СПОСОБ ПОДАЧИ ВОДЫ ДЛЯ ОХЛАЖДЕНИЯ ПУСКОВОЙ УСТАНОВКИ ПРИ СТАРТЕ РАКЕТ Российский патент 2025 года по МПК B64G5/00 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к стартовым установкам космических ракетных комплексов, в частности к оборудованию для снижения температурных нагрузок на элементы пускового устройства.

Уровень техники

При старте ракеты-носителя технологическое оборудование и сооружения стартовых ракетных комплексов работают в весьма специфических условиях, что определено действием ряда характерных нагрузок. Одна из основных нагрузок обусловлена воздействием газовой струи при запуске и работе двигательной установки ракеты-носителя. Высокотемпературное тепловое нагружение элементов пусковой установки и другого технологического оборудования в зоне протекания газового потока негативно сказывается на техническом состоянии, возможности долговременной эксплуатации как самого стартового оборудования, так и элементов стартового сооружения.

В настоящее время известен ряд способов и устройств, в которых описываются подача воды в струю двигательной установки с целью снижения пусковых нагрузок на ракету-носитель и элементы стартового комплекса.

Из уровня техники известен способ предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя (см. патент РФ №2099255 от 20.12.1997 г.) в котором используется система охлаждения газовой струи двигателя ракеты-носителя, включающая трубопроводы, проложенные от емкости с водой к патрубкам со щелевыми насадками, установленным на пусковом столе.

Система подразумевает ввод с помощью патрубка охлаждающего водяного потока в центр сверхзвуковой газовой струи двигательной установки ракеты-носителя после выхода ее из сопла двигателя (см. инженерное пособие «Технологические объекты наземной инфраструктуры ракетно-космической техники» Книга 1 / под общ. ред. И.В. Бармина. - М.: Полиграфикс РПК, 2005). Система предназначена для защиты газоотражателя от воздействия высокотемпературного газового потока, а также охлаждения этого потока и защиты хвостовой части ракеты космического назначения.

Технической задачей, решаемой настоящим изобретением, является увеличение интенсивности охлаждения газовой струи ракетного двигателя, снижение газодинамического и акустического воздействия на ракету космического назначения и уменьшение габаритов газоотражателя за счет увеличения количества воды, дисперсно подаваемой в газовую струю ракетного двигателя, и увеличение длины участка газовой струи, в который она вводится.

Известно устройство для снижения акустического воздействия на ракету-носитель при ее старте (см. патент РФ №2320884 от 17.04.2006 г.), содержащее размещенный на стартовом столе осесимметрично относительно оси ракеты-носителя кольцевой водовод с патрубками подвода воды и каналами для подачи воды на завесу, выполненными на верхней торцевой поверхности кольцевого водовода. Устройство предусматривает создание водовода замкнутой формы с патрубками для подвода воды и щелями для подачи воды, что обеспечивает образование вокруг газовой струи ракетного двигателя полой водяной завесы.

Также известен способ снижения акустического воздействия на ракету-носитель при ее старте (см. патент РФ №2320883 от 17.04.2006 г.), включающий создание замкнутой водяной завесы вокруг хвостового отсека ракеты-носителя и струи продуктов сгорания.

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

Известен способ снижения акустического воздействия на ракету-носитель при ее старте и устройство для снижения акустического воздействия на ракету-носитель при ее старте (см. патент РФ №2445195 от 24.02.2011 г.).

Способ заключается в том, что создают замкнутую водяную завесу, прилегающую к хвостовому отсеку ракеты-носителя и к струе продуктов сгорания, которую формируют нисходящие потоки падающих струй, предварительно направленных вверх под углом к оси ракеты-носителя. Нисходящие потоки от отдельных струй падают у хвостового отсека с частичным перекрытием. Предложенное в этом способе устройство содержит размещенный на стартовом столе осесимметрично относительно оси ракеты-носителя кольцевой водовод с патрубками подвода воды и каналами для подачи воды на завесу, выполненными на верхней торцевой поверхности кольцевого водовода.

Все вышеописанные устройства и способы требуют значительных энергозатрат для обеспечения возможности подачи необходимых объемов воды и связаны с необходимостью создания для этого дополнительного специального оборудования.

Известно, что в системах охлаждения пусковых установок могут применяться гравитационная, насосная и вытеснительная схемы подачи воды (см. Технологическое оборудрование отечественных ракетно-космических комплексов: Учебное пособие для вузов / Г.П. Бирюков, Е.Н. Манаенков, Б.К. Левин; под ред. А.С.Фадеева, А.В. Торпачева. - М.: Изд-во "Рестарт", 2012).

Гравитационная схема подразумевает наличие резервуара с водой, находящегося гораздо выше патрубков, доставляющих воду к высокотемпературному источнику. Столб воды в этом случае перемещается по трубопроводу самотеком, под собственным весом.

В насосной схеме вода для охлаждения перемещается по трубопроводу под действием насосов.

Вытеснительная схема предполагает накопление запасов сжатого газа и подачу охлаждающей жидкости из резервуаров хранения путем их наддува газом.

Использование гравитационной схемы на стартовых комплексах ограничено низким давлением воды на выходе из трубопровода и необходимостью увеличивать высоту расположения резервуаров с водой.

Насосный и вытеснительный способы подачи воды подразумевают наличие значительных материальных и энергетических затрат для обеспечения доставки необходимого количества воды с требуемым давлением к месту, которое необходимо охладить. Системам охлаждения, реализующим насосный способ подачи или вытеснительный способ с созданием давления в резервуарах за счет запаса газа с помощью систем газоснабжения присущи высокая энергоемкость, инерционность, длительная предпусковая подготовка.

Предлагается новый способ подачи воды для охлаждения пусковой установки при старте ракет с использованием мощности струи двигательной установки для создания давления в резервуаре с жидкостью и требуемого напора воды на выходе из трубопровода системы охлаждения. При этом подача воды происходит в зону натекания струи двигательной установки на элементы газохода.

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, 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

Раскрытие сущности изобретения

В целях решения проблемы снижения тепловых и акустических нагрузок от газовой струи ракетного двигателя на элементы пускового оборудования и стартового сооружения, при котором техническим результатом будет являться увеличение времени эксплуатации данных элементов стартового комплекса.

Сущность предлагаемого способа заключается в том, что внутри стартового сооружения под пусковым устройством размещают резервуар с охлаждающей жидкостью, в который встроен поршень, обеспечивающий давление на жидкость, находящуюся в резервуаре, в период работы двигательной установки ракеты-носителя при ее старте. Подачу охлаждающей жидкости обеспечивают путем давления на поршень, встроенный в резервуар, газовой струи из двигательной установки в период ее работы.

Шток поршня жестко связан с частью газохода непосредственно под ракетой. Вытеснение воды из резервуара происходит по трубопроводу, встроенному в поршень и его шток.

Применение данного способа позволит обеспечить технический результат, заключающийся в непрерывной подаче охлаждающей жидкости с целью снижения температурных нагрузок на элементы пускового устройства и обеспечения долговременной эксплуатации элементов пускового устройства и стартового сооружения. Краткое описание чертежей Фиг. 1, 2:

1 - Ступень ракеты космического назначения (РКН);

2 - Сопло двигательной установки (ДУ);

3 - Силовая конструкция пускового устройства (ПУ);

4 - Стартовое сооружение;

5 - Направление движения воды в газоходе после включения ДУ;

6 - Верхняя площадка поршня;

7 - Давление струи ДУ на верхнюю площадку поршня;

8 - Резервуар;

9 - Охлаждающая жидкость в виде воды;

10 - Давление поршня на воду в резервуаре;

11 - Поршень;

12 - Трубопровод системы охлаждения;

13 - Газоход ПУ;

14 - Газовая струя продуктов сгорания ДУ (после ее включения);

15 - Газовая струя продуктов сгорания ДУ (на номинальном режиме);

16 - Направление движения газовой струи ДУ после взаимодействия с водой;

17 - Двухфазная среда после взаимодействия струи ДУ с водой;

18 - Давление струи ДУ на верхнюю площадку поршня после выхода на номинальный режим;

19 - Давление поршня на воду в резервуаре;

20 - Направление движения воды в резервуаре под воздействием поршня;

21 - Направление движения воды над верхней площадкой поршня.

Осуществление изобретения

На стартовом комплексе ракета космического назначения 1 размещается на пусковом устройстве 3, вмонтированном в бетонное стартовое сооружение 4. Для отвода струи двигательной установки рядом со стартовым сооружением размещается газоход 12. Таким образом обеспечивается снижение температурных нагрузок на днище РКН и элементы пускового устройства и стартового сооружения.

При использовании для запуска РКН двигателей большой мощности необходимо принимать дополнительные меры для снижения температурных нагрузок от струи ДУ. Для этого предлагается использовать самоорганизованную систему подачи воды в струю ДУ.

Под пусковым устройством в нише стартового сооружения размещается резервуар 8 с необходимым количеством охлаждающей жидкости 9. В резервуар встроен поршень 11, жестко соединенный трубопроводом 12 с верхней площадкой 6. При включении ДУ из ее сопла истекает газовая струя 14 продуктов сгорания, создавая пусковые нагрузки, связанные с резким повышением давления и температуры. Давление 7 струи ДУ начинает действовать на верхнюю площадку 6 поршня, передавая усилие через трубопровод 12 и поршень 11 на воду 9, находящуюся в резервуаре. Описанный выше процесс изображен на фиг.1.

При наборе двигателем номинальной тяги, необходимой для отрыва от пускового устройства, струя ДУ 15 увеличивает свою мощность, продолжая с еще большим усилием 18 давить на верхнюю часть поршня. Усилие передается на поршень, увеличивая давление 19 на воду в резервуаре, выдавливая ее вверх 20 по трубопроводу.

Над верхней площадкой 6 происходит растекание 16 струи ДУ и ее взаимодействие с водой 21, создавая двухфазное образование 17, движущееся по газоходу в форме пара. Описанный выше процесс изображен на фиг. 2.

Таким образом, создается возможность непрерывной подачи воды в зону течения струи двигательной установки с использованием ее мощности без использования дополнительных материальных ресурсов и элементов технологического оборудования для обеспечения требуемого напора жидкости, подающейся для охлаждения пусковой установки ракет.

Изобретение относится к оборудованию стартовых ракетных комплексов, в частности к способу охлаждения элементов пускового устройства ракеты-носителя. Для охлаждения пусковой установки при старте ракет непрерывно подают охлаждающую жидкость в зону течения струи двигательной установки в период ее работы. Подача охлаждающей жидкости в газоход пускового устройства обеспечивается давлением поршня на жидкость, находящуюся в резервуаре, расположенном внутри стартового сооружения под пусковым устройством. Давление на поршень обеспечивает газовая струя из двигательной установки. Достигается охлаждение элементов пускового устройства и обеспечение долговременной их эксплуатации. 2 ил.

Способ подачи воды для охлаждения пусковой установки при старте ракет, заключающийся в непрерывной подаче охлаждающей жидкости в зону течения струи двигательной установки в период ее работы, отличающийся тем, что подача охлаждающей жидкости в газоход пускового устройства обеспечивается давлением поршня на жидкость, находящуюся в резервуаре, расположенном внутри стартового сооружения под пусковым устройством, при этом давление на поршень обеспечивает газовая струя из двигательной установки.