Двигательная установка для жидкостных ракет с инвариантными к заправке водородом и метаном топливными баками с пакетной компоновкой

Авторы патента:

Владимиров Александр Владимирович (RU)

F02K9/42 - использующие жидкие и газообразные топлива ( F02K 9/72 имеет преимущество)

Владельцы патента RU 2775518:

Акционерное общество "Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева" (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к двигательным установкам жидкостных ракет большой грузоподъемности. Двигательная установка для жидкостных ракет с инвариантными к заправке водородом или метаном топливными баками состоит из жидкостных двигателей и секционных топливных баков с коллекторной системой подачи компонентов из баков в двигатели, силовой несущей фермы, соединенной с топливным баком и двигателями. Секции в пакетной компоновке бака проектируют с учетом заправки жидких компонентов «окислитель» и «горючее» в соседние, изолированные друг от друга секции, образующие в собранном виде единую цилиндрическую конструкцию бака. Целевое назначение каждой секции под заправку конкретным компонентом определяется по объемно-массовым соотношениям расхода компонентов двигателя. Количество секций для «окислителя» и «горючего» должно быть четным. Выбор расположения компонентов в секциях осуществляют исходя из минимизации отклонений боковой центровки ракеты-носителя в полете по мере расхода топлива из баков окислителя и горючего. Техническим результатом является обеспечение возможности замены кислородно-водородных двигателей на двигатели с компонентами кислород + метан. 1 ил.

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к двигательным установкам жидкостных ракет большой грузоподъемности.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Из уровня техники известна двигательная установка космического аппарата (патент RU 2121071, Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина, 28.06.1991), которая содержит многоблочный топливный отсек с центральным и периферийными блоками баков, установленными попарно-симметрично относительно продольной оси космического аппарата, соединенными трубопроводами через коллектор, и управляемые топливные клапаны с жидкостными ракетными двигателями, систему наддува, отличающаяся тем, что система наддува соединена с газовыми полостями топливных баков периферийного блока, сообщающимися через первую собирающе-раздувающую часть коллектора, выполненную в виде топливопроводов-газоводов, с топливными баками центрального блока, а каждый топливный бак центрального блока соединен через вторую собирающую часть коллектора с жидкостным ракетным двигателем и шунтирующей.

Так же известна двигательная установка ракетного блока (патент RU 2286924, Открытое акционерное общество «Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королева», 20.01.2004), содержащая топливный бак окислителя, заполненный низкокипящим компонентом, топливный бак горючего, заполненный высококипящим компонентом, маршевый двигатель, исполнительные органы двигательной установки, баллоны высокого давления с газом, установленные в топливном баке окислителя, отличающаяся тем, что в ее состав введены трубопроводы, установленные с помощью кронштейнов на топливном баке горючего и образующие с последним теплообменное устройство, при этом входы трубопроводов сообщены с выходами баллонов высокого давления, а выходы - с исполнительными органами двигательной установки.

Известна двигательная установка ракеты (патент RU 2381378, Открытое акционерное общество «Государственный ракетный центр имени академика В.П. Макеева», 24.07.2008) которая содержит многобаковый топливный отсек и жидкостные ракетные двигатели, каждый из которых подсоединен трубопроводами питания к ближайшим бакам, отличающаяся тем, что один из двигателей подсоединен трубопроводами питания через бустерные насосные агрегаты ко всем бакам, а бустерные насосные агрегаты каждого компонента топлива подсоединены трубопроводами к выходу одноименного насоса ТНА через общий распределительный дроссель.

Так же известна двигательная установка реактивной системы управления летательного аппарата (патент RU 2538190, Федеральное государственное унитарное предприятие «Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева», 11.10.2013), включающая баки с магистралями подачи жидких компонентов топлива, систему наддува баков, импульсные ракетные двигатели, использующие газообразные компоненты топлива, окислительный газогенератор-преобразователь жидкого криогенного окислителя в газообразный с заданной температурой, ресивер-накопитель газообразного окислителя в качестве компонента топлива двигателей, отличающаяся тем, что она содержит теплообменник-испаритель для преобразования жидкого криогенного горючего в газообразное с нагревом его до заданной температуры, включенный теплопередающим трактом в магистраль на выходе газогенератора, теплопринимающим трактом - в магистраль подачи криогенного жидкого горючего из бака; ресивер-накопитель газообразного горючего для питания двигателей, включенный в магистраль на выходе теплопринимающего тракта теплообменника, газожидкостный смеситель, включенный в магистраль между выходом теплопередающего тракта теплообменника и входом в ресивер-накопитель газообразного окислителя, при этом жидкостный вход смесителя сообщен с магистралью подачи жидкого окислителя трубопроводом с установленной в нем регулирующей (настроечной) дроссельной шайбой.

Недостатками данных решений являются отсутствие возможности замены одного вида топлива на другой при проектировании ракета-носителей большой грузоподъемности.

РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Создание космических ракетных комплексов для запуска жидкостных ракет большой грузоподъемности требует больших затрат и длительного времени как на разработку ракеты, так и на разработку наземной космической инфраструктуры, включая стартовый комплекс. При создании таких космических комплексов необходимо принимать во внимание длительные (более 10 лет) сроки их эксплуатации, в течение которых могут появиться новые, более перспективные и экономичные конструктивные материалы и двигательные установки на других компонентах.

В частности, может стать целесообразной замена двигателей с компонентами кислород + водород на двигатели кислородно-метановые.

При традиционном подходе для такой замены требуется проектирование новой ракеты-носителя и нового стартового комплекса с соответствующими большими затратами средств и времени.

Нами предлагается заложить такие проектно-компоновочные решения, которые обеспечат переход от кислородно-водородных к кислородно-метановым двигателям, не создавая новых космических ракетных комплексов (КРК), а лишь заменяя отдельные составные части. При этом сохраняется интерфейс ракета-носителя (РН) и стартового комплекса, основные технологические процессы подготовки к пуску. Принципиальные вопросы транспортировки крупногабаритных конструкций за счет применения секционных баков решены в изобретении (патент RU 2738247 С1), где сборка единого топливного цилиндрического бака из составных секций предусмотрена на полигоне. В данном техническом предложении секции в едином топливном баке заполняются компонентами «О» (кислород) и «Г» (газ), что дает возможность исключить длинные топливные магистрали от бака к двигателю, а также силовую ферму между «О» и «Г», что имеет место в варианте тандемного расположения баков «О» и «Г». Короткие топливные магистрали не требуют установки специальных демпферов для гашения продольных колебаний и создания специальных условий по температуре и давлению для исключения гейзерного эффекта в магистралях криогенного топлива.

Сборка топливного бака из секций для компонентов «О» и «Г» на полигоне с последующей интеграцией бака с двигателями и силовой несущей фермой обеспечивают блочный принцип комплектации двигательной установки на полигоне. Такой принцип позволяет осуществить при необходимости замену двигателей с кислородно-водородными компонентами на двигатели кислородно-метановые, не меняя силовую схему и внешние габаритные размеры топливных баков, сохранить интерфейсы ракеты со стартовым комплексом и рабочими местами на техническом комплексе, применять те же установочные агрегаты.

Таким образом, замене будут подлежать только непосредственно двигатели и магистрали их соединений с топливными баками. В данном случае переход на двигатели с компонентами «кислород+метан» потребует лишь отдельных доработок, связанных с заправкой баков другим компонентом топлива.

ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

На рисунке представлена двигательная установка для жидкостных ракет с инвариантными к заправке водородом (7) или метаном (6) топливными баками с пакетной компоновкой, состоящая из жидкостных двигателей (1) и секционных топливных баков (2) с коллекторной системой подачи компонентов (3) из баков в двигатели, силовой несущей фермы (4), соединенной с топливным баком и двигателями, отличающаяся тем, что с целью минимизации затрат на доработку конструкции ракеты и стартовых сооружений космодрома при замене кислородно-водородных двигателей на двигатели с компонентами кислород+метан, снижения рисков возникновения автоколебаний в полете и влияния «гейзерных» эффектов в топливоподающих магистралях, секции в пакетной компоновке бака проектируют с учетом заправки жидких компонентов «О» и «Г» в соседние, изолированные друг от друга секции (5, 6, 7), образующие в собранном виде единую цилиндрическую конструкцию бака, двигатели, установленные на силовой несущей ферме, соединяют с собранным топливным баком на полигоне, причем целевое назначение каждой секции под заправку конкретным компонентом определяется пропорционально, по объемно-массовым соотношениям расхода компонентов двигателя, количество секций для «О» и «Г» должно быть четным, а выбор расположения компонентов в секциях осуществляют исходя из минимизации отклонений боковой центровки РН в полете по мере расхода топлива из баков окислителя и горючего.

Позиция 1 - Жидкостной двигатель;

Позиция 2 - Секционный топливный бак;

Позиция 3 - Коллекторная система подачи;

Позиция 4 - Силовая несущая ферма;

Позиция 5 - Секция топливного бака, заправленная кислородом;

Позиция 6 - Секция топливного бака, заправленная метаном;

Позиция 7 - Секция топливного бака, заправленная водородом;

Позиция 8 - Силовая несущая ферма.

Двигательная установка для жидкостных ракет с инвариантными к заправке водородом или метаном топливными баками с пакетной компоновкой, состоящая из жидкостных двигателей и секционных топливных баков с коллекторной системой подачи компонентов из баков в двигатели, силовой несущей фермы, соединенной с топливным баком и двигателями, отличающаяся тем, что позволяет заменять кислородно-водородные двигатели на двигатели с компонентами кислород + метан, снижает риски возникновения автоколебаний в полете и влияния «гейзерных» эффектов в топливоподающих магистралях; секции в пакетной компоновке бака проектируют с учетом заправки жидких компонентов «окислитель» и «горючее» в соседние, изолированные друг от друга секции, образующие в собранном виде единую цилиндрическую конструкцию бака, двигатели, установленные на силовой несущей ферме, соединяют с собранным топливным баком на полигоне, причем целевое назначение каждой секции под заправку конкретным компонентом определяется по объемно-массовым соотношениям расхода компонентов двигателя, количество секций для «окислителя» и «горючего» должно быть четным, а выбор расположения компонентов в секциях осуществляют исходя из минимизации отклонений боковой центровки ракеты-носителя в полете по мере расхода топлива из баков окислителя и горючего.

Жидкостная ракетная двигательная установка может быть использована в качестве базового модуля многоразовых космических транспортных систем и мобильных ракет морского базирования. Установка состоит из камеры сгорания и автономных систем питания камеры сгорания компонентами топлив как в жидкой, так и в газообразной фазе.

Способ определения координат центра масс изделия // 2770896

Изобретение относится к ракетостроению, а именно к способам определения координат центра масс изделий. Способ определения координат центра масс изделия заключается в том, что изделие устанавливают на измерительный стол, совмещая три закоординированные точки опоры измерительного стола с точками опор изделия и переустановкой в горизонтальной плоскости размещения точек опор изделия на 120 градусов повторно совмещая три закоординированные точки опоры измерительного стола с точками опор изделия.

Пульсирующий детонационный реактивный двигатель // 2752817

Изобретение относится к реактивным двигателям, в частности к пульсирующим детонационным реактивным двигателям. В двигателе имеется камера сгорания, выполненная в виде детонационного резонатора с выходом в выхлопное сопло.

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.

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

Способ эжектирования атмосферного воздуха для увеличения тяги маршевой двигательной установки ракеты-носителя и компоновка штыревого соплового блока для его осуществления // 2744528

Предлагаемое изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к реактивным двигателям, в основном к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Изобретение позволяет увеличить тягу маршевой двигательной установки (ДУ) ракеты-носителя (РН), повысить удельный импульс тяги многокамерной ДУ с ЖРД первой и второй ступеней РН двухступенчатой РН с параллельным расположением ступеней.

Способ повышения эффективности воздушных, гиперзвуковых, аэрокосмических и космических летательных аппаратов одно- и многоразового использования на жидком азотосодержащем горючем // 2738300

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ повышения эффективности воздушных, гиперзвуковых, аэрокосмических и космических летательных аппаратов, одно- и многоразового использования на жидких углеводородных горючих заключается в введении в него фуллеренов марок С60, С70, С84 при их концентрации (0,1-0,5)%.

Жидкостный турбореактивный двигатель "н-2" // 2732939

Изобретение относится к областям строений силовых установок, которые создают реактивные газовые тяги и генерируют электрические токи в воздушной и в вакуумной средах. Технические достижения: жесткость при изгибах и прочность при растяжениях жидкостного турбореактивного двигателя «Н-2».

Устройство торможения транспортного средства с ракетным двигателем // 2715507

Устройство торможения транспортного средства с ракетным двигателем (УТТСРД) относится к области эксплуатации транспортных средств (ТС), в частности к оборудованию, повышающему безопасность эксплуатации автотранспортных средств. УТТСРД содержит не менее одного ракетного двигателя (РД), имеющего возможность создания тормозного усилия с системой управления.

Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги // 2707015

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги, содержащий установленные два двигательных блока, каждый с газогенератором, камерами, агрегатами автоматики и регулирования, рамой, размещенным в центральной части двигательного отсека турбонасосным агрегатом с турбиной и насосами, соединенных своими затурбинными полостями и полостями после насосов разветвленными магистралями общих патрубков и расходящихся к камерам изогнутых симметричных трубопроводов подвода соответственно генераторного газа и компонентов к соответствующим полостям смесительных головок и трактам охлаждения камер, размещенных и скрепленных с рамами посредством траверс по периферии двигательного отсека, при этом в нем каждый двигательный блок расположен крестообразно и ортогонально относительно другого своими главными соответствующими продольными плоскостями симметрии и с радиально симметричным расположением камер, причем в каждом из двигательных блоков расходящиеся к камерам симметричные изогнутые трубопроводы подвода соответственно генераторного газа и компонентов к соответствующим полостям смесительных головок и трактам охлаждения камер выполнены с одинаковыми диаметрами поперечных сечений и одинаковой траектории и ориентированы изогнутыми частями в месте соединения с общим патрубком на первом блоке по направлению к срезам сопел, а на втором - в обратную вдоль продольной оси симметрии жидкостного ракетного двигателя сторону с образованием зазора между трубопроводами первого блока, а общие патрубки одного и второго двигательного блока выполнены газодинамически идентичными, например, с одинаковыми диаметрами поперечных сечений, радиусами, углами, количеством поворотов и длинами прямолинейных и криволинейных траекторий участков между ними.

Способ предпусковой инерционной сепарации в невесомости газовых включений в жидком компоненте топлива орбитального блока (варианты) // 2775946

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть использована при проектировании и эксплуатации орбитальных блоков с жидкостной ракетной двигательной установкой (ЖРДУ), особенно с многократным запуском маршевого двигателя (МД) в процессе длительного полета орбитального блока (ОБ) в условиях невесомости. Способ предпусковой инерционной сепарации в невесомости газовых включений в жидком компоненте топлива орбитального блока (вариант 1) с его космическим аппаратом, маршевым двигателем, топливным баком и двигательной установкой стабилизации, ориентации и обеспечения запуска включает в себя создание у выхода из топливного бака в течение времени сепарации сепарирующего ускорения, причем при расположении центра масс орбитального блока выше вершины топливного бака для создания упомянутого сепарирующего ускорения перед запуском маршевого двигателя выполняют программный сепарирующий разворот орбитального блока относительно его поперечной оси инерции с угловой скоростью вращения, которую выбирают из условия где ω - угловая скорость вращения; g - сепарирующее ускорение; Н - высота топливного бака; h - расстояние до центра масс. Рассмотрен способ предпусковой инерционной сепарации в невесомости газовых включений в жидком компоненте топлива орбитального блока при расположении центра масс орбитального блока ниже вершины топливного бака. Изобретение обеспечивает многократное снижение расхода топлива двигательной установки стабилизации, ориентации и обеспечения запуска на создание предпусковой тяги и уменьшение возмущений заданной траектории полета ОБ. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 3 ил.