СПОСОБ ОХЛАЖДЕНИЯ ЭЛЕМЕНТОВ ПУСКОВОГО УСТРОЙСТВА ПРИ СТАРТЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ ПУТЕМ ПОДАЧИ ЖИДКОСТИ Российский патент 2024 года по МПК B64G5/00 

Изобретение относится к оборудованию стартовых ракетных комплексов, в частности к способу снижения температурных нагрузок на элементы пускового устройства.

При старте ракеты-носителя технологическое оборудование системы и сооружения стартовых ракетных комплексов работают в весьма специфических условиях, что определено действием ряда характерных нагрузок. К ним, прежде всего, следует отнести высокотемпературное воздействие газовой струи при запуске двигательной установки ракеты-носителя. Также физическую картину процессов нагружения, протекающих вблизи пускового оборудования перед запуском двигательной установки при пуске ракеты-носителя, усложняет пролив компонентов ракетных топлив и заполнение пространства газоходов их парами. Это негативно сказывается на техническом состоянии, возможности долговременной эксплуатации, как самих элементов пускового оборудования, так и элементов стартового сооружения.

Для нейтрализации таких факторов через патрубки данной системы охлаждения дополнительно вместе с водой можно вводить специальный состав. Такая смесь позволит компенсировать негативное воздействие от паров компонентов ракетных топлив и высокотемпературного воздействия газовой струи как на технологическое оборудование стартового комплекса, так и на элементы стартового сооружения, что также позволит увеличить время эксплуатации данного оборудования. Такое решение наиболее актуально при использовании токсичных компонентов ракетных топлив на стартовом комплексе.

В настоящее время для снижения пусковых нагрузок на ракету-носитель и элементы стартового комплекса известен целый ряд способов и устройств.

Известна система охлаждения газовой струи ракетного двигателя стартового комплекса, включающая трубопроводы, проложенные от емкости с водой к патрубкам, снабженными щелевыми насадками, установленным на пусковом столе, через водоводы которых вода подается для охлаждения газоотражателя (см. книгу "Технологические объекты наземной инфраструктуры ракетно-космической техники" (инженерное пособие) под общей редакцией доктора технических наук, профессора И.В. Бармина. Москва, 2005 год).

Система подразумевает ввод с помощью патрубка охлаждающего водяного потока в центр сверхзвуковой газовой струи двигательной установки ракеты-носителя после выхода ее из сопла двигателя.

Она предназначена для защиты газоотражателя от воздействия высокотемпературного газового потока, а также охлаждения этого потока и защиты хвостовой части ракеты космического назначения.

Известен также «Способ снижения пусковых нагрузок на ракету-носитель при ее старте», включающий создание замкнутой водяной завесы вокруг хвостового отсека ракеты-носителя и струи продуктов сгорания (Патент РФ № 2320883, МПК F02K 1/34, А62С 2/08, B64G 5/00, от 2006 г.).

В этом случае подачу воды осуществляют вверх и вниз параллельно ракете-носителю и газовой струе в виде водяной пелены замкнутой кольцевой формы.

Недостаток этого способа заключается в снижении только акустических нагрузок на ракету-носитель при ее старте, также обеспечивается защита оборудования, установленного на стартовом столе и элементов стартового сооружения, находящегося за водяными завесами.

Все вышеизложенные способы связаны с использованием патрубков для подачи охлаждающей жидкости, закрепленных на раме пускового устройства. В случае охлаждения газовой струи двигательной установки водяной поток вводится в центр сверхзвуковой струи под соплом двигательной установки. При выполнении задачи снижения акустической нагрузки на ракету-носитель и элементы пускового оборудования водяной поток распространяется для создания водяной завесы под хвостовым отсеком ракеты-носителя.

Это не позволяет говорить о том, что полностью решается проблема долговременной эксплуатации пускового оборудования и стартового сооружения, а конкретно газоходов пускового устройства. Поэтому предлагается новый способ охлаждения элементов пускового устройства при старте ракеты-носителя путем подачи жидкости.

При разработке предлагаемого способа охлаждения элементов пускового устройства при старте ракеты-носителя учитывается способ охлаждения камеры жидкостных ракетных двигателей (см. «Конструкция и проектирование ракетных двигателей» под ред. В.П. Советского. - М.: Машиностроение, 1984).

Для охлаждения стенок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) в этом случае используется внешнее проточное охлаждение. При таком способе охлаждения тепловые потоки отводятся от стенок камер с помощью охладителя, протекающего по охлаждающему тракту соответствующей формы внутри стенок камеры ЖРД. После охлаждающего тракта охладитель в ЖРД без дожигания вводится через головку внутрь камеры сгорания.

Эффективность внешнего проточного охлаждения в существенной степени зависит от размеров и формы охлаждающего тракта, которые должны обеспечивать требуемые значения скорости охладителя и коэффициента теплоотдачи со стороны охладителя по длине тракта.

Недостатком данного способа охлаждения камеры ЖРД является то, что его можно использовать в системах охлаждения только для снижения температурных нагрузок камер ЖРД, имеющих небольшие габаритные размеры.

Наиболее близким по технической сути (прототипом) к предлагаемому способу охлаждения элементов пускового устройства при старте ракеты-носителя путем подачи жидкости является способ снижения деструктивного воздействия на элементы пускового устройства и стартовое сооружение при старте ракеты-носителя (см. патент РФ № 2773482, МПК А62С 35/00, B64G 5/00, от 06.06.2022 г.).

Сущность данного способа и средства защиты заключается в создании на поверхности металлооблицовки газохода пускового устройства пленочной водяной завесы путем подачи воды из проема стартового сооружения перед запуском двигателя при старте ракеты-носителя.

Технический результат в этом способе защиты достигается синхронным построением пленочных защитных дисперсных образований на металлооблицовке газохода пускового устройства.

Недостатком данного способа является то, что его можно использовать в системах охлаждения для небольших по габаритам конструкций, так как реализация способа требует расхода значительных объемов воды. Кроме того, стартовые сооружения дополнительно необходимо оснащать системами сбора и нейтрализации отработавшей жидкости, а системы хранения запасов воды занимают значительный объем в сооружениях.

Все вышеизложенные способы не полностью решают задачу снижения тепловых нагрузок на элементы пускового оборудования и стартового сооружения, что снижает долговечность этих объектов.

Задачей предложенного изобретения является решение проблемы негативного воздействия от тепловых нагрузок газовой струи ракетного двигателя на элементы пускового оборудования и стартового сооружения больших размеров, при котором техническим результатом будет являться увеличение времени эксплуатации данных элементов стартового комплекса.

Сущность предлагаемого способа заключается в создании в металлооблицовке газохода пускового устройства теплоотводящих каналов с замкнутым контуром, путем подачи в них охлаждающей жидкости из расходной емкости, размещенной в стартовом сооружении, перед запуском двигателя при старте ракеты-носителя.

Технический результат в этом способе защиты достигается охлаждением металлооблицовки газохода пускового устройства за счет отвода тепла охлаждающей жидкостью, постоянно циркулирующей внутри плит газохода пускового устройства.

Суть изобретения также можно пояснить с использованием фиг.1, 2.

Струя 2, выходящая из сопла двигательной установки 1 при старте ракеты-носителя, через доли секунды достигает металлооблицовки 10 газохода 14 пускового устройства, создавая при этом тепловое деструктивное воздействие на элементы пускового устройства и стартового сооружения 3, в котором размещено пусковое устройство (фиг. 1).

Для снижения этого теплового воздействия через трубопроводы 12 обеспечивается подача охлаждающей жидкости в теплоотводящие каналы 11 в металлооблицовке 10 газохода пускового устройства (фиг. 2).

В качестве охладителя используется вода или специальная смесь.

Для создания необходимого давления в трубопроводе 4 создается система из насосов 9 и запорных вентилей 7 и 8 (фиг. 1). Необходимый запас охлаждающей жидкости для выполнения задачи хранится в емкости 5, подача охлаждающей жидкости из нее осуществляется через фильтр 6 (фиг. 1). Движение охлаждающей жидкости внутри металлооблицовки 10 газохода пускового устройства осуществляется по теплоотводящим каналам 11 (фиг. 2) и выполняется в направлении 13, что позволяет обеспечить замкнутую кольцевую схему движения охлаждающей жидкости (фиг. 1). По кольцевой схеме охлаждающая жидкость по обратному трубопроводу после выполнения задачи возвращается в емкость 5 (фиг. 1). Таким образом создается возможность отвода тепла от нагревающихся плит металлооблицовки 10 газохода 14 пускового устройства (фиг. 1) без дополнительного создания систем сбора и нейтрализации отработавшей жидкости.

Технически такой способ охлаждения элементов пускового устройства при старте ракеты-носителя путем подачи жидкости можно реализовать, используя технологическое оборудование стартового комплекса.

Таким образом, предложенный способ обеспечивает технический результат, заключающийся в снижении температурных нагрузок на элементы пускового устройства с целью обеспечения долговременной эксплуатации элементов пускового устройства и стартового сооружения.

Изобретение относится к оборудованию стартовых ракетных комплексов, в частности к способу охлаждения элементов пускового устройства ракеты-носителя. Для этого при старте ракеты-носителя постоянно циркулирует охлаждающая жидкость по теплоотводящим каналам в металлооблицовке газохода пускового устройства. Жидкость подается одновременно с запуском двигательной установки. Достигается охлаждение элементов пускового устройства и обеспечение долговременной их эксплуатации. 2 ил.

Способ охлаждения элементов пускового устройства при старте ракеты-носителя путем подачи жидкости, отличающийся тем, что постоянная циркуляция охлаждающей жидкости осуществляется по теплоотводящим каналам, созданным внутри плит в металлооблицовке газохода пускового устройства, при этом охлаждающая жидкость подается одновременно с запуском двигательной установки.