RU2517993C1

RU2517993C1 - Способ реализации тяги ракетного двигателя

Info

Publication number: RU2517993C1
Application number: RU2012147367/06A
Authority: RU
Inventors: Валерий Иванович Трушляков; Александр Юрьевич Казаков
Priority date: 2012-11-07
Filing date: 2012-11-07
Publication date: 2014-06-10
Also published as: RU2012147367A

Abstract

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для отделяющихся частей (ОЧ) ступеней ракет космического назначения (РКН) для увода на орбиты утилизации или в указанные районы падения. Способ реализации тяги ракетного двигателя, основанный на газификации жидких компонентов ракетного топлива (КРТ) и подаче их в камеру сгорания, при этом после останова маршевого жидкостного ракетного двигателя включают систему газификации КРТ, в шары-баллоны с дополнительными КРТ подают газ наддува и посредством окислительного и восстановительного газогенераторов в зависимости от конкретного топлива в баках осуществляют подачу теплоносителей в баки с остатками КРТ. Изобретение обеспечивает повышение энергетической эффективности ЖРД и экологической безопасности, а также расширение тактико-технических характеристик РКН. 1 ил., 1 табл.

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для отделяющихся частей (ОЧ) ступеней ракет космического назначения (РКН) после выключения маршевого жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), в условиях невесомости, для увода на орбиты утилизации или в указанные районы падения на поверхности Земли.

Известен способ запуска ракетного двигателя малой тяги, включающий подачу горючего и окислителя в зону смешения компонентов (в газовой фазе окислитель и в жидкой - горючее) с последующей закруткой и воспламенением образовавшейся топливной смеси (Жидкостный ракетный двигатель малой тяги и способ запуска жидкостного ракетного двигателя малой тяги (Патент RU 2183761)), однако данное изобретение не применимо для увода ОЧ ступеней РКН на орбиты утилизации, а также в условиях:

- при газифицированном состоянии обоих компонентов ракетного топлива (КРТ);

- при малой разнице давлений на входе и в камере сгорания.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому способу является способ реализации тяги в ЖРД РД-270 схеме «газ-газ», далее ГзРД, и описанный на стр.418-423 в кн. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования: Добровольский М.В. Учебник для вузов. - 2-е изд., перераб. и доп. / Под ред. Д.А. Ягодникова. - М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2005.

Способ включает в себя подачу газифицированных КРТ в камеру сгорания, обеспечение полного сгорания КРТ, обеспечение двигателя.

Непосредственное использование этого способа заключается в следующем: система газификации (СГ) реализована на основе подачи КРТ в два раздельных газогенератора (ГГ) для горючего и окислителя соответственно, в которых осуществляется их газификация при давлениях порядка 25 МПа.

Основным недостатком способа-прототипа является обеспечение сплошности топлива в окрестности заборного устройства.

Техническим результатом изобретения является обеспечение возможности использования невырабатываемых остатков КРТ, находящихся в баках, после выключения маршевого ЖРД.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе реализации тяги ЖРД, основанном на газификации жидких КРТ и подаче их в камеру сгорания, вводят следующие действия: после останова маршевого ЖРД включают систему газификации КРТ, в шары-баллоны с дополнительными КРТ подают газ наддува и посредством окислительного и восстановительного газогенераторов в зависимости от конкретного топлива в баках осуществляют подачу теплоносителей (ТН) в баки с остатками КРТ.

Сущность предлагаемого технического решения поясняется чертежом, где изображена принципиальная схема реализации тяги ГзРД.

Устройство для реализации этой схемы содержит: 1 - баки с горючим с окислителем 2 для СГ, 3 - ГГ для газификации КРТ в баках окислителя и горючего, 4 - газ для СГ, 5 - ГзРД, 6 - приводы камер ГзРД, 7 - смесительный коллектор для ГзРД.

Предложенный способ реализации тяги ГзРД осуществляется следующим образом:

1. Предварительно выбирают параметры подачи ТН в баки (массовый секундный расход и циклограмму подачи, углы ввода, количество точек ввода и их расположение для каждого бака).

2. Выбирают составы ТН для каждого КРТ и параметры их подачи в топливные баки из условия обеспечения, максимального значения характеристической скорости, приобретаемой ОЧ, при сгорании газифицированных продуктов, подаваемых из каждого бака (ТН + остатки газов наддува + испарившийся КРТ), в ГзРД, и ограничений, определяемых прочностью баков, в которых происходит газификация остатков КРТ.

В таблице 1 представлены в качестве примера возможные варианты ГГ (КРТ, подаваемый с избытком, имеет символ ↑), топливные пары для СГ и газифицируемые остатки КРТ.

Таблица 1
Возможные топливные пары, типы газогенераторов
Газифицируемые остатки КРТ	а) схема с подачей ТН в бак с горючим		б) схема с раздельной подачей ТН в баки окислителя и горючего
	Используемый ГГ	Топлива для ГГ	Используемый ГГ	Топлива для ГГ
АТ + НДМГ	ЖГГ	АТ ↑ + НДМГ	ЖГГ	AT ↑ + НДМГ
			ЖГГ	АТ + НДМГ ↑
Керосин + O₂	ЖГГ	Керосин + O₂ ↑	ЖГГ	Керосин ↑ + O₂
			ЖГГ	H₂O₂
H₂+O₂	ТГГ	Пороховой заряд	ТГГ	Пороховой заряд
			ЖГГ	H₂O₂

3. После останова маршевого ЖРД включается система газификации КРТ.

4. В шары-баллоны с дополнительными КРТ 1, 2 поступает газ надува из шаров-баллонов 4.

5. Посредством восстановительного или окислительного ГГ 3 (зависит от конкретного топлива в каждом баке) осуществляется подача ТН в соответствующие баки с остатками жидкого КРТ.

Теоретически запас характеристической скорости, который может быть реализован с помощью ГзРД на основе невырабатываемых остатков КРТ для ОЧ ступеней РКН, находится в диапазоне 500-900 м/с.

Преимущества предлагаемого способа заключаются:

1. В повышении энергетической эффективности ЖРД за счет реализации энергетических ресурсов, заключенных в невырабатываемых остатках КРТ в топливных баках.

2. В повышении экологической безопасности ракетно-космической деятельности за счет очистки топливных баков от остатков топлива, что позволяет:

- избежать возможности взрыва ОЧ с жидкими остатками КРТ в баках на орбитах;

- устранить возможности проливов остатков топлива в районах падения ОЧ.

3. В реализации возможности маневра ступени после выполнения ее миссии, что в свою очередь позволяет:

- обеспечить спуск ОЧ с орбиты;

- снизить зависимость от привязки к конкретным районам падения при выборе схемы выведения и расчета программ выведения, что позволяет повысить массу выводимого полезного груза и расширить диапазон выводимых орбит;

- снизить площади районов падения ОЧ нижних ступеней РКН;

- смещать районы падения ОЧ ступеней РКН.

Claims

Способ реализации тяги ракетного двигателя, основанный на газификации жидких компонентов ракетного топлива (КРТ) и подаче их в камеру сгорания, отличающийся тем, что после останова маршевого жидкостного ракетного двигателя включают систему газификации КРТ, в шары-баллоны с дополнительными КРТ подают газ наддува и посредством окислительного и восстановительного газогенераторов в зависимости от конкретного топлива в баках осуществляют подачу теплоносителей в баки с остатками КРТ.