Способ работы двигательной установки первой ступени ракеты-носителя сверхтяжелого класса для обеспечения безопасности полетов

Авторы патента:

Кошлаков Владимир Владимирович (RU)

Мосолов Сергей Владимирович (RU)

Пастухов Александр Иванович (RU)

Капгер Владимир Владимирович (RU)

Савельев Владимир Олегович (RU)

Чебаненко Александр Викторович (RU)

F02K9/00 - Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель; управление этими установками (химический состав топлив C06B,C06D)

B64G1/40 - размещение и модификация двигательных систем (B64G 1/26 имеет преимущество; двигательные установки как таковые см. соответствующие подклассы, например F02K,F03H)

Владельцы патента RU 2752727:

Акционерное общество "Государственный научный центр Российской Федерации "Исследовательский центр имени М.В. Келдыша" (RU)

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании ракет-носителей сверхтяжелого класса (РН СТК). Предлагается способ работы двигательной установки первой ступени ракеты-носителя сверхтяжелого класса, в котором обеспечивают штатное функционирование шести жидкостных ракетных двигателей с резервированием в полете на режиме тяги 80% от номинального режима каждого двигателя, а в случае отказа одного из двигателей обеспечивают работу двигательной установки за счет перевода оставшихся двигателей на режим номинальной тяги. Техническим результатом является обеспечение запаса по суммарной тяге двигательной установки первой ступени по отношению к массе ракеты-носителя сверхтяжелого класса. 1 ил., 2 табл.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании ракет-носителей сверхтяжелого класса (РН СТК).

Прототипом предлагаемого изобретения является способ работы двигательной установки первой ступени ракеты-носителя сверхтяжелого класса, раскрытый в статье «Способ обеспечения требуемой надежности ракеты-носителя с использованием резервирования в двигательной установке» авторов: Капгер В.В., Мосолов С.В., Орлова Л.И., Пастухов А.И., Савельев В.О., опубликованной в Общероссийском научно-технический журнале «Полет». - 2016. - №10. - С.9-11. В указанной статье проведен сравнительный анализ надежности следующих вариантов двигательных установок (ДУ): с четырьмя жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) без резервирования, с пятью, десятью и двенадцатью двигателями с резервированием. Вариант ДУ из 5 двигателей с одним резервируемым рассматривается авторами как наиболее перспективный - в данном варианте двигательной установки первой ступени ракеты-носителя сверхтяжелого класса из 5 двигателей с резервированием, двигатели штатно работают на режиме 80% номинальной тяги. По состоянию на 2020 год разрабатываемые варианты РН СТК имеют массу, не позволяющую использовать 5 двигателей с резервированием, и отказ одного двигателя приведет к аварии РН СТК из-за недостаточной тяговооруженности РН.

Задачей, на решение которой направлено изобретение, является создание нового способа функционирования двигательной установки, позволяющего повысить надежность двигательной установки, обеспечить парирование возможных отказов двигателей с сохранением функционирования РН СТК и безопасность полетов ракет-носителей сверхтяжелого класса с уменьшением финансовых потерь при выполнении программы пусков, а, следовательно, повышает конкурентоспособность отечественной РН СТК.

Техническим результатом является обеспечение запаса по суммарной тяге двигательной установки первой ступени по отношению к массе ракеты-носителя сверхтяжелого класса.

Для решения задачи и достижения технического результата предложен способ работы двигательной установки первой ступени ракеты-носителя сверхтяжелого класса, в котором обеспечивают штатное функционирование шести жидкостных ракетных двигателей с резервированием в полете на режиме тяги 80% от номинального режима каждого двигателя, а в случае отказа одного из двигателей обеспечивают работу двигательной установки за счет перевода оставшихся двигателей на режим номинальной тяги.

Надежность двигательной установки с резервированием двигателей определяют по расчетному соотношению [Калабро С.Р. Принципы и практические вопросы надежности. М.: Изд. «Машиностроение» - 1966], описывающему полную группу событий в случае отказа одного ЖРД, продолжения работы как минимум (n-1) двигателей, входящих в ДУ, своевременного обнаружения и отключения неисправного жидкостного ракетного двигателя (ЖРД):

где Р_ду - надежность двигательной установки;

Р_ед - надежность единичного двигателя;

W - вероятность формирования ложного сигнала на отключение исправного двигателя;

h - вероятность своевременного отключения неисправно работающего ЖРД системой аварийной защиты (САЗ);

i - число резервируемых ЖРД (i=0, 1);

n - количество двигателей в двигательной установке;

- число сочетаний из «n» по «i».

Анализ надежности двигательной установки первой ступени и безопасности полетов РН СТК проведен для трех вариантов компоновки изделия с числом ЖРД на первой ступени: четыре, пять и шесть двигателей (Таблица 1).

Расчеты проведены при изменении требуемой надежности единичного ЖРД в диапазоне достигнутых в отечественной практике двигателестроения значений 0,995÷0,999.

В качестве количественных характеристик работоспособности системы контроля и аварийной защиты для расчетов приняты полученные на сегодня с учетом данных для таких систем безопасности изделий ракетно-космической техники оценки показателей:

- вероятность своевременного отключения неисправно работающего ЖРД системой аварийной защиты - 0,9;

- вероятность формирования ложного сигнала на отключение исправно работающего двигателя - 0,0005.

Результаты расчетов надежности ДУ первой ступени РН СТК для принятых вариантов компоновок двигательных установок приведены в Таблице 2.

По полученным данным построены зависимости надежности ДУ от требуемой надежности единичного двигателя и принятых показателей эффективности системы САЗ, которые приведены на Фигуре.

Результаты сравнительного анализа надежности вариантов ДУ первой ступени РН СТК показывают (Фигура), что наибольшая эффективность резервирования ДУ достигается при использовании варианта ДУ первой ступени, состоящего из шести двигателей с одним резервируемым. Надежность такой резервируемой двигательной установки при требуемой надежности единичного двигателя 0,998÷0,999 и реально ожидаемых характеристиках САЗ составляет 0,9987÷0,9994, что выше, чем для варианта ДУ с пятью ЖРД с одним резервируемым двигателем, и значительно выше, чем для варианта ДУ с четырьмя ЖРД без резервирования (Р_ду=0,992÷0,996).

Вероятность катастрофы из-за отказа двигателя в составе ДУ первой ступени РН СТК при принятых требованиях к надежности единичного двигателя и характеристикам системы САЗ составляет 0,0006÷0,0013, то есть одна авария на 1000 летных пусков РН при обеспечении запаса по суммарной тяге ДУ, что в 4-8 раза меньше, чем для варианта ДУ с четырьмя двигателями без резервирования (4-8 аварий на 1000 пусков РН).

Предложенный вариант резервируемой ДУ первой ступени позволяет также обеспечить минимальную стоимость пуска изделия за счет меньшего количества аварийных пусков РН из-за отказов двигателей. Стоимость эксплуатации РН СТК снижается на 20% по сравнению с вариантом ДУ из четырех двигателей без резервирования. Это должно способствовать повышению конкурентоспособности отечественного РН СТК на международном космическом рынке.

Способ работы двигательной установки первой ступени ракеты-носителя сверхтяжелого класса, в котором обеспечивают штатное функционирование входящих в состав двигательной установки жидкостных ракетных двигателей с резервированием в полете на режиме тяги 80% от номинального режима каждого двигателя, а в случае отказа одного из двигателей обеспечивают работу двигательной установки за счет перевода оставшихся двигателей на режим номинальной тяги, отличающийся тем, что обеспечивают штатное функционирование шести жидкостных ракетных двигателей с резервированием в полете на режиме тяги 80% от номинального режима каждого двигателя.

Способ защиты газогенератора турбореактивного двухконтурного двигателя от попадания частиц пыли предназначен для применения в авиационной технике, работающей в условиях загрязненного воздуха мелкими частицами. Данный способ заключается в том, что частицы пыли, попавшие в двигатель, отбрасываются под действием центробежных сил, возникающих вследствие специально организованной закрутки потока, на периферию потока воздуха и попадают в канал наружного контура двигателя.

Способ контроля характеристик агрегатов жидкостного ракетного двигателя при огневом испытании // 2750874

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Технический результат заключается в повышении достоверности оценки параметров ЖРД во время огневых испытаний.

Ионный ракетный двигатель, способ его работы и коронирующий электрод // 2747067

Изобретение относится к ионным ракетным двигателям. Предложеный двигатель содержит соединенные между собой и расположенные соосно камеру, содержащую головку и цилиндрическую часть, к которой присоединен магнитный ускоритель плазмы и далее - сверхзвуковое газодинамическое сопло с сужающейся и расширяющейся частями, средство создания коронирующего разряда.

Камера жрд, работающего с дожиганием восстановительного генераторного газа // 2746029

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим с дожиганием генераторного газа. Камера ЖРД, работающего с дожиганием восстановительного генераторного газа, состоящая из магистралей подвода компонентов топлива, смесительной головки с полостью охлаждения огневого днища, цилиндрической части, дозвуковой и сверхзвуковой частей сопла, согласно изложению, в сверхзвуковой части тракта охлаждения в полости высокого давления выполнена полость тракта охлаждения с пониженным давлением, соединенная с полостью охлаждения огневого днища головки, при этом соединение частей сверхзвуковой части сопла по внутренней и наружной стенкам выполнено в полости тракта охлаждения низкого давления.

Комбинированный ионный ракетный двигатель и коронирующий электрод // 2745180

Ионный ракетный двигатель содержит соединенные между собой и расположенные соосно камеру сгорания, к которой присоединен магнитный ускоритель плазмы и далее - сверхзвуковое газодинамическое сопло с сужающейся и расширяющейся частями, по меньшей мере, один запальник, и средство создания коронирующего разряда.

Способ диспергирования трудновоспламеняемых наночастиц // 2744462

Изобретение относится к тепловым двигателям, в которых для производства механической работы используется теплота сгорания твердого топлива из трудновоспламеняемых наночастиц. Способ диспергирования трудновоспламеняемых наночастиц, состоящих из ядра и оболочки, заключается в том, что осуществляют смешение наночастиц с воздухом для транспортировки в камеру сгорания, в которой запускают процесс диспергации наночастиц с образованием вторичных кластеров и фрагментов оболочки, причем радиус вторичных кластеров не должен превышать 25 нм и определяется из заданного соотношения.

Способ работы детонационного ракетного двигателя // 2742319

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к способам работы детонационных ракетных двигателей. Способ заключается в том, что твердое горючее и твердый окислитель размещают в отдельных газогенераторах, осуществляют нагрев и газификацию твердого горючего и твердого окислителя при помощи соответствующих дополнительных зарядов твердого топлива с низкой скоростью горения.

Ионный ракетный двигатель и способ его работы // 2738522

Ионный ракетный двигатель содержит соединенные между собой и расположенные соосно камеру сгорания, содержащую головку с форсуночной плитой для распыла компонентов топлива и цилиндрическую часть, имеющую на плите форсунки горючего и окислителя, к которой присоединен магнитный ускоритель плазмы, и далее - сверхзвуковое газодинамическое сопло с сужающейся и расширяющейся частями, по меньшей мере один запальник и коронирующий электрод.

Двухрежимный сопловой блок // 2736089

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании сопла переменной степени расширения в многорежимном ракетном двигателе на твердом топливе (РДТТ). Двухрежимный сопловой блок ракетного двигателя твердого топлива содержит раструб и вкладыш стационарный, при этом в докритической части сопла установлен лепестковый подвижной вкладыш, лепестки которого удерживаются фиксатором и кольцом монтажным, после расчетного выгорания которых, лепестки подвижного вкладыша под действием давления газов смещаются в продольном направлении до смыкания и уменьшают диаметр критического сечения Дк.

Плазменно-ракетный двигатель // 2733076

Плазменный ракетный двигатель содержит соединенные между собой и расположенные соосно камеру сгорания, состоящую из камеры воспламенения и сжигания компонентов топлива горючего и окислителя и имеющую форсунки подачи горючего и окислителя и расширяющуюся торовую часть, к которой присоединен магнитный ускоритель плазмы, и сверхзвуковое газодинамическое сопло с сужающейся торовой и конической расширяющейся частями.

Импульсная катодно-дуговая двигательная установка с внутренним проволочным инициатором // 2748625

Группа изобретений относится к космической технике. Импульсная катодно-дуговая двигательная установка содержит твердый проводящий или полупроводниковый катод (130); анод (110) с разностью потенциалов относительно катода (130), создающей электрическое поле между анодом (110) и катодом (130); изолированный инициатор (150), выполненный с возможностью инициирования дугового разряда из точки на верхней поверхности катода (130) импульсами.