Двигательная установка космического аппарата Российский патент 2024 года по МПК B64G1/40 F02K9/42 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках маневренных космических аппаратов оперативного наблюдения, осуществляющих перелеты между рабочими орбитами с целью повышения оперативности получения информации из требуемых районов земной поверхности, а также обеспечения требуемых условий наблюдения.

Уровень техники

Перспективным направлением развития средств наблюдения земной поверхности является создание маневренных космических аппаратов оперативного наблюдения. Такие космические аппараты обладают повышенными маневренными возможностями, которые позволяют обеспечить высокую оперативность наблюдения заданных районов земной поверхности ограниченного размера за счет изменения трассы полета в процессе функционирования.

В связи с тем, что маневренные космические аппараты оперативного наблюдения в процессе функционирования совершают многократные межорбитальные перелеты с целью изменения трассы полета, возникает актуальная задача создания двигательных установок, обеспечивающих возможность выполнения маневров в широком диапазоне энергоемкостей, а также имеющих возможность многократного запуска.

Ввиду длительного срока активного существования маневренных космических аппаратов наблюдения, большого количества маневров в процессе функционирования, и, следовательно, высоких значений суммарного импульса тяги, целесообразным является использование двигательных установок с насосной системой подачи компонентов топлива (Двигательные установки космических летательных аппаратов: учебник / В.И. Ермолаев; Балт. гос.техн. ун-т. - СПб., 2016. - 214 с., рисунок 3.7, стр. 87).

Известен жидкостной ракетный двигатель с дожиганием турбогаза (патент RU2158839C2, опубл. 10.11.2000, заявл. 21.01.1999). Данный двигатель является примером двигателя с дожиганием окислительного генераторного газа. Недостатком двигателя, представленного в данном патенте, является то, что двигатель функционирует с использованием несамовоспламеняющихся компонентов топлива, а для повторного запуска двигателя требуется заправка ампул с пусковым горючим, что не позволяет применить двигатель в составе космических аппаратов.

Известна жидкостная ракетная двигательная установка со вспомогательной электрической мощностью (патент RU2711887C1, опубл. 23.01.2020, заявл. 13.04.2017). Недостатком данного решения является то, что предлагаемая двигательная установка предназначена для использования только с криогенными компонентами топлива, что затрудняет использование данной двигательной установки в составе космического аппарата, функционирующего длительное время на околоземной рабочей орбите ввиду сложности хранения криогенных компонентов топлива в течение длительного времени.

Известен жидкостной ракетный двигатель с насосной системой подачи с дожиганием окислительного генераторного газа (Двигательные установки космических летательных аппаратов: учебник / В.И. Ермолаев; Балт.гос.техн. ун-т. - СПб., 2016. - 214 с., рисунок 3.4, стр. 81). Достоинством данной двигательной установки является возможность многократного запуска, например, при использовании самовоспламеняющихся при взаимодействии компонентов топлива. Недостатком данного двигателя является то, двигатели с дожиганием генераторного газа имеют достаточно высокую массу и высокую сложность конструкции, в связи с чем данные двигатели используются при совершении маневров большой энергоемкости, например при выведении полезных нагрузок на околоземные орбиты (в составе ступеней ракет-носителей), при переводе космических аппаратов с низких орбит на высокие эллиптические орбиты, а также при осуществлении межпланетных перелетов.

Прототипом предлагаемого изобретения является жидкостной ракетный двигатель с насосной системой подачи без дожигания генераторного газа (Двигательные установки космических летательных аппаратов: учебник / В.И. Ермолаев; Балт.гос.техн. ун-т. - СПб., 2016. - 214 с., рисунок 3.3, стр. 77). В данном двигателе для раскрутки турбины турбонасосного агрегата используются продукты сгорания горючего и окислителя. Достоинством данной двигательной установки также является возможность многократного запуска, например, при использовании самовоспламеняющихся при взаимодействии компонентов топлива. Недостатком указанного двигателя является то, что продукты сгорания после раскрутки турбины турбонасосного агрегата сбрасываются в окружающую среду, что не позволяет достигнуть высоких значений удельного импульса ввиду того, что не все топливо проходит через камеру сгорания двигателя.

Раскрытие сущности изобретения

Задачей предлагаемого изобретения является обеспечение возможности создания двигательной установки космического аппарата, имеющей возможность многократного запуска, наиболее полное использование энергии топлива, а также имеющей возможность функционирования в широком диапазоне энергоемкостей.

Указанная задача решается за счет того, что в состав двигательной установки входят:

- топливные баки горючего и окислителя, содержащие самовоспламеняющиеся при взаимодействии компоненты топлива;

- газогенератор, выполненный с возможностью сжигания смеси горючего и окислителя с образованием окислительного газа;

- основная камера сгорания, выполненная с возможностью сжигания смеси горючего и окислителя;

- турбонасосный агрегат, включающий в себя турбину, вращаемую потоком окислительного газа, поступающего из газогенератора, насосы окислителя и горючего, приводимые вращением турбины, причем насосы горючего и окислителя выполнены с возможностью подачи компонентов в газогенератор и основную камеру сгорания;

- дополнительная камера сгорания, выполненная с возможностью сжигания смеси горючего, и окислительного газа, причем горючее подается в дополнительную камеру сгорания насосом горючего, а окислительный газ подается в дополнительную камеру сгорания из газогенератора после вращения турбины..

Для обеспечения поступления окислительного газа в дополнительную камеру сгорания в тракте окислительного газа, выходящего из турбины турбонасосного агрегата установлен челночный клапан, выполненный с возможностью переключения подачи окислительного газа в дополнительную камеру сгорания или сброса окислительного газа в окружающую среду.

В дополнительной камере сгорания предусмотрен тракт охлаждения, а горючее, поступающее в дополнительную камеру сгорания, перед поступлением к форсункам горючего дополнительной камеры проходит через тракт охлаждения дополнительной камеры, вызывая ее охлаждение.

В состав двигательной установки входят пускоотсечные клапаны горючего и окислителя, выполненные с возможностью открывать и закрывать тракты подачи компонентов топлива в основную камеру сгорания или дополнительную камеру сгорания.

Для обеспечения снижения давления подачи горючего в дополнительную камеру сгорания в состав в состав двигательной установки включен редуктор давления, выполненный с возможностью снижения давления горючего с величины выходного давления насоса горючего до давления подачи горючего в дополнительную камеру сгорания.

Техническим результатом реализации настоящего изобретения является повышение удельного импульса двигателя за счет более полного использования энергии топлива, обеспечение возможности многократного запуска двигателя, а также обеспечение возможности функционирования в широком диапазоне энергоемкостей.

Краткое описание чертежей

Сущность заявленного изобретения может быть раскрыта при помощи схемы двигательной установки космического аппарата, представленной на чертеже.

На чертеже приведены следующие обозначения:

1 - топливный бак окислителя;

2 - топливный бак горючего;

3 - основная камера сгорания;

4 - дополнительная камера сгорания;

5 - газогенератор;

6 - турбонасосный агрегат;

7 - насос окислителя;

8 - насос горючего;

9 - турбина;

10 - баллон с газом наддува;

11 - пускоотсечной клапан;

12 - газовый редуктор;

13 - пускоотсечной клапан;

14 - пускоотсечной клапан;

15 - пускоотсечной клапан;

16 - контур охлаждения;

17 - пускоотсечной клапан;

18 - челночный клапан;

19 - регулирующий дроссель;

20 - стабилизатор соотношения компонентов;

21 - регулирующий дроссель;

22 - пускоотсечной клапан;

23 - контур охлаждения;

24 - регулирующий дроссель;

25 - редуктор давления.

Осуществление изобретения

На чертеже представлена схема двигательной установки космического аппарата в соответствии с предлагаемым изобретением.

Двигательная установка космического аппарата включает топливный бак окислителя 1, топливный бак горючего 2, основную камеру сгорания 3, дополнительную камеру сгорания 4, газогенератор 5, турбонасосный агрегат 6, в состав которого входят насос окислителя 7, насос горючего 8, турбина 9.

В топливных баках окислителя 1 и горючего 2 содержатся самовоспламеняющиеся при взаимодействии компоненты, которыми могут быть, например, тетраоксид азота (окислитель) и несимметричный диметилгидразин (горючее)

Подача компонентов топлива к насосам окислителя 7 и горючего 8 осуществляется под воздействием газа наддува, поступающего из баллона 10. Открытие магистрали подачи газа наддува из баллона 10 осуществляется при помощи пускоотсечного клапана 11. Снижение давления газа до давления наддува в топливных баках окислителя 1 и горючего 2 осуществляется при помощи газового редуктора 12.

Насосы окислителя 7 и горючего 8 приводятся в действие вращением турбины 9.

Насос окислителя 7 создает требуемое давление подачи окислителя.

Подача окислителя в основную камеру сгорания 3 осуществляется при открытии пускоотсечного клапана 13. Одновременно осуществляется подача окислителя в газогенератор 5 при открытии пускоотсечного клапана 14.

Насос горючего 8 создает требуемое давление подачи горючего.

Подача горючего в основную камеру сгорания 3 осуществляется при открытии пускоотсечного клапана 15. Горючее перед поступлением в основную камеру сгорания 3 проходит через контур охлаждения 16 основной камеры сгорания. Одновременно осуществляется подача горючего в газогенератор 5 при открытии пускоотсечного клапана 17.

В основной камере сгорания 3 осуществляется образование смеси горючего и окислителя и сгорание этой смеси.

В газогенераторе 5 осуществляется образование смеси горючего и окислителя, сгорание этой смеси с образованием окислительного газа, после чего продукты сгорания поступают к турбине 9, приводя ее во вращение.

Окислительный газ, вышедший из турбины 9, поступает к челночному клапану 18, который выполнен с возможностью переключения подачи окислительного газа в дополнительную камеру сгорания 4 или сброса окислительного газа в окружающую среду.

Регулировка соотношения компонентов топлива в газогенераторе 5 осуществляется при помощи регулирующего дросселя 19 и стабилизатора соотношения компонентов 20.

Регулировка количества горючего в основной камере сгорания 3 осуществляется при помощи регулирующего дросселя 21.

Подача горючего в дополнительную камеру сгорания 4 осуществляется при открытии пускоотсечного клапана 22. При этом горючее перед поступлением в дополнительную камеру сгорания 4 проходит через контур охлаждения 23 дополнительной камеры сгорания.

Подача окислительного газа в дополнительную камеру сгорания 4 осуществляется при переключении челночного клапана 10 на подачу окислительного газа в дополнительную камеру сгорания 4.

В дополнительной камере сгорания 4 осуществляется образование смеси горючего и окислительного газа и сгорание этой смеси.

Регулировка количества горючего, поступающего в дополнительную камеру сгорания 4, осуществляется при помощи регулирующего дросселя 24.

Снижение давления подачи горючего в дополнительную камеру сгорания 4 с величины выходного давления насоса горючего 8 до давления подачи горючего в дополнительную камеру сгорания 4 осуществляется при помощи редуктора 25.

Двигательная установка космического аппарата функционирует следующим образом.

Перед началом функционирования двигательной установки пускоотсечные клапаны 11, 13, 14, 15, 17, 22 находятся в закрытом положении.

При запуске двигательной установки осуществляется открытие пускоотсечного клапана 11, после чего из баллона 10 осуществляется подача газа наддува в топливные баки окислителя 1 и горючего 2. Снижение давления подачи газа наддува до давления наддува топливных баков осуществляется при помощи газового редуктора 12.

Под давлением газа наддува осуществляется вытеснение компонентов топлива из топливных баков окислителя 1 и горючего 2 и заполнение магистралей подачи компонентов топлива до пускоотсечных клапанов 13, 14, 15, 17, 22.

После заполнения магистралей подачи компонентов топлива осуществляется открытие пускоотсечных клапанов 13, 14, 15, 17, после чего компоненты топлива под воздействием давления наддува топливных баков поступают в основную камеру сгорания 3 и газогенератор 5. При этом горючее перед поступлением в основную камеру сгорания 3 проходит через контур охлаждения 16 основной камеры сгорания.

В основной камере сгорания 3 осуществляется образование смеси горючего и окислителя и сгорание этой смеси.

В газогенераторе 5 осуществляется образование смеси горючего и окислителя и сгорание этой смеси с образованием окислительного газа, после чего продукты сгорания поступают к турбине 9 турбонасосного агрегата, приводя ее во вращение.

Вращение турбины 9 приводит в действие насосы окислителя 7 и горючего 8, которые создают требуемое давление подачи окислителя и горючего соответственно.

Окислительный газ, вышедший из турбины 9, поступает к челночному клапану 18, который выполнен с возможностью переключения подачи окислительного газа в дополнительную камеру сгорания 4 или сброса окислительного газа в окружающую среду.

Регулировка соотношения компонентов топлива в газогенераторе 5 осуществляется при помощи регулирующего дросселя 19 и стабилизатора соотношения компонентов 20.

Регулировка количества горючего, поступающего в основную камеру сгорания 3 осуществляется при помощи регулирующего дросселя 21.

Запуск дополнительной камеры сгорания 4 осуществляется после запуска газогенератора 5. Для запуска дополнительной камеры сгорания 4 осуществляется открытие пускоотсечного клапана 22, после чего осуществляется подача горючего в дополнительную камеру сгорания 4. При этом горючее перед поступлением в дополнительную камеру сгорания 4 проходит через контур охлаждения 23 дополнительной камеры сгорания 4.

Регулировка количества горючего, поступающего в дополнительную камеру сгорания 4, осуществляется при помощи регулирующего дросселя 24. Снижение давления подачи горючего в дополнительную камеру сгорания4 с величины выходного давления насоса горючего 8 до давления подачи горючего в дополнительную камеру сгорания 4 осуществляется при помощи редуктора 25.

Одновременно с открытием пускоотсечного клапана 22 осуществляется переключение челночного клапана 18 в положение, обеспечивающее подачу окислительного газа в дополнительную камеру сгорания 4.

В дополнительной камере сгорания 4 осуществляется образование смеси горючего и окислительного газа и сгорание полученной смеси.

Прекращение функционирования основной камеры сгорания 3 осуществляется закрытием пускоотсечных клапанов 13 и 15.

Прекращение функционирования дополнительной камеры сгорания 4 осуществляется закрытием пускоотсечного клапана 22 и переключением челночного клапана 18 в положение, обеспечивающее сброс окислительного газа в окружающее пространство.

Прекращение функционирования газогенератора осуществляется закрытием пускоотсечных клапанов 14 и 17.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к двигательным установкам (ДУ) космических аппаратов. ДУ содержит топливные баки горючего и окислителя, содержащие самовоспламеняющиеся компоненты топлива, газогенератор, выполненный с возможностью сжигания смеси горючего и окислителя с образованием окислительного газа, основную камеру сгорания, выполненную с возможностью сжигания смеси горючего и окислителя, турбонасосный агрегат, включающий в себя турбину, вращаемую потоком окислительного газа, поступающего из газогенератора, насосы окислителя и горючего, приводимые вращением турбины. Насосы горючего и окислителя выполнены с возможностью подачи компонентов в газогенератор и основную камеру сгорания. ДУ содержит дополнительную камеру сгорания, выполненную с возможностью сжигания смеси горючего и окислительного газа, причем горючее подается в дополнительную камеру сгорания насосом горючего, а окислительный газ подается в дополнительную камеру сгорания из газогенератора после вращения турбины. Достигается повышение удельного импульса двигателя за счет более полного использования энергии топлива, обеспечение возможности многократного запуска двигателя, а также обеспечение возможности функционирования в широком диапазоне энергоемкостей. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Двигательная установка космического аппарата, включающая топливные баки горючего и окислителя, содержащие самовоспламеняющиеся при взаимодействии компоненты топлива, газогенератор, выполненный с возможностью сжигания смеси горючего и окислителя с образованием окислительного газа, основную камеру сгорания, выполненную с возможностью сжигания смеси горючего и окислителя, турбонасосный агрегат, включающий в себя турбину, вращаемую потоком окислительного газа, поступающего из газогенератора, насосы окислителя и горючего, приводимые вращением турбины, причем насосы горючего и окислителя выполнены с возможностью подачи компонентов в газогенератор и основную камеру сгорания, отличающаяся тем, что в состав двигательной установки космического аппарата входит дополнительная камера сгорания, выполненная с возможностью сжигания смеси горючего и окислительного газа, причем горючее подается в дополнительную камеру сгорания насосом горючего, а окислительный газ подается в дополнительную камеру сгорания из газогенератора после вращения турбины.

2. Двигательная установка космического аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что в тракте окислительного газа, выходящего из турбины, установлен челночный клапан, выполненный с возможностью переключения подачи окислительного газа в дополнительную камеру сгорания или сброса окислительного газа в окружающую среду.

3. Двигательная установка космического аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что в дополнительной камере сгорания предусмотрен тракт охлаждения, а горючее, поступающее в дополнительную камеру сгорания, перед поступлением к форсункам горючего дополнительной камеры проходит через тракт охлаждения дополнительной камеры, вызывая ее охлаждение.

4. Двигательная установка космического аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что в состав двигательной установки входят пускоотсечные клапаны горючего и окислителя, выполненные с возможностью открывать и закрывать тракты подачи компонентов топлива в основную камеру сгорания или дополнительную камеру сгорания.

5. Двигательная установка космического аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что в состав двигательной установки включен редуктор давления, выполненный с возможностью снижения давления горючего с величины выходного давления насоса горючего до давления подачи горючего в дополнительную камеру сгорания.