Способ спуска ускорителя ступени ракеты-носителя при аварийном выключении жрд и устройство для его реализации

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике. Способ спуска ускорителя ступени (УС) ракеты-носителя (РН) при аварийном выключении жидкостного ракетного двигателя (АВД) в заданный район падения основан на стабилизации УС. Управление движением выполняется за счёт сброса продуктов газификации из баков горючего и окислителя через регулируемую газореактивную систему (ГРС). Перед пуском РН рассчитывают варианты программы управления функционированием бортовых систем и движением УС нижней и верхней ступеней, соответственно УС_н и УС_в. При достижении УС_н и/или УС_в высоты порядка 5 км обеспечивают управляемое вскрытие топливных баков. Устройство для реализации способа включает в свой состав систему управления и навигации, топливный отсек, систему газификации жидких остатков топлива. Кроме того, в него включены газореактивная система сброса в каждом топливном баке, электрическая связь между системами управления УС_н и УС_в и система принудительного закрытия дренажных клапанов по команде из системы управления. Достигается снижение техногенного воздействия на окружающую среду. 2 н.п. ф-лы, 5 ил., 1 табл.

 

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть использована при спуске ускорителя ступени (УС) ракеты-носителя (РН) с жидкостным ракетным двигателем (ЖРД), например, для двухступенчатой РН, как нижнего ускорителя ступени (УС_н), верхнего ускорителя ступени (УС_в), а также связки «УС_н + УС_в» в случае аварийного выключения ЖРД на участке выведения РН.

Известны технические решения на основе многоразовых УС_н, которые в частных случаях могут решать задачи спуска отделившихся УС в аварийных ситуациях, см., например, [1] G. Webb, K. Milyayev, O. Sokolov A comparative assessment of various methods for recovering reusable lower stages// 67^th International Astronautical Congress, Guadalajara, Mexico. 2016. IAC-16-D2-6-5.

Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является группа изобретений по способу спуска отделяющейся части ступени РН и устройство для его реализации по патенту РФ №2581894, МПК В64G 1/26, В64C 15/14, основанный на стабилизации отделяющейся части (ОЧ) в статически устойчивом положении, использовании энергетики, заключенной в невыработанных остатках жидких компонентов ракетного топлива на основе их газификации, обеспечении углового положения в пространстве, соответствующего минимальному углу атаки при входе ее в плотные слои атмосферы, отличающийся тем, что после отделения ОЧ управление спуском в заданный район падения осуществляют на атмосферном участке траектории спуска ОЧ за счет аэродинамического маневра, при этом управление движением центра масс и вокруг центра масс ОЧ осуществляют путем раздельного сброса продуктов газификации из баков горючего и окислителя через регулируемые сопла газореактивной системы, после завершения маневра осуществляют безмоментный сброс оставшихся продуктов газификации из баков через сопла сброса газореактивной системы.

Отделяющаяся часть ракеты космического назначения, включающая в свой состав систему управления и навигации, топливный отсек, систему газификации жидких остатков топлива, в плоскостях стабилизации тангажа, рыскания, крена на максимальном удалении от центра масс установлены по 2 сопла сброса противоположно друг другу, соединенные магистралями подачи продуктов газификации через пиромембраны, регулируемые клапана с соответствующими баками.

К основному недостатку этого технического решения относится не учёт возможности аварийного выключения двигателя (АВД), которая в дальнейшем обозначается для участка выведения нижней ступени АВД_н и АВД_в для верхней ступени. В общем случае, когда речь идёт об обоих участках выведения используется сокращение АВД_н,в. В процессе полёта отделяющейся части¹, которая в дальнейшем обозначается как УС_н, УС_в, а в общем случае УС_н и/или УС_в, что может привести к неуправляемому падению УС_н и/или УС_в со значительными массами невыработанного жидкого ракетного топлива на поверхность Земли по трассе пуска РН и, соответственно, к значительному экологическому ущербу (¹ к понятию отделяющейся части РН кроме отработавших ускорителей ступеней относятся створки головного обтекателя, хвостовые и межступенные отсеки).

Техническим результатом предлагаемого технического решения является значительное снижение техногенного воздействия на окружающую среду при аварийном выключении ЖРД в процессе выведения РН.

Указанный технический результат достигается за счет того, что в известный способ спуска УС с ЖРД в заданный район падения, основанный на стабилизации УС при движении по траектории спуска и использовании энергетики, заключенной в невыработанных остатках жидких компонентов ракетного топлива на основе их газификации, после отделения УС управление движением при спуске УС в район падения за счёт сброса продуктов газификации из баков горючего и окислителя через регулируемые газореактивные сопла (ГРС), предлагается внести следующие действия:

1) перед пуском РН рассчитывают варианты программы управления функционированием бортовых систем и движением УС_н и/или УС_в, в том числе:

1а) участки на штатной траектории выведения РН, где возможны аварийные выключения ЖРД ускорителей нижней или верхней ступени (АВД_н,в),

1б) соответствующие возможные множества районов падения по трассе пуска с минимальным экологическим ущербом,

1в) программы управления движением УС_н и/или УС_в при спуске для каждого участка траектории выведения РН, в которой произошло АВД_н,в, в соответствующие районы падения _,

1г) выбирают тягу сопел ГРС для каждого канала стабилизации в каждом баке УС_н и/или УС_в из условий программы управления функционированием и управления движением, количества топлива в баках, прочности топливного бака, нагруженного давлением поступающих газов теплоносителя, газом наддува, паров компонента топлива, с учётом внешних теплопритоков;

2) при движении РН по траектории выведения при прохождении команды на АВД_н,в определяют соответствующий расчётный вариант программы функционирования бортовых систем и управления движением УС_н и/или УС_в,

3) принудительно закрывают штатные дренажные клапаны в баках УС_н и/или УС_в,

4) запускают системы газификации в баках УС_н и/или УС_в и осуществляют функционирование бортовых систем и управление движением УС_н и/или УС_в по аварийной программе, соответствующей конкретному интервалу траектории выведения, на котором произошло АВД_н,в,

5) при достижении УС_н и/или УС_в высоты порядка 5 км, осуществляют управляемое вскрытие топливных баков УС_н, УС_в путём повышения величины давления наддува в каждом из топливных баках до разрушающего значения.

Устройство для реализации предлагаемого способа

В качестве прототипа принимается устройство по патенту РФ №2581894, МПК В64G 1/26, В64C 15/14, в состав которого входят система управления и навигации, топливный отсек, система газификации жидких остатков топлива, ГРС продуктов газификации в каждом топливном баке для каждого канала стабилизации.

Ускоритель ступени РН для реализации предлагаемого способа, включающий в свой состав систему управления и навигации, топливный отсек, систему газификации жидких остатков топлива, газореактивные сопла, установленные в плоскостях стабилизации в каждом топливном баке, согласно заявляемому изобретению в состав УС вводят электрическую связь между системами управления УС_н и УС_в, систему принудительного закрытия дренажных клапанов в каждом баке.

Для пояснения действий способа приведены следующие иллюстрации.

На фиг. 1 приведены возможные интервалы на участках выведения первой ступени РН (t₀; t_I-II) – АВД_н: t_I,1, t_I,k и второй ступени РН (t_I-II; t_II,n) – АВД_в: t_II,k, t_II,n-1 с соответствующими аварийными районами падения S_I,1, S_II,1, S_II,k.

На фиг. 2 приведена схема реализации предлагаемого способа на примере 6 (шести) базовых сценариев.

На фиг. 3 приведены районы аварийного падения (АРП) в выделенной зоне для УС_н с минимальной стоимостью возмещения экологического ущерба окружающей среде вдоль трассы пуска. АВД₁, АВД₂, АВД₃ – примеры точек по трассе полета первой ступени РН в которых произошло АВД_н (стрелками от точек показаны направления на зоны аварийного падения с минимальной стоимостью возмещения экологического ущерба); А(t_I,k) – границы интервалов на трассе выведения, на которых возможно АВД_н; РП1 – штатный район падения УС_н; S_k – возможные аварийные районы падения УС_н.

На фиг. 4 приведена конструкция УС_н РН с запасами топлива в баках до 50%: 1 – маршевый ЖРД; 2 – бак окислителя «О»; 3 – бак горючего «Г»; 4 – жидкие остатки кислорода; 5 – жидкие остатки метана; 6, 7 – управляемые клапаны подачи перекиси водорода в баки «О» 2 и «Г» 3; 8 – ёмкость с перекисью водорода с управляемой мембранной системой подачи на систему каталитического разложения; 9, 10 – каталитические системы в баках «О» 2 и «Г» 3 для получения теплоносителя; 11, 12 – газореактивные сопла сброса парогазовой смеси (ПГС) из баков «О» 2 и «Г» 3; 13, 14 – управляемые клапаны сброса ПГС из баков «О» 2 и «Г» 3 в газореактивную систему стабилизации; 15, 16 – управляемые дренажные клапаны.

На фиг. 5 приведен пример программного движения (вариант на этапе работы I ступени: а) изменения высоты в зависимости от дальности; б) изменение программного курсового угла в зависимости от дальности. На рисунках графики изменения указанных параметров при баллистическом спуске и при управляемом движении в выбранный район падения, смещенный относительно баллистической точки падения на 50 км по дальности и 30 км по курсу на примере РН типа «Союз-2.1.в».

Обоснование действий способа и устройства

1) перед пуском РН рассчитывают варианты программ управления функционированием бортовых систем и движением УС_н и/или УС_в, в том числе:

1а) участки на штатной траектории выведения РН, где возможны аварийные выключения ЖРД ускорителей нижней или верхней ступени: АВД_н, АВД_в, (АВД_н,в)

При АВД_н,в на этапах траектории выведения РН возможны следующие варианты аварийных ситуаций, приведённые в табл. 1. В таблице обозначены: – момент старта РН, – интервал времени после старта РН, в течение которого заблокировано АВД для безопасного увода аварийной РН со старта; – время на этапе работы I ступени с момента которого возможно довыведение полезной нагрузки (ПН) на замкнутую орбиту РБ2 ступени в случае АВД ЖРД I ступени и аварийном разделении ступеней; – момент разделения ступеней; – время на этапе работы II ступени с момента которого возможно довыведение ПН на замкнутую орбиту при помощи ГРС в случае АВД; – время вывода ПН на орбиту.

Таблица 1 – Перечень возможных базовых аварийных ситуаций на участках выведения первой и второй ступеней РН.

№	Аварийная ситуация
I.1	АВДн: довыведение ПН на орбиту невозможно (
I.2	АВДн: довыведение ПН на орбиту невозможно. Необходим увод II ступени РН на максимальное расстояние по трассе полета. (
I.3	АВДн: возможно довыведение ПН на орбиту при помощи УСв. ()
II.1	АВДв: нештатное разделение ступеней РН. (
II.3	АВДв: на участке работы II ступени. (
II.3	АВДв: момент близкий к моменту отделения ПН. ()

1б) соответствующие возможные множества районов падения по трассе пуска с минимальным экологическим ущербом,

На фиг. 3 приведены возможные выделенные аварийные районы падения S_ki для УС_н; штатный район падения (РП1) для УС_н; АВД₁, АВД₂, АВД₃ – примеры точек по трассе полета первой ступени РН в которых произошло АВД_н (стрелками от точек показаны направления на зоны аварийного падения с минимальной стоимостью возмещения экологического ущерба); А(t_I,k) – границы интервалов на трассе выведения, на которых возможно АВД_н.

Аварийные районы падения выбираются из условия минимизации затрат на восстановление нанесённого экологического ущерба, что является самостоятельной задачей, например, кн. [1] ГОСТ-Р 52985-2008 Национальный стандарт РФ. Экологическая безопасность ракетно-космической техники, кн. [2] Экологические проблемы и риски воздействий ракетно-космической техники на окружающую природную среду. Справочное пособие, под общей редакцией Адушкина В.В., Козлова С.И., Петрова А.В. М: Изд. «Анкил», 2000, 640 с.

1в) программы управления движением УС_н и/или УС_в при спуске для каждого участка траектории выведения РН, в которой произошло АВД_н,в, в соответствующие множества районов падения _,

Управление движением (программные углы тангажа, рыскания, вращения) на траектории спуска осуществляется выбором режимов работы сопел ГРС, обеспечивающих движение по попадающей траектории для УС_н и/или УС_в в выделенные . Расчёт попадающей траектории и, соответственно, программа управления движением проводится на основе традиционных методов баллистики, например, [3] Р. Ф. Аппазов, С.С. Лавров, В.П. Мишин Баллистика управляемых ракет дальнего действия. М., Наука, 1966 г. Возможно и применение современных методов, например, [4] M. A. Patterson, A. V. Rao, Gpops-ii: A matlab software for solving multiple-phase optimal control problems using hp-adaptive Gaussian quadrature collocation methods and sparse nonlinear programming, ACM. Trans. Math. Softw. 41 (1) (2014) 1:1 1:37. doi:10.1145/2558904.

1г) выбирают тягу сопел ГРС для каждого канала стабилизации в каждом баке УС_н,в из условий программы управления функционированием и управления движением, количества топлива в баках, прочности топливного бака, нагруженного давлением поступающих газов теплоносителя, газом наддува, паров компонента топлива, с учётом внешних теплопритоков.

Для штатного варианта работы УС_н и/или УС_в тяги сопел ГРС выбираются из условия обеспечения углового манёвра за заданный интервал времени, стабилизации УС_н и/или УС_в относительно программной траектории спуска для минимизации разброса точек падения УС_н и/или УС_в в штатный район падения, при этом остатки топлива в баках составляли до 5% от начальной заправки.

При АВД необходимо решение других задач: а) обеспечение падения УС_н и/или УС_в в выделенный аварийные районы ; б) выработка максимального количества топлива; в) минимизация последствия АВД на окружающую среду. Соответственно, тяги ГРС, обеспечивающие управление движением центра масс в продольной плоскости и создающие импульс в направлении импульса ЖРД, т.е. в направлении полезной нагрузки, должны обеспечить максимально возможную тягу.

В других каналах стабилизации тяга ГРС определяется из условия заданной длительности манёвров разворота УС.

В связи с тем, что высотные сопла Лаваля при их использовании в ГРС при величине тяги, равной 1,0 т могут достигать значительных размеров (в рассматриваемом примере на РН типа «Союз-2.1.в» диаметр критического сечения 0,15 м, а по длине до 0,45 м, их компоновка в конструкции УС_н и/или УС_в затруднена, т.к. приводит к существенному изменению облика системы, увеличению аэродинамического сопротивления. В этой связи принято решение отказаться от их использования и ограничиться отверстиями сброса, что приводит к снижению величины тяги на 10 – 12%.

Возможен выбор диаметров критического сечения отверстий в каналах угловой стабилизации из условия максимального расхода топлива и безмоментного сброса парогазовой смеси, например, включение всех отверстий сброса, а их количество для УС_н из 2 баков достигает: 2*4*4 = 32 сопла, соответственно, для УС_в также 32 сопла (фиг. 4). Из этих 32 сопел на каждом УС продольных с повышенной тягой 8 шт., например, с тягой ~1,0 тс, остальные 24 шт. с тягой, например, 200 кгс.

2) при движении РН по траектории выведения при прохождении команды на АВД_н,в определяют соответствующий расчётный вариант программы функционирования бортовых систем и управления движением УС_н и/или УС_в

При возникновении АВД информация сразу же появляется в системе управления и автоматически определяется соответствующий вариант программы функционирования бортовых систем и управления УС_н и/или УС_в из соответствующего массива, который хранится в памяти бортовой вычислительной машине.

3) принудительно закрывают штатные дренажные клапаны в баках УС_н и/или УС_в,

Принудительное закрытие штатных дренажных клапанов в баках аварийных УС необходимо из-за повышения давления в баках с целью увеличения тяги ГРС, например, штатное давление в баках системой наддува поддерживается ~ 3 атм., прочность баков позволяет поднять давление до 5 – 6 атм. Создание такого давления в баке позволяет существенно увеличить тягу ГРС.

4) запускают системы газификации в баках УС_н и/или УС_в и осуществляют функционирование бортовых систем и управление движением УС_н и/или УС_в по аварийной программе, соответствующей конкретному интервалу траектории выведения, на котором произошло АВД_н,в,

Позиция соответствует прототипу, лишь с тем отличием, что функционирование бортовых систем и управление движением УС_н и/или УС_в по аварийной программе, соответствующей конкретной точке АВД_н,в

5) при достижении УС_н и/или УС_в высоты порядка 5 км, осуществляют управляемое вскрытие топливных баков УСн, УСв путём повышения величины давления наддува в каждом из топливных баках до разрушающего значения.

Для осуществления этой операции определяют текущую газопроизводительность системы газификации, текущие давление в баке и момент времени для каждого бака, когда следует закрыть клапаны системы ГРС в каждом баке, возможное увеличение подачи теплоносителя, увеличение внешнего теплового потока путём разворота УС_н и/или УС_в.

Предполагается, что рассеяние кислорода и метана в атмосфере предпочтительнее по сравнению с падением на поверхность грунтов, т.к. высокая вероятность взрыва и пожара наземной растительности при ударе УС с остатками топлива.

Таким образом, предлагаемая группа изобретений позволяет

а) многократно уменьшить остатки масс жидкого топлива в баках за счёт работы системы газификации; б) привести УС_н и/или УС_в в выделенные аварийные районы падения; в) организовать управляемый выброс компонентов топлива в атмосферу (кислород, сжиженный метан не представляют существенной экологической опасности) за вскрытия баков тем самым существенно сократить негативные экологические последствия в районе падения аварийных УС_н и/или УС_в.

Данное техническое решение создано в рамках выполнения научно-исследовательских работ по ГЗ №2019-0251 от 02.03.2020г.

1. Способ спуска ускорителя ступени (УС) ракеты-носителя (РН) при аварийном выключении жидкостного ракетного двигателя (АВД) в заданный район падения, основанный на стабилизации УС при движении по траектории спуска и использовании энергетики, заключенной в невыработанных остатках жидких компонентов ракетного топлива, на основе их газификации, после отделения УС управление движением при спуске УС в район падения за счет сброса продуктов газификации из баков горючего и окислителя через регулируемую газореактивную систему (ГРС), отличающийся тем, что перед пуском РН рассчитывают варианты программы управления функционированием бортовых систем и движением нижнего ускорителя ступени (УС_н) и верхнего ускорителя ступени (УС_в), координаты штатной траектории выведения РН, где возможны АВД ускорителей нижней или ускорителей верхней ступеней (АВД_н,в), соответствующие возможные множества районов падения по трассе пуска с минимальным экологическим ущербом, программы управления движением УС_н и/или УС_в при спуске для каждого участка траектории выведения РН, в которой произошло АВД_н,в, в соответствующие , выбирают тяги ГРС для каждого канала стабилизации в каждом баке УС_н и/или УС_в из условий программы управления функционированием и управления движением, количества топлива в баках, прочности топливного бака, нагруженного давлением поступающих газов теплоносителя, газом наддува, паров компонента топлива, с учетом внешних теплопритоков, при движении РН по траектории выведения при прохождении команды на АВД_н,в определяют соответствующий расчетный вариант программы функционирования бортовых систем и управления движением УС_н и/или УС_в, принудительно закрывают штатные дренажные клапаны в баках УС_н и/или УС_в, запускают системы газификации в баках УС_н и/или УС_в и осуществляют функционирование бортовых систем и управление движением УС_н и/или УС_в по аварийной программе, соответствующей конкретному интервалу траектории выведения, на котором произошло АВД_н,в, при достижении УС_н и/или УС_в высоты порядка 5 км обеспечивают управляемое вскрытие топливных баков УС_н и/или УС_в путем повышения величины давления наддува в топливных баках до разрушающего значения.

2. Устройство для реализации способа по п. 1, включающее в свой состав систему управления и навигации, топливный отсек, систему газификации жидких остатков топлива, газореактивную систему сброса в каждом топливном баке, отличающееся тем, что в состав вводят электрическую связь между системами управления УС_н и УС_в и систему принудительного закрытия дренажных клапанов по команде из системы управления.