RU2043955C1 - Способ выведения космических аппаратов на орбиту - Google Patents
Способ выведения космических аппаратов на орбиту Download PDFInfo
- Publication number
- RU2043955C1 RU2043955C1 SU5035641A RU2043955C1 RU 2043955 C1 RU2043955 C1 RU 2043955C1 SU 5035641 A SU5035641 A SU 5035641A RU 2043955 C1 RU2043955 C1 RU 2043955C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stage
- engines
- tank
- tanks
- launch vehicle
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 11
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 23
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims description 4
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims description 2
- 230000006378 damage Effects 0.000 abstract description 9
- 239000003380 propellant Substances 0.000 abstract description 5
- 208000027418 Wounds and injury Diseases 0.000 abstract 2
- 208000014674 injury Diseases 0.000 abstract 2
- 238000011084 recovery Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 6
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 4
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 4
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 3
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 2
- 239000002689 soil Substances 0.000 description 2
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 1
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 description 1
- 238000009835 boiling Methods 0.000 description 1
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 230000005574 cross-species transmission Effects 0.000 description 1
- 238000006731 degradation reaction Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 1
- 230000001590 oxidative effect Effects 0.000 description 1
- 238000004321 preservation Methods 0.000 description 1
- 231100000331 toxic Toxicity 0.000 description 1
- 230000002588 toxic effect Effects 0.000 description 1
- 238000005303 weighing Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/002—Launch systems
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/402—Propellant tanks; Feeding propellants
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/401—Liquid propellant rocket engines
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при выведении космических аппаратов на орбиту для снижения экологического ущерба при падении на Землю отработавших ступеней ракет-носителей. Способ включает запуск жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) на старте, выход двигателей на режим, отделение ракеты-носителя от старта и полет по заданной траектории. После окончания работы двигателей по выработке одного из компонентнов топлива ЖРД первой ступени выключают, а оставшийся в баке компонент перемещают в герметичную емкость. Затем отделяют емкость от отработавшей ступени и спускают на Землю с помощью системы спасения. Экологический ущерб от разрушения баков при падении ступени ракеты-носителя в данном случае будет минимальным, т. к. оба компонента топлива практически полностью отсутствуют в баках. 1 ил.
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при выведении космических аппаратов на орбиту, для снижения экологического ущерба при падении на поверхность планеты отработавших ступеней ракет-носителей.
Известен способ выведения ракет и космических аппаратов на орбиту, заключающийся в осуществлении движения космического аппарата вместе с ракетой-носителем по заданной траектории путем запуска жидкостных ракетных двигателей и их выключения после окончания работы ЖРД по программе. В это время происходит отделение отработавшей первой ступени от ракеты-носителя, которая падает на поверхность Земли. Вторая и третья ступени продолжают полет. После окончания своих программ вторую и третью ступени по очереди отделяют от выводимого на орбиту космического аппарата [1]
В баках отделяемых ступеней всегда остается определенное количество компонентов топлива. При падении на поверхность Земли первой и второй ступеней они разрушаются и компоненты топлива разливаются по поверхности почвы, испаряются в атмосферу и попадают в водоемы. Следует отметить, что высококипящие компоненты топлива, используемые в ЖРД, высокотоксичны, и попадание их в почву и в воду вызывает деградацию объектов окружающей среды и гибель всего живого.
В баках отделяемых ступеней всегда остается определенное количество компонентов топлива. При падении на поверхность Земли первой и второй ступеней они разрушаются и компоненты топлива разливаются по поверхности почвы, испаряются в атмосферу и попадают в водоемы. Следует отметить, что высококипящие компоненты топлива, используемые в ЖРД, высокотоксичны, и попадание их в почву и в воду вызывает деградацию объектов окружающей среды и гибель всего живого.
Наиболее близок к изобретению способ выведения космических аппаратов на орбиту, включающий осуществление движения космического аппарата вместе с ракетой-носителем по заданной траектории путем запуска жидкостных ракетных двигателей и их выключения по выработке одного из компонентов топлива ступени ракеты-носителя из бака этого компонента, отделение отработавшей ступени [2]
После отделения отработавшая ступень падает на поверхность Земли, причем этот способ позволяет освободить бак от одного из компонентов топлива и снизить экологический ущерб по сравнению с аналогом.
После отделения отработавшая ступень падает на поверхность Земли, причем этот способ позволяет освободить бак от одного из компонентов топлива и снизить экологический ущерб по сравнению с аналогом.
Основным недостатком известного способа выведения космических аппаратов на орбиту является сохранение после выключения двигателя в другом из баков остатков компонентов топлива. При падении на поверхность Земли отработавшей ступени баки разрушаются и оставшийся компонент выливается, нанося экологический ущерб окружающей природе. Чтобы предотвратить разрушение баков, необходимо осуществить плавный спуск на землю всей ступени. Учитывая большой вес спускаемой ступени (несколько тонн), потребуется достаточно мощная система спасения: большие и тяжелые парашюты и тормозные двигатели, что неприемлемо с точки зрения требований к весу ступени. Но и в этом случае, нет гарантий, что тонкостенные баки или магистрали питания не разрушаются при ударе, и компонент не попадет на поверхность. Следовательно, большой вес системы спасения и отсутствие гарантий от возможности разрушения баков не позволяет эффективно использовать данный способ, чтобы обеспечить герметичность металлоконструкций и сохранность компонентов в баках отработавшей ступени.
Достигаемый изобретением технический результат заключается в уменьшении экологического ущерба за счет снижения загрязнения районов падения отработавших ступеней ракеты-носителя остатками компонентов топлива.
Это достигается тем, что при реализации известного способа оставшийся при выключении двигателей компонент топлива перемещают из его бака в герметичную емкость, которую затем отделяют от отработавшей ступени и спускают на поверхность планеты.
На чертеже представлена пневмогидравлическая схема (ПГС) двигательной установки ракеты-носителя, которая позволяет реализовать способ выведения космических аппаратов на орбиту.
На борту ракеты компоненты топлива находятся в баках 1 и 1', которые через магистрали питания соединены с насосами окислителя 2 и горючего 2'. Из насосов компоненты топлива попадают в камеру сгорания 3 и в газогенератор 4, из которого образующиеся газы поступают в турбину 5.
Для забора оставшегося компонента предусмотрена герметичная емкость 6, соединенная с магистралями питания двигателя в местах перед отсечными клапанами 7 и 8 с использованием отсечных клапанов 9 и 10. Кроме того, магистрали питания двигателя оборудованы отсечными клапанами 11-14, герметичная емкость 6 снабжена отсечным клапаном 15, через который осуществляется предварительное вакуумиро- вание емкости 6.
Для организации забора оставшегося компонента предусмотрен блок 16 управления и самогерметизирующийся разъемный блок 17, состоящий из обратного клапана, датчиков контроля положения клапана, соединенных с блоком управления, пиропатронов, установленных в гидравлических магистралях на входе в обратный клапан и в электрических цепях и устройства для блокировки обратного клапана в закрытом положении. Для отделения ступеней используются пиропатроны 18, а для спуска на землю емкости 6 система спасения.
Способ запуска на орбиту реализуется следующим образом.
Запускается ЖРД на старте путем открытия отсечных клапанов 11, 14, 13, 12, 7 и 8. Компоненты топлива из баков 1 и 1' поступают в насосы 2 и 2'. Из насосов часть компонента через клапаны 12 и 13 поступает в газогенератор 4, где топливо сгорает и рабочее тело поступает на раскрутку турбины 5. Основная часть топлива через клапаны 7 и 8 поступает в камеру сгорания 3 для создания требуемой тяги. Когда тяга двигателей первой ступени достигает номинальной, происходит отделение ракеты от старта и движение космического аппарата вместе с ракетой-носителем по заданной траектории. Работа двигателей первой ступени продолжается до выработки одного из компонентов топлива, например горючего.
После выработки горючего двигателя первой ступени выключают. Перед выключением двигателей на блок 16 управления поступает информация о фактическом наличии компонентов в баках 1 и 1'. На основе полученной информации в блоке управления оценивается, какой компонент остается в баках, в рассматриваемом примере это окислитель. Тогда в момент выключения двигателей после выработки горючего в баках открывают клапан 9 и за время спада тяги двигателей (порядка 2 с) под действием перепада давления между баками и отвакуумированной емкостью 6 оставшийся при выключении окислитель перемещают из его бака в герметичную емкость, объем которой выбирают таким, чтобы вместить гарантийные остатки.
Самогерметизирующийся разъемный блок 17 представляет собой обратный клапан, который, после заполнения емкости и выравнивания давления в емкости и магистрали, срабатывает, закрывая и герметизируя емкость 6. После закрытия обратного клапана срабатывают датчики контроля положения клапана и поступает команда о герметизации на блок 16 управления, который выдает команду на блокировку обратного клапана и закрытие клапана 9. Затем с блока управления поступает команда на пиропатроны, которые разрушают гидравлическую и электрическую связь емкости 6 со ступенью. Происходит отстрел емкости вместе с закрытым и заблокированным обратным клапаном от отработавшей ступени.
Отделившуюся емкость 6 спускают на землю с помощью системы спасения. Учитывая, что вес герметичной емкости с компонентом значительно меньше веса ступени, можно использовать легкую систему спасания, например парашют весом в несколько килограмм. Конструктивно емкость выполнена прочнее баков, с большей толщиной стенок, чтобы при падении на землю система спасения обеспечивала ее целостность и герметичность.
Следует отметить, что если конструктивно двигательная установка выполнена так, что осуществляется выработка определенного компонента, например горючего, то система забора оставшегося компонента, например горючего, упрощается, так как она будет соединена только с магистралью питания окислителя.
Экологический ущерб от падения ступени ракеты-носителя в данном случае будет значительно меньше, так как оба компонента топлива практически полностью отсутствуют в баках, а в магистралях их количество остается минимальным. Кроме того, следует учесть, что в герметичной емкости сохранится компонент, который в дальнейшем можно использовать по назначению.
Claims (1)
- СПОСОБ ВЫВЕДЕНИЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ НА ОРБИТУ, включающий осуществление движения космического аппарата вместе с ракетой-носителем по заданной траектории путем запуска жидкостных ракетных двигателей и их выключения по выработке одного из компонентов топлива ступени ракеты-носителя из бака этого компонента, отделение отработавшей ступени, отличающийся тем, что оставшийся при выключении двигателей компонент топлива перемещают из его бака в герметичную емкость, которую затем отделяют от отработавшей ступени и спускают на поверхность планеты.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SU5035641 RU2043955C1 (ru) | 1992-04-02 | 1992-04-02 | Способ выведения космических аппаратов на орбиту |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SU5035641 RU2043955C1 (ru) | 1992-04-02 | 1992-04-02 | Способ выведения космических аппаратов на орбиту |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2043955C1 true RU2043955C1 (ru) | 1995-09-20 |
Family
ID=21600996
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| SU5035641 RU2043955C1 (ru) | 1992-04-02 | 1992-04-02 | Способ выведения космических аппаратов на орбиту |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2043955C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2719799C1 (ru) * | 2019-06-28 | 2020-04-23 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Устройство подачи сигнала на отделение стартовой ступени вертикально стартующего летательного аппарата |
-
1992
- 1992-04-02 RU SU5035641 patent/RU2043955C1/ru active
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| 1. Воеводин В.А., Ткаченко Ю.Н. Конструкция и проектирование ракетных двигателей. М.: Машиностроение, 1984, с.29 * |
| 2. Там же, с.215. * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2719799C1 (ru) * | 2019-06-28 | 2020-04-23 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Устройство подачи сигнала на отделение стартовой ступени вертикально стартующего летательного аппарата |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Hodge et al. | Gelled propellants for tactical missile applications | |
| US6125763A (en) | Integral solid booster and hybrid thrust sustaining system and projectile incorporating the same | |
| US20070012821A1 (en) | Launch vehicle crew escape system | |
| Chang | Investigation of space launch vehicle catastrophic failures | |
| RU2043955C1 (ru) | Способ выведения космических аппаратов на орбиту | |
| US6289818B1 (en) | Stage separation system and method | |
| US20210190013A1 (en) | Rocket braked by air recovered by turbines and deceleration method for recovery of same | |
| RU96096U1 (ru) | Ракета-носитель модульного типа (варианты) и ракетный модуль | |
| Naumann et al. | Solid rocket motors for the de-orbiting of satellites | |
| RU2160215C1 (ru) | Авиационно-космическая система | |
| Naumann et al. | Green Gelled Propellant Throtteable Rocket Motors for Affordable and Safe Micro-Launchers | |
| RU2484283C2 (ru) | Способ утилизации невыработанных остатков компонентов ракетного топлива в отработанных ступенях ракет-носителей | |
| US20050022500A1 (en) | Rocket engine passivation system | |
| US3254486A (en) | Zero gravity start device | |
| US3564846A (en) | Liquid-fuel propulsion system | |
| DE102005041177A1 (de) | Schwimmende Startanlage für einen Raumflugkörper | |
| Bonnal | Design and operational practices for the passivation of spacecraft and launchers at the end of life | |
| RU2290352C2 (ru) | Способ нейтрализации горючего и окислителя в отделяющихся ступенях ракеты-носителя и устройство для его осуществления | |
| Sauvageau et al. | Launch vehicle historical reliability | |
| Allred et al. | Crew survival and intact abort using solid rocket boosters | |
| RU2084677C1 (ru) | Способ запуска жидкостного ракетного двигателя и жидкостной ракетный двигатель для осуществления способа | |
| RU2068379C1 (ru) | Способ пуска ракет (варианты) и транспортная система для его осуществления | |
| Bonnal et al. | Space Debris Mitigation measures applied to European Space Transportation Systems | |
| RU2088493C1 (ru) | Ракетоноситель | |
| CN117842380A (zh) | 一种航天飞机逃逸方法 |