Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при эксплуатации ракет с двигательными установками на базе ЖРД, использующими гелеобразное ракетное горючее с порошкообразной металлической присадкой.
Запуск двигательной установки с ЖРД является сложной процедурой, при этом комплектация двигательной установки аппаратурой автоматики, циклограмма их работы зависят от типа системы подачи, типа двигателя (двигатель с дожиганием генераторного газа или без него и др.), состава ракетного топлива (пара «горючее-окислитель») и др. характеристик (см., напр. /1, с. 254-265/, 12, с. 64-66/), при этом общий алгоритм процедуры запуска для распространенных пар «окислитель-горючее» известен: наддув баков → заполнение трубопроводов до насосов и полостей насосов → продувка трубопроводов за главными клапанами → запуск ТНА → открытие главных клапанов с учетом опережения подачи по одному из компонентов → включение камеры ЖРД.
Ракетная двигательная установка с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания (см. /3/) содержит бак для гелеобразного горючего с порошкообразной металлической присадкой и гидравлическую магистраль между баком и камерой сгорания с электромагнитным регулятором вязкости гелеобразного горючего, расположенным перед насосным агрегатом.
Ракетное горючее, применяемое в такой установке, является двухкомпонентным и состоит из загущенного жидкого компонента и взвешенных в нем порошкообразных электропроводящих металлических частиц.
согласно закону Фарадея воздействие переменного магнитного поля на порошкообразные частицы, являющиеся проводниками, приводит к возникновению в них индукционных токов, при этом отмечается (напр., /4/), что в результате воздействия вращающегося электромагнитного поля на вещество (в данном случае гелеобразное горючее с порошкообразной металлической присадкой), содержащее металлические частицы, в последнем возникает ряд эффектов, которые наряду с механическим и тепловым воздействием непосредственно влияют на вещество, изменяя его физико-химические свойства.
Поэтому при воздействии вращающегося электромагнитного поля на гелеобразное горючее с порошкообразной металлической добавкой происходит разжижение геля.
Известен /5/ трехкомпонентный ЖРД и способ его запуска, включающий одновременный запуск двигателей первой и второй ступеней, работающих на окислителе и первом горючем, выключение двигателей первой ступени и сброс блоков первой ступени, причем после сброса ракетных блоков первой ступени каждый двигатель второй ступени переводят на питание вторым горючим, а перед подачей второго горючего трубопроводы горючего и систему регенеративного охлаждения каждого сопла продувают инертным газом для удаления остатков первого горючего и охлаждают насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего, сбрасывая второе горючее через дренажный клапан до получения в дренажном трубопроводе жидкой фазы, что контролируют по датчику температуры, установленному перед дренажным клапаном.
В другом /6/ способе работы трехкомпонентного ракетного двигателя, включающем подачу в газогенератор и, по меньшей мере, в одну камеру сгорания окислителя и горючего, их воспламенение и выброс продуктов сгорания через сопло, после выработки первого горючего в газогенератор подают часть второго горючего, а потом - остальное второе горючее, охлаждают насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего, сбрасывая второе горючее через дренажный клапан до получения в дренажном трубопроводе жидкой фазы, что контролируют по датчику температуры и датчику давления, установленным перед дренажным клапаном.
В отмеченных аналогах отсутствуют сведения об особенностях запуска двигательной установки с ЖРД, использующим порошкообразный металл в качестве одного из компонентов горючего.
Прототипом изобретения является техническое решение по 111, в котором описана двигательная установка летательного аппарата с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания, содержащая бак для гелеобразного горючего с порошкообразной металлической присадкой, гидравлическую магистраль между баком и камерой сгорания, насосный агрегат, обеспечивающий подачу горючего из бака в камеру сгорания и связанный с коммутатором, регулятор вязкости гелеобразного горючего, расположенный перед насосным агрегатом, систему наддува бака, включающую аккумулятор давления, трубопровод наддува, вентиль и датчик давления наддува, связанный с коммутатором. Система управления такой двигательной установки содержит измеритель вязкости горючего, подсоединенный через коммутатор к источнику электропитания, коммутатор выполнен с возможностью подачи сигнала на запуск насосного агрегата в зависимости от измеряемой вязкости горючего, при этом измеритель вязкости установлен в гидравлической магистрали между регулятором вязкости и насосным агрегатом, электрический выход измерителя вязкости через коммутатор соединен с пусковым устройством насосного агрегата и с пускоотсечным клапаном на гидравлической магистрали. Система управления содержит измеритель температуры горючего, подсоединенный к источнику электропитания и установленный в гидравлической магистрали.
В прототипе 111 процессы запуска двигательной установки с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания ЖРД не рассмотрены.
В соответствии с вышеизложенным, задачей заявляемого изобретения является разработка процедуры запуска двигательной установки с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания ЖРД, использующего гелеобразное горючее с порошкообразной металлической добавкой.
В заявляемом способе поставленная задача решается следующим путем.
В способе запуска двигательной установки с ЖРД, использующим гелеобразное ракетное горючее с порошкообразной металлической присадкой, содержащей баки окислителя и гелеобразного горючего с порошкообразной металлической присадкой, гидравлические магистрали между баками и камерой сгорания с насосами, обеспечивающими подачу компонентов топлива в камеру сгорания, систему наддува баков, датчики вязкости и температуры горючего, установленные в гидравлической магистрали горючего перед насосом и подсоединенные к коммутатору, источник электропитания и электромагнитный регулятор вязкости гелеобразного горючего, расположенный перед соответствующим насосом, подключаемый к источнику многофазного электропитания и способный генерировать вращающееся электромагнитное поле, воздействующее на горючее и заключающемся в наддуве баков, заполнении гидравлических магистралей и полостей насосов компонентами топлива, продувке трубопроводов, запуске турбонасосных агрегатов, открытии пускоотсечных клапанов и включении камеры сгорания ЖРД, перед запуском турбонасосного агрегата по гидравлической магистрали горючего подают многофазное электропитание на электрическую обмотку регу штора вязкости от внешнего источника электропитания, затем осуществляют запуск бортового агрегата электропитания двигательной установки, при этом измеряют выходные параметры электропитания бортового агрегата и вязкость горючего перед насосом, а при достижения выходных параметров электропитания бортового агрегата и вязкости горючего базовых параметров переключают источник электропитания регулятора вязкости горючего с внешнего на бортовой, после чего запускают турбонасосный агрегат.
Сущность изобретения поясняется прилагаемыми чертежами, где на фиг. 1 показана схема двигательной установки с элементами ее коммутации с внешними устройствами, на фиг. 2 - пример конструктивного исполнения гидравлической магистрали подачи горючего в турбонасосный агрегат, на фиг. 3 - примерная циклограмма процедуры запуска.
На фиг. 1 и 2 обозначено: 1 - камера сгорания ЖРД, 2 - бак для гелеобразного горючего с порошкообразной металлической добавкой, 3 - бак для окислителя, 4 - система для наддува баков и продувки трубопроводов подачи, 5 - бортовой источник электропитания, 6 - коммутатор, 7 - турбонасосный агрегат, 8 - газогенератор турбонасосного агрегата, 9 - электромагнитный регулятор вязкости гелеобразного горючего, 10 - бортовой источник многофазного электропитания регулятора вязкости гелеобразного горючего, 11 - линия подачи электропитания регулятора вязкости 9 от бортового источника 10, 12 - внешний источник многофазного электропитания регулятора вязкости гелеобразного горючего, 13 - линия подачи электропитания регулятора вязкости 9 от внешнего источника 12, 14 - измерительный блок параметров гелеобразного горючего, 15 - гидравлическая магистраль подачи горючего в турбонасосный агрегат, 16 - вентиль гидравлической магистрали подачи горючего в турбонасосный агрегат, 17 - гидравлическая магистраль подачи окислителя в турбонасосный агрегат, 18 - вентиль гидравлической магистрали подачи окислителя в турбонасосный агрегат, 19 - линия продувки трубопровода подачи горючего, 20 - линия продувки трубопровода подачи окислителя, 21 - трубопровод подачи горючего, 22 - трубопровод подачи окислителя, 23 - пускоотсечной клапан подачи горючего, 24 - пускоотсечной клапан подачи окислителя, 25 - выхлоп турбины привода насосов, 26 - линии связи коммутатора с аппаратурой автоматики и управления двигательной установки, 27 - электрические разъемы, 28 - линия контура двигательной установки.
На фиг. 2 обозначено: 30 - трубопровод подачи горючего из бака 2 в турбонасосный агрегат 7, 31 - нагреватель трубопровода 30.
Электромагнитный регулятор вязкости гелеобразного горючего 9 содержит электрическую обмотку, при подаче на которую многофазного электрического тока она генерирует вращающееся электромагнитное поле, которое воздействует на гелеобразное горючее с порошкообразной металлической добавкой 29, в результате такого воздействия вследствие электромагнитной индукции и ее влияния на порошкообразные металлические частицы вязкость горючего существенно снижается и становится возможной подача его в камеру сгорания 1 с помощью турбонасосного агрегата 7.
Все устройства автоматики и управления двигательной установки электрически соединены с коммутатором 6 линиями связи 26.
При запуске двигательной установки производится наддув баков 2 и 3 от системы 4. Затем заполняются гидравлические магистрали и полости насосов компонентами топлива, для чего открываются вентили 16 и 18 на гидравлических магистралях 15 и 17, при этом гидравлическая магистраль подачи горючего 15 и полость насоса подачи горючего может быть не заполнена ввиду того, что не произошло разжижение гелеобразного горючего 29. Поэтому на электрическую обмотку регулятора вязкости 9 подается многофазное электропитание от внешнего источника электропитания 12. Под воздействием вращающегося электромагнитного поля происходит существенное снижение вязкости гелеобразного горючего в области нижнего днища бака 2 и места стыковки трубопровода магистрали 15, поэтому под воздействием давления наддува бака 2 происходит заполнение гидравлической магистрали 15 и полость насоса подачи горючего.
С целью интенсификации процесса заполнения по линии подачи горючего трубопровод магистрали 15 может дополнительно подогреваться соответствующими нагревателями, установленными на трубопроводе. Эти нагреватели могут быть подключены как к внешнему источнику электропитания 12, так и к бортовому источнику 10.
После завершения заполнения гидравлических магистралей производится продувка трубопроводов подачи горючего 21 и окислителя 22 с применением соответствующих линий 19 и 20.
После подачи многофазного электропитания на электрическую обмотку регулятора вязкости 9 от внешнего источника электропитания 12 производится автономный запуск бортового источника электропитания 10, при этом бортовой источник 10 остается подключенным к электрическому имитатору регулятора вязкости (на фиг. 1 не показан). В процессе автономного запуска источника электропитания 10 с применением измерительного блока 14 производится измерение выходных параметров электропитания, создаваемых источником 10, а также вязкости горючего в заполненной магистрали 15.
При достижении выходных параметров электропитания, создаваемых источником 10 и вязкости гелеобразного горючего базовых параметров, обеспечивающих штатный запуск двигательной установки, производится переключение источника электропитания регулятора вязкости горючего с внешнего 12 на бортовой 10 переключением разъемов 27, после чего запускают газогенератор 8 и турбонасосный агрегат 7. Отработанные газы газогенератора 8 выходят через выхлоп 25.
При заполнении гидравлических магистралей и полостей насосов компонентами топлива гидравлическая магистраль подачи горючего и полость насоса подачи горючего может быть не заполнена ввиду того, что не произошло разжижение гелеобразного горючего.
На эксплуатационные свойства гелеобразного горючего влияет температура. При повышении температуры, как правило, прочностные и вязкостные свойства гелей резко снижаются (напр., /8/). Например, для гелеобразного ракетного горючего «алюмизин», в состав которого входят гидразин, порошкообразный алюминий и поверхностно-активное вещество САКАП {191, с. 222-224/), при температуре свыше 43,3°С происходит разжижение геля /10, с. 127/.
С целью интенсификации процесса заполнения по линии подачи горючего трубопровод этой магистрали может дополнительно подогреваться соответствующими нагревателями, установленными на трубопроводе.
Гидравлическая магистраль подачи горючего «бак - турбонасосный агрегат» (см. фиг. 2) включает в себя трубопровод 30 с нагревательным элементом 31, который включается в работу при дополнительном разогреве горючего 29 в области регулятора вязкости 9 и внутри трубопровода 30.
По фиг. 3 точка 0 соответствует подаче команды на запуск «ключ на старт». По фиг. 3а в момент времени 0 начинается наддув баков. Наддув баков заканчивается в момент времени t1. В этот момент открываются вентили 16 и 18 на гидравлических магистралях 15 и 17, заполняются гидравлические магистрали и полости насосов компонентами топлива. Заполнение магистралей заканчивается в момент времени t1 (фиг. 3б). После заполнения магистралей начинается продувка трубопроводов подачи горючего 21 и окислителя 22, выход продувки на режим обозначен на фиг. Зв временем t3, конец продувки - временем t4.
По фиг. 3г, в момент времени t3 производится запуск внешнего источника многофазного электропитания регулятора вязкости 12, который выходит на режим в момент времени t5, а от этого времени t5 через программируемый коммутатором временной отрезок Δt1 в момент времени U производится запуск бортового источника многофазного электропитания регулятора вязкости 10 (фиг. 3д). Электрические выходы бортового источника 10 при этом подключены к электрическому имитатору регулятора вязкости. Выход на режим бортового источника 10 происходит в момент времени t7. Осуществляется измерение выходных параметров бортового источника 10 и вязкости горючего 29 в трубопроводе 15. Через временной отрезок Δt2 после достижения выходных параметров бортового источника 10 и вязкости горючего базовых параметров производится переключение электропитания регулятора вязкости 9 с внешнего 12 на бортовой источник 10 (фиг. 3е, моменты времени t8 - включение, t9 - выход на режим). После переключения источников электропитания производится запуск турбонасосного агрегата (фиг. 3ж, выход на режим агрегата - момент времени t10). После запуска турбонасосного агрегата открываются пускоотсечные клапаны 23 и 24 на трубопроводах 21 и 22 (фиг. 3и, время t11) и производится запуск двигательной установки с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания ЖРД.
Список литературы:
1. Козлов А.А. и др. Системы питания и управления жидкостных ракетных двигательных установок. - М.: - Машиностроение, 1988. - 352 с: ил.
2. Г.Г. Гахун и др. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей. Под общ. ред. Г.Г. Гахуна. - М.: Машиностроение, 1989. - 424 с: ил.
3. Двигательная установка летательного аппарата с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания двигателя. Заявка на изобретение RU 2021104837 от 25.02.2021, опубл. 17.09.2021, бюл. №26.
4. Мищенко М.В., Боков М.М., Гришаев М.Е. Активация технологических процессов обработки материалов в аппаратах с вращающимся электромагнитным полем// Фундаментальные исследования. - 2015. - №2-16. - С. 3508-3512.
5. Многоступенчатая ракета-носитель, способ ее запуска и трехкомпонентный ракетный двигатель. Патент на изобретение RU 2385274, 2008.
6. Многоступенчатая ракета-носитель, трехкомпонентный ракетный двигатель, способ его запуска, турбонасосный агрегат и трехкомпонентный газогенератор. Патент на изобретение RU 2390476, 2008.
7. Система управления двигательной установки летательного аппарата с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания. Патент на изобретение RU 2784126, 2021.
8. Воюцкий С.С. Курс коллоидной химии. 2-е изд., перераб. и доп. - М., «Химия», 1975.
9. В.Е. Алемасов, А.Ф. Дрегалин, А.П. Тишин. Теория ракетных двигателей. Под редакцией В.П. Глушко, - М.: Машиностроение, 1980.
10. 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.
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при эксплуатации ракет с двигательными установками с насосной подачей порошкообразного металла в камеру сгорания ЖРД. Способ запуска двигательной установки с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания ЖРД, содержащей баки окислителя и гелеобразного горючего с порошкообразной металлической присадкой, гидравлические магистрали между баками и камерой сгорания с насосами, обеспечивающими подачу компонентов топлива в камеру сгорания, расположенный перед соответствующим насосом электромагнитный регулятор вязкости гелеобразного горючего, подключаемый к источнику многофазного электропитания и способный генерировать вращающееся электромагнитное поле, воздействующее на горючее, систему наддува баков, датчики вязкости и температуры горючего, установленные в гидравлической магистрали горючего перед насосом и подсоединенные к коммутатору, и источник электропитания, и заключающийся в наддуве баков, заполнении гидравлических магистралей и полостей насосов компонентами топлива, продувке трубопроводов, запуске турбонасосных агрегатов, открытии пускоотсечных клапанов и включении камеры сгорания ЖРД, при этом перед запуском турбонасосного агрегата по гидравлической магистрали горючего подают многофазное электропитание на электрическую обмотку регулятора вязкости от внешнего источника электропитания, затем осуществляют запуск бортового агрегата электропитания двигательной установки, при этом измеряют выходные параметры электропитания бортового агрегата и вязкость горючего перед насосом, а при достижения выходных параметров электропитания бортового агрегата и вязкости горючего базовых параметров переключают источник электропитания регулятора вязкости горючего с внешнего на бортовой, после чего запускают турбонасосный агрегат. Перед запуском турбонасосного агрегата трубопровод гидравлической магистрали горючего от места присоединения его с днищем бака горючего до входа в турбонасосный агрегат дополнительно подогревают. Изобретение обеспечивает интенсификацию процесса заполнения трубопровода по линии подачи горючего. 3 ил.
Способ запуска двигательной установки с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания ЖРД, использующего гелеобразное ракетное горючее с порошкообразной металлической присадкой, содержащей баки окислителя и горючего, гидравлические магистрали между баками и камерой сгорания с насосами, обеспечивающими подачу компонентов топлива в камеру сгорания, систему наддува баков, датчики вязкости и температуры горючего, установленные в гидравлической магистрали горючего перед насосом и подсоединенные к коммутатору, источник электропитания и электромагнитный регулятор вязкости гелеобразного горючего, расположенный перед соответствующим насосом, подключаемый к источнику многофазного электропитания и способный генерировать вращающееся электромагнитное поле, воздействующее на горючее, и заключающийся в наддуве баков, заполнении гидравлических магистралей и полостей насосов компонентами топлива, продувке трубопроводов, запуске турбонасосных агрегатов, открытии пускоотсечных клапанов и включении камеры сгорания ЖРД, отличающийся тем, что перед запуском турбонасосного агрегата по гидравлической магистрали горючего подают многофазное электропитание на электрическую обмотку регулятора вязкости от внешнего источника электропитания, затем осуществляют запуск бортового агрегата электропитания двигательной установки, при этом измеряют выходные параметры электропитания бортового агрегата и вязкость горючего перед насосом, а при достижения выходных параметров электропитания бортового агрегата и вязкости горючего базовых параметров переключают источник электропитания регулятора вязкости горючего с внешнего на бортовой, после чего запускают турбонасосный агрегат.
| Система управления двигательной установки летательного аппарата с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания | 2021 |
|
RU2784126C2 |
| КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ИЛИ ГАЗОГЕНЕРАТОРА С ЛАЗЕРНЫМ УСТРОЙСТВОМ ВОСПЛАМЕНЕНИЯ КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА И СПОСОБ ЕЕ ЗАПУСКА | 2011 |
|
RU2468240C1 |
| CN 110005546 A, 12.07.2019 | |||
| CN 112196702 A, 19.12.2020 | |||
| JP 2010096183 A, 30.04.2010. | |||
