Ракетоноситель

 

Использование: в ракетно-космической технике для обеспечения экологической безопасности ракетоносителей, работающих на топливной паре: несимметричный диметилгидразин (горючее) и азотный тетраксид (окислитель). Сущность изобретения: ракетоноситель 1 содержит топливный бак 2 для размещения азотосодержащего жидкого ракетного горючего, топливный бак 3 для размещения окислителя, емкость 4 для размещения структурообразователя азотосодержащего жидкого ракетного горючего, систему подачи структурообразователя в топливный бак 2, включающую аккумулятор давления 5, прорывной клапан 6, электрически связанный с системой управления ракетоносителя, коллектор 7 высокого давления 8, коллектор 9 низкого давления, пуско-отсечной клапан 10, электрически связанный с системой управления ракетоносителя. Емкость 4 для размещения структурообразователя имеет вытеснительную диафрагму 11, разделяющую полость емкости 4 на газовую полость 12, гидравлически соединенную с аккумулятором давления Б, и жидкостную полость 13, соединенную с полостью топливного бака 2 посредством распылительного устройства 14, а также заправочный клапан 15. Емкость 4 для размещения структурообразоватвля может быть размещена в полости топливного бака 2, а также может быть выполнена навесной на корпусе ракетоносителя 1. В качестве структурообразователя азотосодержащих жидких ракетных горючих может быть использован структурообразователь "наволит". 2 з. п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а более конкретно - к ракетоносителям с жидкостными ракетными двигателями и может быть использовано для обеспечения экологической безопасности ракетоносителей в течение всего времени их функционирования.

Ближайшим аналогом является ракетоноситель "Ариан", работающий на топливной паре: несимметричный диметилгидразин (горючее) и азотный тетраксид (окислитель), содержащий отсек с размещенными в нем топливными баками для хранения компонентов жидких ракетных топлив и систему управления [1] Недостатками этого ракетоносителя являются: возможность разрушения магистрали горючего топливной системы и пролива азотосодержащего горючего, что может привести к взрыву ракетоносителя на стартовом устройстве и разрушению стартового устройства; возможность разрушения топливного бака с остатками азотосодержащего жидкого ракетного горючего (несимметричного диметилгидразина) и его пролива при падении ракетоносителя на Землю в конце полета, что приведет к загрязнению окружающей среды и возникновению экологической опасности.

Технической задачей изобретения является обеспечение экологической безопасности ракетоносителей, работающих на азотосодержащих жидких ракетных горючих.

Указанная задача решается за счет превращения азотосодержащих жидких ракетных горючих в экологически и пожаровзрывобезопасный, нерастворимый в воде продукт при возникновении аварийной ситуации на стартовом устройстве или на борту ракетоносителя, грозящей катастрофой ракетоносителю, а также при падении ракетоносителя на Землю.

Решение указанной задачи достигается тем, что в состав ракетоносителя, содержащего отсек с размещенными в нем топливными баками и систему управления, введено устройство структурирования азотосодержащих жидких ракетных горючих, включающее емкость для размещения структурообразователя азотосодержащих жидких ракетных горючих, заправочные клапаны, пуско-отсечные клапаны, трубопроводы, при этом пуско-отсечные клапаны электрически связаны с системой управления ракетоносителя.

Емкость для размещения структурообразователя может быть установлена в полости топливного бака азотосодержащего горючего ракетоносителя.

Емкость для размещения, структурообразователя может быть установлена на корпусе ракетоносителя и выполнена навесной.

На фиг.1 представлена схема устройства для структурирования азотосодержащего жидкого ракетного горючего, размещенного в топливном баке ракетоносителя; на фиг. 2 общий вид топливного бака ракетоносителя с устройством структурирования азотосодержащего жидкого ракетного горючего; на фиг3 вариант размещения емкости со структурообразователем в полости топливного бака ракетоносителя; на фиг.4 вариант размещения емкости со структурообразователем на корпусе ракетоносителя.

Ракетоноситель 1 содержит топливный бак 2 для размещения азотосодержашего жидкого ракетного горючего, топливный бак 3 для размещения окислителя, емкость 4 для размещения структурообразователя азотосодержащего жидкого ракетного горючего, систему подачи структурообразователя в топливный бак 2, включающую аккумулятор давления 5, прорывной клапан 6, электрически связанный с системой управления ракетоносителя, коллектор 7 высокого давления, регулятор давления 8, коллектор 9 низкого давления, пуско-отсечной клапан 10, электрически связанный с системой управления ракетоносителя.

Емкость 4 для размещения структурообразователя имеет вытеснительную диафрагму 11, разделяющую полость емкости 4 на газовую полость 12, гидравлически соединенную с аккумулятором давления 5, и жидкостную полость 13, соединенную с полостью топливного бака 2 посредством распылительного устройства 14, а также заправочный клапан 15.

Емкость 4 для размещения структурообразователя может быть размещена в полости топливного бака 2 для размещения азотосодержащего горючего (фиг.2), при этом жидкостная полость 13 посредством распылительного устройства 14 с прорывной мембраной 16 соединена с полостью топливного бака 2, а газовая полость 12 емкости 4 может быть соединена с аккумулятором давления ракетоносителя (на чертежах не показано).

Полость для размещения структурообразователя внутри топливного бака 2 может быть выполнена путем введения в этот бак разделительной диафрагмы 17 (фиг. 3).

Для "создания давления в емкости 4 для", размещения структурообразователя могут быть использованы пиротехнические средства 18, электрически связанные с системой управления ракетоносителя.

Емкость 4 для размещения структурообразователя может быть выполнена в виде навесного бака и размещена на корпусе ракетоносителя 1 посредством механизма крепления 19 (фиг. 4).

Конструктивно может быть использовано несколько емкостей для размещения структурообразователя, установленных на корпусе ракетоносителя.

Суть функционирования ракетоносителя заключается в следующем.

При возникновении аварийной ситуации на стартовом комплексе или на борту ракетоносителя 1, а также при падении ракетоносителя на Землю, производится структурирование азотосодержащего жидкого ракетного горючего в топливном баке 2 ракетоносителя 1.

Введение в топливный бак 2 ракетоносителя 1 структурообразователя производится по сигналу системы управления ракетоносителя или по сигналу датчика перегрузок 20, установленного на корпусе ракетоносителя, который подается на прорывной клапан 6, установленный в коллекторе 7 высокого давления.

Посредством регулятора давления 8 в газовой полости 12 и коллекторе 9 обеспечивается рабочее давление, которое поддерживается в заданных пределах в течение всего времени функционирования устройства структурирования.

Диафрагма 11, отделяющая газовую полость 12 от жидкостной полости 18, обеспечивает вытеснение структурообразователя из полости 13 и подачу его в топливный бак 2. Диафрагма 11 выполнена из эластичного материала, например, из полиэтилена.

При срабатывании пуско-отсечного клапана 10 производится вдув структурообразователь в топливный бак и его распыление в этом баке посредством распылительного устройства 14.

Срабатывание пуско-отсечного клапана 10 производится также 10 сигналу системы управления ракетоносителя или по сигналу датчика перегрузок 20.

Вначале сигнала подается на прорывной клапан 6, производится заполнение коллектора 7 низкого давления и газовой полости 12 рабочим телом (сжатым азотом) и коллектора 9 низкого давления структурообразователем (фиг. 1).

Затем подается сигнал на срабатывание пуско-отсечного клапана 10.

Время между подачей сигналов на срабатывание прорывного клапана 6 и пуско-отсечного клапана 10 равно времени заполнения рабочим телом и структурообразователем коллектора 7 и газовой полости 12 и коллектора 9, соответственно. На практике это время составляет несколько десятых секунды.

Размещение емкости 4 со структурообразователем непосредственно в полости топливного бака 2 ракетоносителя 1 (фиг. 2 и 3) позволяет структурировать азотосодержащее горючее, например, при падении PH на Землю, и тем самым предотвратить растекание горючего и возникновение экологической опасности. Введение структурообразователя в полость 2 ракетоносителя 1 при его падении на Землю может происходить по сигналу датчика перегрузок 20 или по сигналу системы управления ракетоносителя.

В последнем случае введение структурообразователя в топливный бак 2 может осуществляться перед отделением ракетоносителя от космического аппарата.

Размещение емкости 4 на корпусе ракетоносителя 1 (фиг. 4) позволяет при отсутствии необходимости структурирования азотосодержащих горючих, указанные емкости со структурообразователем сбрасывать в полете для повторного использования их.

В качестве емкостей 4 для размещения структурообразователя азотосодержащих горючих могут быть использованы топливные баки с вытеснительной диафрагмой, а в качестве аккумулятора давления шар-баллоны. Могут быть использованы и пиротехнические средства, при срабатывании которых происходит разрушение разделительной диафрагмы 17 (фиг. 3) и выброс структурообразователя в полость топливного бака 2.

В качестве структурообразователя может быть использован состав "НАВОЛИТ", представляющий собой водный раствор хлоридов цинка и магния, в соотношении, мас.

Хлорид цинка 21 23 Хлорид магния 16 19 Вода Остальное Оптимальное соотношение азотосодержащего горючего к структурообразователю "наволит" 5:1.

Продукт взаимодействия азотосодержащего горючего со структурообразователем "наволит" "навозин" является экологически безопасным. В воде нерастворим. Пожаровзрывобезопасен. С азотным тетраксидом не взаимодействует.

Анализ показал, что структурирование азотосодержащего горючего, например, несимметричного диметилгидразина, позволяет избежать взрыва топлива при разрушении бака 2 с азотным тетраксидом (окислителем) или снизить его мощность.

Формула изобретения

1. Ракетоноситель, содержащий отсек с размещенными в нем топливными баками и систему управления, отличающийся тем, что в него введено устройство, включающее емкость для размещения структурообразователя азотсодержащих жидких ракетных горючих, заправочные клапаны, пускоотсечные клапаны, трубопроводы, при этом пускоотсечные клапаны электрически связаны с системой управления ракетоносителя.

2. Ракетоноситель по п.1, отличающийся тем, что емкость для размещения структурообразователя установлена в полости топливного бака азотсодержащего горючего ракетоносителя.

3. Ракетоноситель по п.1, отличающийся тем, что емкость структурообразователя установлена на корпусе ракетоносителя и выполнена навесной.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4