RU2583994C2

RU2583994C2 - Двигательная установка космического объекта и гидравлический конденсатор для нее

Info

Publication number: RU2583994C2
Application number: RU2014137627/11A
Authority: RU
Inventors: Александр Алексеевич Смоленцев; Николай Николаевич Тупицын; Евгений Николаевич Туманин; Алексей Александрович Белов; Михаил Викторович Рожков
Original assignee: Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева"
Priority date: 2014-09-16
Filing date: 2014-09-16
Publication date: 2016-05-10
Also published as: RU2014137627A

Abstract

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках (ДУ) космических объектов (КО). ДУ КО содержит криогенный бак с расходным клапаном и с бустерным турбонасосом, баллон высокого давления с газообразным криогенным компонентом для раскрутки турбины бустерного турбонасоса, маршевый двигатель с турбонасосным агрегатом, гидравлический конденсатор. Гидравлический конденсатор содержит корпус со штуцером, патрубок со стенкой с отверстиями, направленными по потоку жидкого криогенного компонента из криогенного бака в маршевый двигатель. Изобретение позволяет повысить энергомассовые характеристики ДУ КО. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции двигательной установки космического объекта.

Известна двигательная установка в составе ракетного разгонного блока по патенту RU 2412088, содержащая бак окислителя, баллон высокого давления, маршевый двигатель, расходный клапан и бустерный турбонасос, установленные на бак окислителя прототип.

Перед каждым запуском маршевого двигателя открывается расходный клапан окислителя, и окислитель поступает в полость бустерного турбонасоса, который должен обеспечить безкавитационную подачу окислителя в расходную магистраль с необходимым для работы маршевого двигателя давлением. Это давление может быть обеспечено на этапе запуска маршевого двигателя за счет работы турбины бустерного турбонасоса в результате подачи на турбину газа (например, газообразного криогенного компонента из баллона высокого давления). После раскрутки турбины бустерного турбонасоса отработанный газообразный криогенный компонент выводится за пределы ракетного разгонного блока и не используется для улучшения энергомассовых характеристик ракетного разгонного блока.

Известны различного вида вакуумные пневмогидравлические конденсаторы, содержащие корпус и штуцеры, используемые для подачи газов и жидкостей в конденсатор и получения на выходе из него конденсата (К.П. Шумский. Вакуумные аппараты и приборы химического машиностроения, Москва «Машиностроение», 1974, стр. 310). Эти конденсаторы не обеспечивают необходимых характеристик конденсата для безкавитационной работы турбонасосного агрегата маршевого двигателя космического объекта из-за возможного наличия в конденсате газовой составляющей.

Задачей предложенной двигательной установки космического объекта является улучшение ее энергомассовых характеристик.

Задача достигается за счет того, что в двигательной установке космического объекта, содержащей криогенный бак с расходным клапаном и с бустерным турбонасосом, сообщенным гидравлически с баллоном высокого давления, маршевый двигатель с турбонасосным агрегатом, сообщенный расходным трубопроводом с бустерным турбонасосом, в расходный трубопровод введен гидравлический конденсатор, штуцер которого сообщен с помощью трубопровода с выходом из турбины бустерного турбонасоса. Баллон высокого давления заполнен газообразным криогенным компонентом, который используется для раскрутки турбины бустерного турбонасоса.

Задача достигается за счет того, что в гидравлический конденсатор, содержащий корпус с штуцером, внутрь корпуса введен патрубок, при этом между корпусом и патрубком образована полость, которая гидравлически сообщена с внутренней полостью расходного трубопровода с помощью отверстий, выполненных в стенке патрубка и направленных по потоку жидкого криогенного компонента из криогенного бака в маршевый двигатель с температурой не менее чем на 5°C ниже температуры газообразного криогенного компонента, причем расстояние от выхода из гидравлического конденсатора до входа в турбонасосный агрегат маршевого двигателя составляет не менее восьми калибров расходного трубопровода.

На фиг. 1 изображена схема двигательной установки космического объекта. На фиг. 2 представлена конструкция гидравлического конденсатора, где:

1. криогенный бак;

2. расходный клапан;

3. бустерный турбонасос;

4. баллон высокого давления;

5. турбина бустерного турбонасоса;

6. маршевый двигатель;

7. турбонасосный агрегат;

8. расходный трубопровод;

9. выход из бустерного турбонасоса;

10. гидравлический конденсатор;

11. трубопровод;

12. выход из турбины бустерного турбонасоса;

13. штуцер;

14. корпус;

15. патрубок;

16. полость;

17. внутренняя полость расходного трубопровода;

18. отверстия;

19. направление потока жидкого криогенного компонента;

20. выход из гидравлического конденсатора;

21. вход в турбонасосный агрегат.

В двигательной установке космического объекта, содержащей криогенный бак 1 с расходным клапаном 2 и с бустерным турбонасосом 3, сообщенным гидравлически с баллоном высокого давления 4, маршевый двигатель 6 с турбонасосным агрегатом 7, сообщенный расходным трубопроводом 8 с бустерным турбонасосом 3, в расходный трубопровод 8 введен гидравлический конденсатор 10, штуцер 13 которого сообщен с помощью трубопровода 11 с выходом из турбины бустерного турбонасоса 12. Баллон высокого давления 4 заполнен газообразным криогенным компонентом, который используется для раскрутки турбины бустерного турбонасоса 5.

Заполнение баллона высокого давления 4 газообразным криогенным компонентом может быть выполнено, например, с помощью средств наземного оборудования в процессе подготовки космического объекта на стартовой позиции.

В гидравлическом конденсаторе 10, содержащем корпус 14 с штуцером 13, внутрь корпуса 14 введен патрубок 15, при этом между корпусом 14 и патрубком 15 образована полость 16, которая гидравлически сообщена с внутренней полостью расходного трубопровода 17 с помощью отверстий 18, выполненных в стенке патрубка 15 и направленных по потоку жидкого криогенного компонента 19 из криогенного бака 1 в маршевый двигатель 6 с температурой не менее чем на 5°C ниже температуры газообразного криогенного компонента, причем расстояние от выхода из гидравлического конденсатора 20 до входа в турбонасосный агрегат 21 маршевого двигателя 6 составляет не менее восьми калибров расходного трубопровода 8.

Диаметр отверстий 18, суммарная площадь отверстий 18 и угол наклона их оси по отношению к направлению потока жидкого криогенного компонента 19 определяется расходом газообразного криогенного компонента, при этом поток газообразного криогенного компонента для его рассеивания не должен быть направлен непосредственно на отверстия 18. Чем меньше диаметр отверстий 18 и чем их больше на единицу площади, тем эффективнее будет проходить процесс перехода газообразного криогенного компонента в жидкую фазу.

Предложенная двигательная установка космического объекта и гидравлического конденсатора 10 для нее функционирует следующим образом.

После отделения космического объекта от ракеты-носителя и перед каждым маневром его в космическом пространстве осуществляется запуск маршевого двигателя 6. В процессе запуска открывается расходный клапан 2, ведется предварительная раскрутка бустерного турбонасоса 3 и подача газообразного криогенного компонента высокого давления на его турбину из баллона высокого давления 4. Далее жидкий криогенный компонент из бустерного турбонасоса 3 поступает в маршевый двигатель 6 для его запуска. Газообразный криогенный компонент из турбины бустерного турбонасоса 3 поступает в гидравлический конденсатор 10 и расходный трубопровод 8, конденсируется в жидком криогенном компоненте и используется в процессе работы маршевого двигателя 6.

За счет использования газообразного криогенного компонента для работы бустерного турбонасоса 3 с последующим использованием газообразного криогенного компонента в процессе работы маршевого двигателя 6 достигается улучшение энергомассовых характеристик двигательной установки космического объекта.

Claims

1. Двигательная установка космического объекта, содержащая криогенный бак с расходным клапаном и с бустерным турбонасосом, сообщенным гидравлически с баллоном высокого давления, маршевый двигатель с турбонасосным агрегатом, сообщенный расходным трубопроводом с бустерным турбонасосом, отличающаяся тем, что в расходный трубопровод введен гидравлический конденсатор, штуцер которого сообщен с помощью трубопровода с выходом из турбины бустерного турбонасоса; баллон высокого давления заполнен газообразным криогенным компонентом, который используется для раскрутки турбины бустерного турбонасоса.

2. Гидравлический конденсатор, содержащий корпус с штуцером, отличающийся тем, что внутрь корпуса введен патрубок, при этом между корпусом и патрубком образована полость, которая гидравлически сообщена с внутренней полостью расходного трубопровода с помощью отверстий, выполненных в стенке патрубка и направленных по потоку жидкого криогенного компонента из криогенного бака в маршевый двигатель с температурой не менее чем на 5°С ниже температуры газообразного криогенного компонента, причем расстояние от выхода из гидравлического конденсатора до входа в турбонасосный агрегат маршевого двигателя составляет не менее восьми калибров расходного трубопровода.