Ракетный блок

 

Использование: в ракетно-космической технике, в частности в конструкции ракетных блоков (РБ) для выведения на высокоэнергетические орбиты полезных грузов различного назначения. Сущность изобретения: РБ содержит жидкостной ракетный двигатель (ЖРД) с баками окислителя и горючего, хотя бы один из которых выполнен тороидальным; ось сопла ЖРД, проходящая внутри осевой окружности тороидального бака (ТБ), наклонена к центральной оси ТБ, а заборное устройство этого бака установлено на участке днища ТБ, к которому отклонено сопло ЖРД, при этом плоскость симметрии данного участка проходит через ось сопла ЖРД и центральную ось ТБ, а длина дуги указанного участка ограничена центральным углом осевой окружности ТБ, равным β = 2arctg(r/R), где: r - радиус образующий днища ТБ; R - радиус осевой окружности ТБ. Данное исполнение РБ позволяет на активном участке полета создать максимальный уровень компонента топлива в месте расположения заборного устройства на днище ТБ и уменьшить остатки незабора. 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается конструкции ракетных блоков, предназначенных для выведения на рабочие высокоэнергетические орбиты космических объектов (полезных грузов) различного назначения.

Известен ракетный блок космического аппарата, например, разгонный ракетный блок межорбитального транспортного аппарата (МТА), включающий в себя бак с жидким кислородом, бак с жидким водородом и жидкостной ракетный двигатель (ЖРД), установленные по оси космического аппарата. В данном блоке, использующем кислородно-водородное криогенное топливо, размер бака горючего (водорода) вследствие большой разницы плотностей жидких кислорода и водорода значительно превышает размер бака окислителя (кислорода). Большие размеры бака горючего увеличивают размеры ракетного блока и усложняют его компоновку. Использование в качестве горючего взрывоопасного жидкого водорода, имеющего температуру 20 К, также значительно усложняет конструкцию ракетного блока и снижает полетную надежность космического аппарата.

Наиболее близким к предложенному является ракетный блок космического аппарата с автоматической лунной станцией, включающей ЖРД и топливные баки окислителя (жидкого водорода) и горючего (керосина), причем топливные баки выполнены тороидальными, установлены по оси космического аппарата и подключены к двигателю через заборные устройства, расположенные в кольцевых желобах, выполненных в днище баков [2] Использование в качестве горючего углеводородного компонента керосина, не являющегося криогенным компонентом топлива и имеющего значительно большую плотность, чем жидкий водород, позволило резко уменьшить размеры бака горючего, а также существенно упростить конструкцию ракетного блока и повысить полетную надежность космического аппарата в целом. Выполнение баков окислителя и горючего в виде соосно установленных тороидальных емкостей дало возможность разместить элементы ЖРД в свободной центральной части этих баков, что позволило уплотнить компоновку ракетного блока и дополнительно уменьшить его размеры. За счет этого улучшаются габаритно-массовые характеристики и повышается эксплуатационная технологичность космического аппарата и ракеты-носителя в целом. Вместе с тем, тороидальная форма бака приводит к значительно большим, чем в сферическом баке, остаткам незабора топлива вследствие большей поверхности днища бака. Несколько снизить остатки незабора позволяет выполнение в днище тороидального бака кольцевого желоба и размещение в нем заборного устройства. Однако в этом случае существенно снижаются эксплуатационные возможности космического аппарата вследствие невозможности проводить повторные запуски ЖРД ракетного блока при выведении космического объекта на рабочую орбиту. Это связано с тем, что при включении ЖРД ракетного блока исчезает перегрузка, обеспечивающая в условиях невесомости фазовое разделение жидкости и газа в топливном баке и удержание жидкости (топлива) у днища бака. В результате происходит перемешивание жидкости и газа в объеме бака, что приводит к попаданию газа в кольцевой желоб днища и его удержание в желобе. При последующем включении ЖРД этот газ вместе с топливом через заборное устройство поступает в турбонасосный агрегат, в результате чего в насосе возникает кавитация, что приводит к аварии ЖРД и невыполнению задачи пуска. Удержание же газа в кольцевом желобе днища бака между очередными включениями ЖРД обусловлено преобладающим действием в условиях невесомости капиллярных сил на поверхности раздела фаз и величины силовых перемычек, которые соединяют поверхности днища торовой оболочки, разделенные желобом. Повышенные остатки незабора топлива, а также наличие кольцевых желобов с силовыми перемычками снижает массу полезного груза космического аппарата.

Техническим результатом является уменьшение остатков незабора топлива при обеспечении возможности повторных запусков ЖРД ракетного блока космического аппарата.

Указанный технический результат достигается тем, что в ракетном блоке, включающем жидкостной ракетный двигатель и баки окислителя и горючего, по крайней мере один из которых выполнен тороидальным, причем баки подключены к двигателю через заборные устройства, размещенные с их днищах, а ось сопла двигателя проходит внутри осевой окружности тороидального бака, в соответствии с изобретением, ось сопла жидкостного ракетного двигателя расположена наклонно по отношению к центральной оси тороидального бака, а заборное устройство тороидального бака установлено на участке днища бака, к которому отклонено сопло двигателя, при этом данный участок имеет плоскость симметрии, проходящую через ось сопла и центральную ось тороидального бака, а длина дуги этого участка ограничена центральным углом осевой окружности днища бака, равным β = 2arctg(r/R), где r радиус образующей тороидального бака; R радиус осевой окружности тороидального бака.

Расположение оси сопла жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) наклонно по отношению к центральной оси тороидального бака (баков) приводит к тому, что вектор создаваемой ЖРД перегрузки будет направлен под тем же углом к центральной оси тороидального бака (баков), что и ось сопла ЖРД. Поскольку на активных участках полета зеркало жидкости в баке устанавливается перпендикулярно направлению действующей перегрузки, совпадающему с направлением оси сопла ЖРД, зеркало жидкости в тороидальном баке установится наклонно по отношению к оси. Это обусловливает неодинаковый уровень жидкости над днищем бака по его периметру, причем максимальный уровень будет на участке днища, к которому отклонено сопло ЖРД, содержащем заборное устройство. Поэтому при опорожнении тороидального бака происходит стекание остатков топлива с кольцевого периметра днища на его небольшой участок, где расположено заборное устройство, что обеспечивает уменьшение остатков незабора топлива по сравнению с прототипом, где остатки топлива распределены по всему периметру днища тороидального бака. Это позволяет увеличить массу полезного груза космического аппарата. Отпадает также необходимость выполнения в днище тороидального бака кольцевого желоба с силовыми перемычками, отсутствие которых обеспечивает возможность многократного запуска ЖРД при выведении космического объекта на рабочую орбиту. Выполнение тороидального бака без кольцевого желоба и силовых перемычек позволяет снизить его массу и, соответственно, дополнительно увеличить массу полезного груза. Как показали эксперименты, угол наклона оси сопла ЖРД к центральной оси тороидального бака в конце выработки топлива, обеспечивающий получение предложенного положительного эффекта, невелик и составляет обычно 1 3^o. В случае выполнения одного из топливных баков со сферическим днищем, такой угол наклона практически не ухудшает работу заборного устройства, расположенного в нижней части сферического днища бака. При этом ось заборного устройства целесообразно наклонить в ту же сторону и на такой же угол, что и ось сопла ЖРД.

На фиг. 1 схематично изображен общий вид ракетного блока, в разрезе; на фиг. 2 расположение участка днища тороидального бака, на котором размещается заборное устройство, сечение А-А на фиг. 1; на фиг. 3 размещение заборного устройства в днище тороидального бака, узел I на фиг. 1.

Ракетный блок 1 входит в состав космического аппарата, содержащего также космический объект 2, соединенный с ракетным блоком переходным ферменным межблочным отсеком 3, снабженным средствами их разделения (не показаны). Ракетный блок 1 включает в себя тороидальный бак окислителя 4 и тороидальный бак горючего 5, последовательно установленные по оси 6 космического аппарата, и жидкостной ракетный двигатель с турбонасосным агрегатом 7 и камерой сгорания с соплом 8, размещенный внутри центральной полости, ограниченной внутренними стенками тороидальных баков. Двигатель установлен таким образом, что ось его сопла 8 расположена под заданным углом α к оси тороидальных баков 4 и 5, совпадающей с осью космического аппарата, и направлена в центр масс (ЦМ) космического аппарата. Баки окислителя 4 и горючего 5 имеют в своих днищах заборные устройства соответственно 9 и 10, соединенные патрубками 11 и 12 с турбонасосным агрегатом 7 ЖРД. Заборные устройства окислителя 9 и горючего 10 установлены в нижней части днища каждого из баков 4 и 5 на участке 13 (фиг. 2), к которому отклонено сопло 8. Данный участок имеет плоскость симметрии 14, проходящую через ось сопла 8 и ось 6 космического аппарата, и ограничен центральным углом b осевой окружности 15 тора, равным b = 2arctg(r/R), где r радиус образующей тороидального бака; R радиус осевой окружности тороидального бака.

Оптимальным является расположение заборного устройства в центре участка 13, т. е. в плоскости 14, однако оно может быть смещено в указанных выше пределах (± β/2) в ту или иную сторону от центра этого участка по технологическим причинам или из условий компоновки ракетного блока без заметного увеличения остатков незабора. Ось каждого заборного устройства 9 и 10 расположена параллельно оси сопла 8 и проходит через осевую окружность тороидального бака (фиг. 3). Баки 4 и 5 соединены между собой наружной стержневой фермой 16, а также внутренними балками 17. На балках 17 при помощи кронштейнов установлена силовая рама 18 двигателя, на котором закреплены его камера сгорания с соплом 8, турбонасосный агрегат 7 и элементы электропневмоавтоматики. На силовой раме 18 установлены также рулевые приводы 19 двигателя, обеспечивающие прохождение оси сопла 8 через центр масс космического аппарата и служащие для управления полетом космического аппарата по каналам тангажа и рысканья.

В случае отсутствия рулевых приводов управление полетом космического аппарата осуществляется с помощью рулевых сопел (не показаны), при этом вектор равнодействующей тяги от сопла ЖРД (маршевого двигателя) и рулевых сопел на всех этапах полета проходит через центр масс космического аппарата.

Предлагаемый ракетный блок работает следующим образом. Ракетный блок в составе космического аппарата устанавливается в головном обтекателе (не показан) и крепится своей хвостовой частью с помощью переходного отсека (не показан) на последней ступени ракеты-носителя, обеспечивающей выведение его на промежуточную орбиту. Сброс головного обтекателя производится после прохождения ракетой-носителем плотных слоев атмосферы. После выработки топлива из последней ступени ракеты-носителя производится ее отделение и запуск ЖРД ракетного блока 1 космического аппарата. На данном этапе полета в условиях космического пространства все элементы ракетного блока подвергаются воздействию перегрузки, создаваемой за счет тяги двигателя, ось сопла 8 которого с помощью рулевых приводов 19 постоянно направлена в центр масс космического аппарата. Воздействие перегрузки исключает перемешивание жидкости и газа в топливных баках 4 и 5: жидкость (компонент топлива) прижимается к днищу бака, а газ размещается над зеркалом жидкости в верхней части бака. Поскольку ось сопла 8 двигателя расположена наклонно (под углом α) к оси 6 космического аппарата, действие перегрузки также направлено под углом a к оси 6 и к центральной оси тороидальных баков 4 и 5, а плоскость зеркала жидкости в баках расположена наклонно к экваториальной плоскости этих баков. При этом обеспечивается максимальный уровень компонента топлива над участком 13 днища каждого бака, где расположено заборное устройство, что позволяет уменьшить остатки незабора топлива. Расположение оси заборного устройства бака параллельно оси сопла 8 двигателя и прохождение ее через осевую окружность тороидального бака обеспечивает размещение заборного устройства в наиболее удаленной от зеркала жидкости точке днища бака. Выключение двигателя ракетного блока 1 и подача команды на отделение космического объекта 2 производится системой управления (не показана) при достижении космическим аппаратом расчетной скорости, соответствующей выводу космического объекта на заданную орбиту.

В РКК "Энергия" разработаны технические предложения по конструкции разгонного ракетного блока для космического аппарата (КА), выполненного в соответствии с изобретением. КА включает разгонный блок с кислородно-керосиновым ЖРД и тороидальными баками окислителя и горючего с запасом топлива до 5 т. В разработанной конструкции ракетного блока наклон оси сопла ЖРД к оси КА и к центральной оси каждого тороидального бака при нейтральном положении рулевых приводов в конце выработки топлива составляет 1,5^o. Заборные устройства окислителя и горючего, установленные в днищах тороидальных баков, расположены в плоскости, проходящей через ось сопла ЖРД и центральные оси тороидальных баков, и размещены на участке днища каждого бака, в сторону которого отклонено сопло ЖРД. Согласно проведенным расчетам, ожидаемые остатки незабора топлива в тороидальных баках разгонного блока составляют 28 кг, что на 45 кг меньше, чем в случае, когда ось сопла ЖРД разгонного блока совпадает с центральной осью тороидальных баков. Это позволяет соответственно на 445 кг (более, чем на 2%) увеличить массу выводимого на орбиту полезного груза (космического объекта), входящего в состав КА.

Формула изобретения

Ракетный блок, включающий жидкостный ракетный двигатель и баки окислителя и горючего, по меньшей мере один из которых выполнен тороидальным, причем баки подключены к двигателю через заборные устройства, размещенные в их днищах, а ось сопла двигателя проходит внутри осевой окружности тороидального бака, отличающийся тем, что ось сопла жидкостного ракетного двигателя расположена наклонно по отношению к центральной оси тороидального бака, а заборное устройство тороидального бака установлено на участке днища бака, к которому отклонено сопло двигателя, при этом данный участок имеет плоскость симметрии, проходящую через ось сопла и центральную ось тороидального бака, а длина дуги указанного участка ограничена центральным углом осевой окружности бака, равным
β = 2arctg(r/R),
где r радиус образующей днища тороидального бака;
R радиус осевой окружности тороидального бака.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3