракетного горючего: керосин или нафтил, порошкообразный алюминий и продукт обработки смеси моно- и диалкилфенолов окисью этилена в качестве поверхностно-активного вещества.