Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) на криогенных компонентах, снабженным системой ориентации и обеспечения запуска (СООЗ). СООЗ содержит блоки ракетных двигателей малой тяги (РДМТ), электронасосы (1, 2) на выходах баков низкого давления криогенных компонентов, сообщенные напорными магистралями через теплообменники – газификаторы (3, 4) с ресиверами (8, 9) рабочего тела для РДМТ. Ресиверы пополняются по сигналам датчиков давления (11(1), 11(2)). Теплопередающие тракты газификаторов (3, 4) сообщены на входе с магистралью высокотемпературных продуктов сгорания газогенератора (5), а на выходе – с включенными в конструкцию блоков РДМТ выхлопными соплами (10(1), 10(2)), оси которых параллельны продольной оси ЖРД. Ко входам газогенератора (5) через электроклапаны (7(3), 7(4)) подключены магистрали выхода теплопринимающих трактов газификаторов (3, 4). Техническим результатом является снижение массы конструкции ЖРД при сохранении функциональности СООЗ. 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть применено в конструкциях жидкостных ракетных двигательных установок, использующих криогенные компоненты топлива, в состав которых входят маршевый двигатель (МД) с насосной системой подачи компонентов топлива и система ориентации и обеспечения запуска (СООЗ) с общими баками компонентов топлива.

Известна двигательная установка (ДУ разгонного блока (РБ) «Бриз М», РН «Протон М»), включающая МД с насосной системой подачи компонентов топлива, баки компонентов топлива низкого давления, обеспечивающие питание МД, СООЗ на основе ракетных двигателей малой тяги (РДМТ) с вытеснительной системой подачи компонентов топлива из баков высокого давления.

К основным недостаткам этой ДУ можно отнести ее сложность, значительную массу за счет применения СООЗ с автономным питанием РДМТ из баков высокого давления, в составе которой, кроме баков, используются шар-баллоны с газом наддува баков, клапанно-регулирующая арматура и т.д.

Кроме того в такой ДУ запас топлива для питания РДМТ регламентирован заправкой баков высокого давления, которая определяется на основании статистики исходя из максимально возможных затрат топлива в каждом сеансе работы СООЗ, что, однако, не исключает угрозу потери КА из-за нехватки топлива СООЗ, например, в случае срыва одного из сеансов динамических операций, предшествующих включению МД.

Известна принятая за прототип ЖРДУ по патенту РФ № 2662011, в которой подача компонентов топлива в РДМТ осуществляется из малообъемных баков высокого давления, выполняющих функции ресиверов при использовании электронасосов, обеспечивающих их подпитку компонентами топлива, отбираемыми из баков низкого давления ДУ, причем включение и выключение электронасосов при подпитке каждого ресивера определяется сигнализаторами верхнего и нижнего уровней давления в ресивере. ЖРДУ с СООЗ, выполненной по этой схеме, свободна от указанных выше недостатков аналога, однако, в случае криогенных компонентов топлива, таких как «жидкий кислород + жидкий водород», «жидкий кислород + СПГ» использование ее невозможно, так как невозможна работа в импульсном режиме РДМТ на жидких криогенных компонентах топлива в связи с большими задержками воспламенения в камерах РДМТ, неприемлемыми для проведения динамических операций в сеансах ориентации КА.

Приемлемые задержки воспламенения возможны лишь при использовании указанных компонентов топлива в газообразном виде, как, например, в представленной патентом РФ № RU 2486362 CI СООЗ, недостатки которой в составе ЖРДУ (массовые характеристики, ограниченность запасов компонентов топлива) лишь усугубляют недостатки аналога - ДУ РБ «Бриз - М» из-за существенно больших объемов емкостей (баков) с газообразными компонентами топлива.

Изобретение направлено на снижение массы конструкции ДУ, использующей криогенные компоненты топлива при сохранении функциональности СООЗ и исключение зависимости ее работоспособности от регламентирующей автономной заправки СООЗ компонентами топлива и газом наддува.

Результат обеспечивается тем, что в жидкостной ракетной двигательной установке, использующей криогенные компоненты топлива, в состав которой входят маршевый двигатель, баки низкого давления криогенных компонентов топлива, система ориентации и обеспечения запуска маршевого двигателя, включающая блоки ракетных двигателей малой тяги и установленные в магистралях на выходах баков низкого давления электронасосы, напорные магистрали которых сообщены с ресиверами, содержащими запасы компонентов топлива РДМТ, пополняемые по сигналам сигнализаторов верхнего и нижнего уровней давлений в ресиверах, в напорные магистрали между выходами электронасосов и входами в ресиверы включены теплообменники - газификаторы, входы в теплопередающие тракты которых сообщены с магистралью высокотемпературных продуктов сгорания, вырабатываемых газогенератором, магистрали питания газогенератора компонентами топлива сообщены с соответствующими магистралями на выходах теплообменников - газификаторов, а выходы теплопередающих трактов теплообменников - газификаторов сообщены с выхлопными соплами, расположенными в блоках РДМТ - по обе стороны маршевого двигателя, оси которых направлены параллельно продольной оси КА.

Сущность изобретения поясняется представленной на рисунке схемой СООЗ в составе ДУ.

В СООЗ входят: электронасос окислителя 1, электронасос горючего 2, теплообменник - газификатор окислителя 3, теплообменник - газификатор горючего 4, газогенератор 5, вырабатывающий высокотемпературные продукты сгорания окислителя и горючего - теплоноситель теплообменников - газификаторов 3, 4, обратные клапаны 6(1), 6(2) в магистралях на выходах теплопринимающих трактов теплообменников - газификаторов 3, 4, отсечные нормально-закрытые электроклапаны 7(1), 7(2) в магистралях между баками низкого давления ДУ и электронасосами, электроклапаны 7(3), 7(4) в магистралях компонентов топлива на входах в газогенератор 5, ресиверы 8, 9 с пополняемыми запасами газифицированных кислорода и водорода - компонентами топлива РДМТ, поступающих из теплообменников - газификаторов 3, 4 в блоки ракетных двигателей малой тяги (БРДМТ) и в конструктивно связанные с БРДМТ выхлопные сопла продуктов сгорания 10(1), 10(2), расположенные диаметрально противоположно по обе стороны маршевого двигателя, функциональные датчики давлений 11(1), 11(2) и температуры 12(1), 12(2) газообразных компонентов топлива в ресиверах - (датчики обратной связи - чувствительные элементы системы управления КА), зажигательное устройство 13.

Кроме перечисленного состава СООЗ в баках ДУ установлены капиллярные накопители жидких криогенных компонентов топлива на входы в заборники СООЗ, удерживающие запасы жидких компонентов топлива в зоне заборников СООЗ, необходимые для питания РДМТ на время осаждения, прилива компонентов топлива к заборникам из наиболее удаленных зон баков, в которых возможно расположение жидких компонентов топлива в невесомости, а также - на время всплытия газовых включений в жидких компонентах топлива в зонах заборников при работе РДМТ обеспечения запуска.

Перед началом работы СООЗ ДУ в сеансе ориентации и обеспечении запуска МД перед его включением ресиверы 8, 9 заполнены, соответственно газообразным окислителем и горючим. При включении РДМТ ориентации и обеспечения запуска в них поступают газообразные компоненты топлива из ресиверов 8, 9, при этом давление в ресиверах 8, 9 уменьшается, достигая нижних пределов допустимых диапазонов, о чем свидетельствуют сигналы датчики 11(1), 11(2), поступающие в систему управления космического аппарата (СУ КА). По этим сигналам СУ КА формирует команды на питание электроклапанов 7(1), 7(2), 7(3), 7(4), зажигательного устройства 13 электродвигателей электронасосных агрегатов 1, 2. Электрическое напряжение постоянного тока поступает на электроклапаны и зажигательное устройство. Электроклапаны 7(1), 7(2) срабатывают, открывая доступ жидким криогенным компонентам топлива из баков - на входы насосов электронасосных агрегатов 1, 2 и, далее в напорные магистрали СООЗ. Электроклапаны 7(3), 7(4) срабатывают, открывая доступ компонентам топлива с выходов теплообменников - газификаторов в газогенератор 5. Зажигательное устройство включается, образуя высоковольтный электрический разряд на свече в реакционной полости газогенератора 5. Электрическое напряжение переменного тока поступает на электродвигатели электронасосов, приводя их во вращение. Жидкие компоненты топлива поступают в напорные магистрали СООЗ и теплообменники - газификаторы 3, 4, где за счет запасенного в них тепла газифицируются и газообразном виде поступают в газогенератор 5; при этом посредством электрического разряда на свече зажигательного устройства, обеспечивается воспламенение смеси компонентов топлива с образованием продуктов сгорания, после чего по команде СУ КА подача электропитания на зажигательное устройство прекращается. Высокотемпературные продукты сгорания из газогенератора поступают в теплопередающие тракты теплообменников - газификаторов 3, 4 в качестве теплоносителей, за счет тепла которых осуществляется газификация жидких компонентов топлива с последующим подогревом их в газообразном состоянии перед поступлением в ресиверы 8, 9. Обороты электронасосных агрегатов 1, 2, давления компонентов топлива за насосами, в теплообменниках, а также продуктов сгорания в газогенераторе, в теплопередающих трактах теплообменников увеличиваются, после превышения давлений компонентов топлива над давлением в ресиверах8, 9 обратные клапаны 6(1), 6(2) срабатывают, обеспечивая доступ газифицированным компонентам топлива из теплообменников 3, 4 в ресиверы 8, 9 и восполнение их запасов в ресиверах до верхних уровней диапазонов допустимых давлений, после чего по сигналу датчиков давлений 11(1), 11(2) СУ КА формирует команду либо на прекращение питания электронасосов 1, 2 и электроклапанов 7(1)…7(4), либо на уменьшение электрического напряжения переменного тока, поступающего на каждый электронасос для уменьшения его мощности и оборотов, вследствие чего, уменьшаются расходы газообразных компонентов топлива в ресиверах 8, 9.

При достижении нижних уровней допустимых диапазонов давлений по сигналу датчиков давлений 11(1), 11(2) СУ К А формирует команды на включение всех электроагрегатов СООЗ для подпитки ресиверов 8, 9

При изменении температуры газообразных компонентах топлива в ресиверах 8, 9 по сигналу датчиков температур 12(1), 12(2) СУ КА формирует команды, направленные на изменение напряжений тока питания соответствующего электронасоса, его оборотов и расхода через насос компонента, в сторону, соответствующую изменению его температуры. При работе СООЗ в случае существенных превышений верхних границ -диапазонов допустимых давлений в ресиверах 8, 9 срабатывают предохранительные клапаны 14(1), 14(2) стравливая избыток газообразных компонентов топлива в окружающее пространство.

По окончании сеанса работы СООЗ СУ КА подает контрольную команду на отмену электропитания всех электроагрегатов СООЗ.

Расчетная оценка, проведенная применительно к ДУ кислородно-водородного блока на криогенных компонентах топлива - жидкий кислород + жидкий водород с суммарным импульсом тяги РДМТ СООЗ - 63780 кгс*с при соотношении расходов газообразных кислорода и водорода - 3, которая выполнена в соответствии с изобретением показала, что масса такой ДУ, в сравнении с ДУ, использующей СООЗ с питанием газообразными компонентами топлива из автономных емкостей, на 160 кг меньше даже при использовании самых современных композиционных материалов в конструкциях автономных емкостей.

Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата, использующая жидкие криогенные компоненты топлива, в состав которой входят маршевый двигатель, баки низкого давления криогенных компонентов топлива, система ориентации и обеспечения запуска маршевого двигателя, включающая блоки ракетных двигателей малой тяги, установленные в магистралях на выходах баков низкого давления электоронасосы, напорные магистрали которых сообщены с ресиверами, содержащими запасы компонентов топлива двигателей малой тяги, пополняемые по сигналам датчиков верхнего и нижнего уровней давлений в ресиверах, отличающаяся тем, что в напорные магистрали между выходами электоронасосов и входами в ресиверы включены теплопринимающими трактами теплообменники – газификаторы криогенных компонентов топлива, входы в теплопередающие тракты которых сообщены с магистралью высокотемпературных продуктов сгорания, вырабатываемых газогенератором, при этом магистрали, подводящие компоненты топлива к газогенератору, сообщены с соответствующими магистралями выхода газифицированных компонентов топлива из теплообменников – газификаторов, а выходы из теплопередающих трактов теплообменников – газификаторов сообщены с включенными в конструкцию блоков двигателей малой тяги выхлопными соплами, оси которых направлены параллельно продольной оси двигательной установки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к выведению космических объектов (КО) с помощью разгонных блоков (РБ) на высокоэнергетические орбиты (например, к Луне) в несколько этапов по двухпусковой схеме.

Группа изобретений относится к управлению и конструкции космических кораблей (КК) многократного применения с вертикальным взлетом и посадкой, которые могут быть использованы для космического туризма, высотных парашютных прыжков и др.

Группа изобретений относится к области навигации разгонных блоков (РБ), используемых для выведения космического аппарата (КА) на рабочую орбиту. Согласно способу используют на РБ навигационную аппаратуру потребителя услуг системы ГЛОНАСС на орбитах выведения КА.

Изобретение относится к системам жизнеобеспечения пилотируемых космических объектов (ПКО). В предлагаемом способе производительность генератора кислорода изменяют пропорционально сумме двух сигналов.

Изобретение относится к средствам соединения гибких элементов, используемых, в частности, в тросовых передачах для раскрытия панелей солнечной батареи космического аппарата.

Изобретение относится к нетрадиционным двигательным системам, в частности, космических транспортных средств (КТС) и основано на известном эффекте Казимира. Способ состоит в преобразовании квантовых вакуумных флуктуаций в механическое движение, для чего используют двухслойную незаряженную проводящую (нано)пленку.

Изобретение относится к двигательным системам космических летательных аппаратов (КЛА). Предлагаемый способ включает генерирование лазерного излучения и его подачу на мишень.

Предлагаемое изобретение относится к области сетей спутниковой связи (ССС), а именно к персональной подвижной спутниковой связи (ППСС) на основе сети низкоорбитальных спутников-ретрансляторов (НСР).

Группа изобретений относится к формированию архитектуры (состава и структуры) орбитальных группировок космических аппаратов (КА) дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ).

Изобретение относится к области обеспечения астероидной безопасности Земли космическими средствами. Способ заключается в том, что наблюдательные приборы (НП) устанавливают на спутнике Земли (например, Луне или ИСЗ), сообщая тем самым НП равномерное вращение с орбитальной угловой скоростью спутника.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям на криогенных компонентах, снабженным системой ориентации и обеспечения запуска. СООЗ содержит блоки ракетных двигателей малой тяги, электронасосы на выходах баков низкого давления криогенных компонентов, сообщенные напорными магистралями через теплообменники – газификаторы с ресиверами рабочего тела для РДМТ. Ресиверы пополняются по сигналам датчиков давления, 11). Теплопередающие тракты газификаторов сообщены на входе с магистралью высокотемпературных продуктов сгорания газогенератора, а на выходе – с включенными в конструкцию блоков РДМТ выхлопными соплами, 10), оси которых параллельны продольной оси ЖРД. Ко входам газогенератора через электроклапаны, 7) подключены магистрали выхода теплопринимающих трактов газификаторов. Техническим результатом является снижение массы конструкции ЖРД при сохранении функциональности СООЗ. 1 ил.

Наверх