RU2726214C1 - Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты-носителя и устройство для его осуществления - Google Patents

Abstract

Группа изобретений относится к ракетам-носителям (РН) с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД). Способ спуска отделяющейся части (ОЧ) ступени РН основан на ориентации и стабилизации положения ОЧ двигательной установкой вперед, приложении управляющих моментов путём сброса продуктов газификации из баков через газореактивные сопла (ГРС), и вдувом газа в погранслой на боковую поверхность ОЧ. На внеатмосферном участке траектории спуска ОЧ и в разреженных слоях атмосферы управление угловым движением ОЧ осуществляют с помощью ГРС. В процессе спуска ОЧ непрерывно сравнивают управляющие моменты в каналах угловой стабилизации тангажа и рыскания ОЧ, рассчитанные за счёт изменения параметров погранслоя и газореактивной системы при одинаковых массовых секундных расходах с учётом фактических параметров движения. При превышении управляющих моментов за счёт изменения параметров погранслоя управление в каналах стабилизации тангажа и рыскания ОЧ, осуществляют системой вдува газа (СВГ) в погранслой ОЧ, для управления в канале крена используют ГРС. В устройстве для осуществления способа в каналах тангажа и рыскания установлены СВГ в погранслой, соединённые через регулируемые клапаны с магистралями подачи с шар-баллонами газа наддува. Технический результат – повышение эффективности спуска ОЧ. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Группа изобретений относятся к ракетно-космической технике, преимущественно к ракетам-носителям (РН) с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) и может быть использована при реализации манёвров спуска отделяющихся частей (ОЧ) верхних ступеней РН с орбит и ОЧ нижних ступеней с траекторий выведения.

Известна группа изобретений «Способ спуска ОЧ ступени РН и устройство для его реализации» по патенту РФ № 2581894 (МПК В64G 1/26, B64 15/14, от 10.02.2016), которая предусматривает стабилизацию ОЧ положением двигательной установкой вперед, ориентацию и управляемое движение ОЧ центра масс и вокруг центра масс ОЧ.

Наиболее близким техническим решением является группа изобретений «Способ спуска ОЧ ступени РН и устройство для его реализации» по патенту РФ № 2621771 МПК В64G 1/26, основанная на стабилизации и ориентации ОЧ за счет энергетики невыработанных остатков жидких компонентов ракетного топлива на основе подачи в топливные баки теплоносителя и получения парогазовой смеси (ПГС), представляющей собой смесь газа наддува (например,гелий) + испарившийся компонент топлива + газы теплоносителя, и подачи ПГС в сопла сброса газореактивной системы (ГРС) и их ввода в погранслой.

Координаты точки, направление ввода и массовый секундный расход ПГС через систему ввода в погранслой определяют из условия формирования максимального суммарного управляющего воздействия, реализуемого управляющими соплами ГРС и соплами системы ввода газа в погранслой ОЧ.

В устройстве для осуществления способа в ОЧ введены сопла ГРС и сопла ввода ПГС в погранслой для каждого бака, соединенные магистралями с регулируемыми клапанам.

К недостаткам этого технического решения относятся:

– использование ввода ПГС в погранслой на внеатмосферном участке траектории спуска ОЧ, когда это не эффективно, т.к. отсутствует набегающий поток воздуха.

– при наличии набегающего динамического потока, направленного на сопло, например, при больших углах атаки давление на срезе сопла ГРС увеличивается, создавая эффект «запирания» сопла за счёт противодавления и, соответственно, уменьшая тягу сопла; для сохранения тяги сопла на прежнем уровне необходимо увеличение, скорости ПГС, массового секундного расхода ПГС, т.е. эффективность ГРС снижается;

– нет разделения участков функционирования ГРС и ввода газа в погранслой;

– использование ввода газа в погранслой для канала вращения затруднительно и малоэффективно;

– наиболее эффективный газ для ввода в погранслой является гелий, а не ПГС, т.к. гелий — это самый лёгкий газ;

– газ гелий используется в системе наддува баков современных РН, и после выключения маршевого ЖРД в шар-баллонах остаётся гелия от начальной заправки до 30% и выше.

Целью предлагаемого технического решения является повышение эффективности способа спуска ОЧ, которое достигается тем, что в известном способе спуска ОЧ ступени РН, основанном на ориентации и стабилизации ОЧ положением двигательной установкой по вектору скорости полёта ОЧ, величины управляющих перед пуском РН определяют эффективности управляющих моментов, реализуемых на основе реактивной силы ГРС и изменения параметров погранслоя за счёт ввода газа, вводят следующие действия:

а) на внеатмосферном участке траектории спуска ОЧ и разреженных слоях атмосферы управление угловым движением ОЧ осуществляют с помощью ГРС,

б) в процессе спуска ОЧ непрерывно сравнивают управляющие моменты в каналах угловой стабилизации тангажа и рыскания ОЧ, рассчитанные за счёт изменения параметров погранслоя и газореактивной системы при одинаковых массовых секундных расходах с учётом фактических параметров движения,

в) при превышении управляющих моментов за счёт изменения параметров погранслоя управление в каналах стабилизации тангажа и рыскания ОЧ осуществляют системой вдува газа (СВГ) в погранслой ОЧ, например, гелия, а для управления в канале крена используют ГРС.

В качестве прототипа устройства, реализующего предлагаемый способ, предлагается устройство прототипа «Способ спуска ОЧ ступени РН и устройство для его реализации» по патенту РФ № 2621771 МПК В64G 1/26.

Отделяющаяся часть ракеты-носителя, содержащая систему управления и навигации, систему газификации, управляющие органы газореактивной системы в каналах тангажа, рыскания и вращения, систему ввода газа в погранслой, согласно заявляемому техническому решению в каналах тангажа и рыскания установлены системы ввода газа в погранслой, соединённые через регулируемые клапаны с магистралями подачи с шар-баллонами газа наддува, конфигурация и размер системы вдува газа, например, в виде прямоугольной щели, массовый секундный расход, а также координаты установки системы определяют из условия формирования необходимых управляющих моментов в каналах тангажа и рыскания.

Реализация способа и устройства

На фиг. 1–3 приведены дополнительные материалы, поясняющие сущность предлагаемых решений на примере плоской прямоугольной пластины.

На фиг. 1 – схема ОЧ с ГРС и СВП, на которой 1 – маршевый ЖРД; 2 – бак окислителя (О); 3 – бак горючего (Г); 4 – ёмкость перекиси водорода (ПВ) с мембранной системой подачи; 5, 6 – шар-баллоны (ШБ) с гелием; 7, 8 – управляемые клапаны сброса ПГС из баков О, Г в газореактивные сопла 17,18 и в систему вдува газа в пограничный слой по магистралям 9 и 10; 11 – управляемый клапан на магистрали 12 для сброса гелия из ШБ 6 в сопла ГРС 17, 18 и СВГ 13, 14; 15, 16 – управляемые клапана СВГ; 19– сопла ГРС по крену.

На фиг. 2 – схема размещения ГРС и СВГ на примере плоской пластины, на которой S_мид – площадь миделевого сечения, X_цд – расстояние до центра давления, X_L – длина пластины, X_ГРС – расстояние от сопла ГРС до центра давления, α – угол атаки, V – скорость набегающего потока.

На фиг. 3 – график изменения управляющих моментов от газореактивной системы (эффект запирания ГРС) и системы ввода газа в погранслой для плоской пластины при нулевом угле атаки на различных высотах.

Исходные данные для примера:

– размеры пластины: 100 x 100 x 3 мм, материал АМг – 6;

– параметры обтекания: скорость обтекания 200 – 50 м/с шагом 50 м/с, в диапазоне высот 15 – 5 км с шагом 5 км;

– газ обтекания гелий (температура 80К) и ПГС с параметрами (указать состав);

– начальная температура пластины 320 К;

– массовый расход газа 40 г/с;

– массовая скорость ввода газа в погранслой соответствует управляющему моменту 0,01 кг*м (при разных скоростях, углах атаки, взять высоту 10 км)

– углы атаки 0 градусов;

– центр тяжести пластины совпадает с центом давления.

– исходная тяга сопла ГРС при сбросе парогазовой смеси (указать состав), установленного на конце пластины 0,01 кг*м

– параметры парогазовой смеси ПГС: температура 300 К, массовая доля кислорода 90%, массовая доля паров воды 6.7%, массовая доля гелия 3.3%.

Реализация способа на основе анализа каждого введённого действия, в формулу изобретения:

а) на внеатмосферном участке траектории спуска ОЧ и разреженных слоях атмосферы управление угловым движением ОЧ осуществляют с помощью ГРС.

$$M_{грс}$$

- реактивный управляющий момент, например, в канале тангажа, реализуемый камерой ГРС, определяется по формуле [кн. 1 А.П. Васильев, В.М. Кудрявцев и др. Основы теории и расчёта жидкостных ракетных двигателей / Учеб. для авиац. спец. вузов. - 4-е изд., перераб. и доп. - М.: Высш. шк., 1993 - 383 с.]:

$$M_{грс}=\left[{\dot{G}}_{грс}\cdot w_a+\left(p_a-p_{н}-p_{дин}\right)F_a\right]\cdot \left(x_{грс}-x_{цм}\right),$$

(1)

где,

$${\dot{G}}_{грс}$$

, $$w_a$$

, $$p_a$$

, $$p_{н}$$

, $$p_{дин}$$

, $$F_a$$

- массовый секундных расход продуктов сгорания через сопло ГРС, скорость истечения продуктов из сопел, давление в камере сгорания, внешнее атмосферное давление, динамическое давление атмосферы и площадь среза сопла ГРС соответственно,

$$x_{грс}$$

, $$x_{цм}$$

- координаты точек приложения тяги камеры ГРС.

Расчет скорости истечения газа из сопла осуществляется по формуле [кн. 2 Г. П. Синярев, М. В. Добровольский, Жидкостные ракетные двигатели, 1955 – 489 с, стр. 99, формула (3.70)]:

$$w_a=\sqrt{2g\frac{k}{k-1}{p}_2\frac{1}{\rho }{\left(1-\frac{p_3}{p_2}\right)}^{\frac{k-1}{k}}},$$

(2)

где,

$$g$$

, $$k$$

, $$p_2$$

, $$\rho$$

, $$p_3$$

- ускорение свободного падения, коэффициент адиабаты газа, давление в камере, плотность газа, давление на срезе сопла соответственно.

В кн. 2 перепад давлений $$\frac{p_3}{p_2}$$

в формуле (3) изменяется в пределах 0,02ч0,075.

б) в процессе спуска ОЧ непрерывно сравнивают управляющие моменты в каналах угловой стабилизации тангажа и рыскания ОЧ, рассчитанные за счёт изменения параметров погранслоя ОЧ и газореактивной системы при одинаковых массовых секундных расходах с учётом фактических параметров движения ОЧ:

Управляющий момент ГРС рассчитывается по формулам (1), (2).

Управляющий момент СВГ $$M_{свг}$$

рассчитывался с использованием пакетного решателя ANSYS Fluent. В качестве математических моделей были выбраны математические модели энергии, вязкости и многофазности. Также был выбран метод сопряжения давления и скорости по схеме Simple [www.ansys.com/academic] и для примера пластины с постоянным шагом в одномерной постановке определялся по формуле:

$$M_{свг}=\Delta L_s{\displaystyle \underset{0}{\overset{l}{\int }}P\left(Z,l\right)dl},$$

(3)

где,

$$P\left(Z,l\right)$$

- давление, рассчитываемое в ANSYS; $$Z$$

- параметры, входящие в уравнения Навье-Стокса, такие как плотность, скорость набегающего потока, температура и т. д.;

l - длина пластины;

$$\Delta L_s$$

- постоянный шаг по длине пластины.

в) при превышении управляющих моментов за счёт изменения параметров погранслоя управление в каналах стабилизации тангажа и рыскания ОЧ осуществляют системой вдува газа (СВГ) в погранслой ОЧ, например, гелия, а для управления в канале крена используют ГРС:

Сравниваются управляющие моменты ПГС и СВГ по формулам (1) и (3). Из-за сложности реализации управляющего момента $$M_{свг}$$

в канале крена предлагается использовать управление с помощью ГРС.

Как следует из результатов, приведенных на фиг. 3, где в качестве примера рассматривалась пластина (фиг. 2) вместо ОЧ (фиг. 1), с увеличением высоты плотность атмосферы падает и скоростной напор уменьшается до нуля, что улучшает работу ГРС. Со снижением высоты управляющий момент ГРС уменьшается из-за повышения плотности атмосферы и скоростного напора, а при высотах ниже 10 км ГРС происходит эффект запирания. На таких высотах целесообразней использовать управляющий момент от СВГ.

По результатам, приведенным на фиг. 3, видно, что для СВГ целесообразней использовать газ гелий, в отличии от ПГС, что обусловлено отличием теплофизических и физико-химических свойств ПГС и гелия.

Таким образом, предлагаемая группа изобретений позволяет эффективно использовать жидкие остатки топлива в баках, предварительно переведя их в парогазовую смесь, и остатки газа наддува, находящиеся в шар-баллонах, для управляемого спуска ОЧ.

Данное техническое решение создано в рамках выполнения научно-исследовательских работ по Заданию Минобрнауки от 31.05.2017 № 9.1023.2017/ПЧ.

Claims (2)

1. Способ спуска отделяющейся части (ОЧ) ступени ракеты-носителя (РН) на жидких компонентах ракетного топлива в заданный район падения, основанный на ориентации и стабилизации ОЧ положением двигательной установкой вперед, приложении управляющих моментов путём сброса продуктов газификации из баков через газореактивные сопла (ГРС), а также вдувом газа в погранслой на боковую поверхность ОЧ, отличающийся тем, что на внеатмосферном участке траектории спуска ОЧ и разреженных слоях атмосферы управление угловым движением ОЧ осуществляют с помощью ГРС, в процессе спуска ОЧ непрерывно сравнивают управляющие моменты в каналах угловой стабилизации тангажа и рыскания ОЧ, рассчитанные за счёт изменения параметров погранслоя и газореактивной системы при одинаковых массовых секундных расходах с учётом фактических параметров движения и, при превышении управляющих моментов за счёт изменения параметров погранслоя управление в каналах стабилизации тангажа и рыскания ОЧ, осуществляют системой вдува газа (СВГ) в погранслой ОЧ, например, гелия, а для управления в канале крена используют ГРС.

2. Отделяющаяся часть ступени РН, содержащая систему управления и навигации, систему газификации, ГРС в каналах тангажа, рыскания и вращения, СВГ в погранслой, отличающаяся тем, что в каналах тангажа и рыскания установлены СВГ в погранслой, соединённые через регулируемые клапаны с магистралями подачи с шар-баллонами газа наддува, при этом конфигурацию и размеры СВГ выбирают, например, в виде прямоугольной щели, массовый секундный расход, координаты установки СВГ определяют из условия формирования необходимых управляющих моментов в каналах тангажа и рыскания ОЧ.

Images