RU2482034C1 - Способ увода отделяющейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и устройство для его реализации - Google Patents
Способ увода отделяющейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и устройство для его реализации Download PDFInfo
- Publication number
- RU2482034C1 RU2482034C1 RU2011147898/11A RU2011147898A RU2482034C1 RU 2482034 C1 RU2482034 C1 RU 2482034C1 RU 2011147898/11 A RU2011147898/11 A RU 2011147898/11A RU 2011147898 A RU2011147898 A RU 2011147898A RU 2482034 C1 RU2482034 C1 RU 2482034C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas
- rocket
- fuel
- engine
- liquid
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам космического назначения (РКН) с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД). Газовый ракетный двигатель (ГРД) предназначен для увода отделяющейса части (ОЧ) РКН с орбиты полезной нагрузки. ГРД обеспечивает вращение вокруг продольной оси и стабилизацию углового положения отделяющейся части РКН. Принцип работы ГРД основан на сбросе газа наддува до начала процесса газификации жидких остатков компонентов ракетного топлива (КРТ), что приводит к увеличению скорости истечения продуктов сгорания из сопла. Дополнительные электропневмоклапаны установлены перед смесительным коллектором и обеспечивают принцип работы ГРД. Изобретение позволяет повысить эффективность использования жидких остатков КРТ и газов наддува в топливных баках ОЧ ступеней РКН на момент выключения маршевого ЖРД. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам космического назначения (РКН) с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), турбонасосной системой подачи компонентов ракетного топлива (КРТ) и системой наддува топливных баков.
Одной из основных проблем, возникающих при эксплуатации РКН, является наличие остатков топлива после выключения маршевого ЖРД. Эти остатки обусловлены различными причинами и могут составлять до 3% от начальных запасов топлива, а остатки сжатого газа в шар-баллонах могут составлять до 30% от начальных запасов, представляя потенциальную угрозу взрыва отделяющихся частей (ОЧ) на орбитах выведения полезных нагрузок или преждевременного взрыва при спусках в районы падения.
В качестве одного из мероприятий, рекомендованных Международным межагентским комитетом по космическому мусору для исключения взрыва ОЧ на орбитах, предусматривается пассивация всех источников энергии, в том числе сброс остатков топлива, сжатого газа, обнуления электрических батарей, остановка маховиков.
Известны способ и устройство использования энергетических ресурсов, заключенных в невыработанных остатках жидкого топлива и газа наддува в баках после выключения маршевого ЖРД для обеспечения придания импульса разведения полезной нагрузки и ОЧ верхней ступени (блок «И») РКН «Союз», описанные на стр.107-108 статьи «Оценка возможности управляемого схода с орбиты верхней ступени РН "Союз" за счет использования остатков топлива в баках» // Вестник Самарского аэрокосмического университета / И.В.Белоконов, Г.Е.Круглов, В.И.Трушляков, В.В.Юдинцев - Самара, 2010. - №2 (22). - С.105-112.
Способ включает обеспечение закрутки верхней ступени РКН «Союз» (блок И) и сообщение ей дополнительного импульса для безопасного увода от космического аппарата.
Устройство, содержащее реактивное сопло, расположенное под углом к продольной оси ракеты, предназначено для сброса газа наддува из бака окислителя и газифицированного в результате сброса давления наддува из бака некоторой части жидкого кислорода, с целью закрутки блока «И» и сообщения ему дополнительного импульса для безопасного увода от космического аппарата.
Однако применение данного технического решения малоэффективно, т.к. не используется значительный ресурс, заключенный в жидких остатках топлива, а также невыработанный газ, находящийся в шар-баллонах.
Наиболее близкими по технической сущности к предлагаемому способу и устройству для его осуществления является способ увода отделившейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и двигательная установка для его осуществления (патент РФ на изобретение №2406856 от 11.06.2008 г. Опубл. 20.12.2010, Бюл. №35).
Способ включает обеспечение вращения ОЧ ступени РКН вокруг продольной оси до достижения стабилизации ее углового положения в пространстве, газификацию жидких остатков невыработанных КРТ в баках окислителя и горючего, обеспечение тормозного импульса за счет их сгорания в камере газового ракетного двигателя (ГРД) и высокоскоростное истечение продуктов сгорания в космическое пространство.
Устройство для осуществления способа представляет собой двигательную установку (ДУ), включающую в свой состав топливные баки окислителя и горючего, систему наддува баков, ГРД с системой питания и системой газификации остатков КРТ. Система питания содержит устройства отбора газа, снабженные пиромембранами, которые подсоединены к коллектору ГРД.
Недостатком данного технического решения является низкая эффективность использования жидких остатков КРТ и газов наддува в топливных баках ОЧ на момент выключения маршевого ЖРД, что приводит к следующему:
- количество теплоты, которое необходимо подать в топливный бак для газификации остатков топлива (нагрев до кипения+испарение) пропорционально давлению в баке;
- наличие нейтральных газов наддува в газифицированной топливной смеси (газифицированные компоненты топлива+газы теплоносителя+остаточные газы наддува) приводят к ее разбавлению и, в конечном счете, снижению газовой постоянной R, температуры горения топливной смеси в камере, что в конечном итоге снижает скорость истечения продуктов сгорания из сопла ракетного двигателя.
Кроме того, не используются неизрасходованные остатки газа в шар-баллонах системы наддува топливных баков.
Техническим результатом изобретения является устранение указанных недостатков, а именно повышение эффективности использования жидких остатков КРТ и газов наддува в топливных баках ОЧ ступеней РКН на момент выключения маршевого ЖРД.
Указанный технический результат достигается за счет того, что в способе увода ОЧ ступени ракеты-носителя, основанном на вращении ОЧ ступени РКН вокруг продольной оси до достижения стабилизации ее углового положения в пространстве, газификации жидких остатков невыработанных КРТ в баках окислителя и горючего, обеспечении тормозного импульса за счет их сгорания в камере ГРД и высокоскоростного истечения продуктов сгорания в космическое пространство, согласно заявленному изобретению осуществляют сброс газа наддува, находящегося в топливной системе, через камеру ГРД до величины давления, определяемого из условия максимума характеристической скорости.
Технический результат в части устройства достигается также за счет того, что ДУ, включающая в свой состав топливные баки окислителя и горючего, систему наддува баков, ГРД с системой питания и системой газификации остатков компонентов ракетного топлива, согласно заявляемому изобретению ДУ дополнительно снабжена управляемыми электропневмоклапанами, расположенными непосредственно перед смесительным коллектором ГРД, для сброса газа наддува из топливной системы.
Сущность технического решения поясняется чертежом, на котором
изображено устройство для осуществления заявляемого способа, применительно к современным РКН, в том числе многоблочного типа (продольно-поперечная схема), например отечественные перспективные РКН «Русь-М», «Ангара», «Союз», американские «Ares», европейская «Ariane-5», японские «Н-II/IIA», индийская «GSLV».
Предложенный способ осуществляется следующим образом:
- открывается управляемый электропневмоклапан 1 и из баков горючего, с имеющимся давлением газа наддува, газ, попадая в смесительный коллектор 3, сбрасывается через ГРД 4 до величины давления, определяемой из условия максимума характеристической скорости;
- по достижении заданного давления в баках горючего электропневмоклапан 1 закрывается;
- открывается электропневмоклапан 2, и из баков окислителя, с имеющимся давлением газа наддува, газ, попадая в смесительный коллектор 3, сбрасывается через ГРД 4;
- через электропневмоклапан 5 газ наддува из шар-баллонов 6 поступает в смесительный коллектор 3 и сбрасывается через ГРД 4.
После сброса давления газа наддува осуществляется газификация жидких остатков невыработанных КРТ в баках окислителя и горючего, обеспечение тормозного импульса за счет их сгорания в камере ГРД и высокоскоростного истечения продуктов сгорания в космическое пространство.
Ресурсы энергетики, заключенные в невыработанных запасах топлива и газа, рассматриваются в величине характеристической скорости, определяемой по формуле К.Э.Циолковского:
В соответствии с предлагаемым техническим решением характеристическая скорость (1) может состоять из:
- ΔVисп за счет использования всех остатков газа наддува.
где Mo - масса ОЧ ступени РКН с остатками топлива Мост.топ, активной бортовой системы увода (АБСУ) и топлива для газогенератора сброса газа наддува Мгаз.наддува или отработки газифицированного топлива через ГРД;
Мк - масса ОЧ ступени РКН с остатками топлива Мост.топ, активной бортовой системы увода (АБСУ) и топлива для газогенератора , после сброса газа наддува Мгаз.наддува или отработки газифицированного топлива через ГРД;
- ΔVP за счет изменения скорости истечения газов наддува или продуктов сгорания ω, обусловленное увеличением удельного импульса ГРД, за счет повышения концентрации паров КРТ в газифицированной топливной смеси и уменьшения массы системы газификации жидких остатков КРТ (уменьшение запасов топлива для получения теплоносителя), т.к. предварительно был осуществлен сброс нейтрального газа наддува (азот, гелий).
где ω(p) - скорость истечения газов наддува или продуктов сгорания из ГРД, которая зависит от степени разбавленности газифицированных КРТ, например, для КРТ кислород - керосин ω=2750 м/с при химически чистых КРТ, а для разбавленных газами наддува и теплоносителем - в зависимости от степени разбавленности 10-30% составляет 1900-2000 м/с (см. кн.1 Омский научный вестник, статья Трушлякова В.И., Куденцова В.Ю. «Разработка критериев для оценки параметров процесса газификации жидкого ракетного топлива в условиях малой гравитации», стр.99).
Сброс давления газа наддува (p2-p1) приводит не только к снижению разбавленности газифицированных КРТ, но и к уменьшению массы АБСУ MАБСУ за счет уменьшения массы топлива для газогенератора и количества шар-баллонов под него.
Следовательно, масса АБСУ МАБСУ зависит от необходимого количества теплоты QΣ, подаваемой в бак ОЧ ступени РКН, для газификации заданных остатков топлива Мост.топ при давлении Р и температуре T газа наддува:
где T - температура жидких остатков КРТ;
р - давление в баке ОЧ ступени РКН;
M - масса жидких остатков КРТ и газа наддува,
и рассчитывается с привлечением кн.1 и кн.2 (Беляев Е.Н., Чванов В.К., Черваков В.В. Математическое моделирование рабочего процесса жидкостных ракетных двигателей: Учебник. / Под ред. В.К.Чванова.- М.: Изд-во МАИ, 1999. с 96-149).
Давление, до которого сбрасывается газ наддува, определяется из условия максимума характеристической скорости (1) и определяется из уравнения Менделеева-Клайперона:
где МГ - масса газа наддува;
Vб - объем бака, за исключением объема остатков КРТ;
R - универсальная газовая постоянная для газа наддува;
ТГ - температура газа наддува в баке.
Вместе со сбросом массы газа МГ с температурой TГ из бака происходит снижение температуры оставшегося топлива на величину ΔТ:
Реализация предлагаемого способа и устройства для его осуществления позволяет повысить эффективность использования энергетических характеристик остатков жидкого топлива и газов наддува в баках ракет на любых РКН, использующих жидкие КРТ, а также на разгонных блоках и космических аппаратах, использующих ЖРД.
Claims (3)
1. Способ увода отделяющейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки, основанный на обеспечении вращения отделяющейся части ступени ракеты космического назначения вокруг продольной оси до достижения стабилизации ее углового положения в пространстве, газификации жидких остатков невыработанных компонентов ракетного топлива в баках окислителя и горючего, обеспечении тормозного импульса за счет их сгорания в камере газового ракетного двигателя и высокоскоростного истечения продуктов сгорания в космическое пространство, отличающийся тем, что перед началом процесса газификации жидких остатков компонентов ракетного топлива в баках отделяющейся части, осуществляют сброс газа наддува, находящегося в топливной системе, через камеру газового ракетного двигателя, до величины давления, определяемого из условия максимума характеристической скорости.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что сброс остатков газа наддува из шар-баллонов осуществляют через камеру газового ракетного двигателя.
3. Устройство для реализации способа, в виде двигательной установки, включающей в свой состав топливные баки окислителя и горючего, систему наддува баков, газовый ракетный двигатель с системой питания и системой газификации остатков компонентов ракетного топлива, отличающееся тем, что двигательная установка дополнительно снабжена управляемыми электропневмоклапанами, расположенными непосредственно перед смесительным коллектором газового ракетного двигателя, для сброса газа наддува из топливной системы.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011147898/11A RU2482034C1 (ru) | 2011-11-24 | 2011-11-24 | Способ увода отделяющейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и устройство для его реализации |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011147898/11A RU2482034C1 (ru) | 2011-11-24 | 2011-11-24 | Способ увода отделяющейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и устройство для его реализации |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2482034C1 true RU2482034C1 (ru) | 2013-05-20 |
Family
ID=48789797
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011147898/11A RU2482034C1 (ru) | 2011-11-24 | 2011-11-24 | Способ увода отделяющейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и устройство для его реализации |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2482034C1 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2534668C1 (ru) * | 2013-07-16 | 2014-12-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" | Способ моделирования процесса газификации остатков жидкого ракетного топлива и устройство для его реализации |
RU2562826C1 (ru) * | 2014-07-15 | 2015-09-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" | Способ повышения эффективности ракеты космического назначения с маршевым жрд |
RU2738499C1 (ru) * | 2019-12-27 | 2020-12-14 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет"(ОмГТУ) | Способ увода отделяющейся части ракеты-носителя и устройство для его реализации |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2293627A (en) * | 1990-04-19 | 1996-04-03 | Trw Inc | High performance dual mode rocket propulsion system |
RU2290352C2 (ru) * | 2004-08-20 | 2006-12-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева" | Способ нейтрализации горючего и окислителя в отделяющихся ступенях ракеты-носителя и устройство для его осуществления |
US7762498B1 (en) * | 2005-06-09 | 2010-07-27 | Lockheed Martin Corporation | Enhanced high-efficiency spacecraft propulsion system |
RU2406856C2 (ru) * | 2008-06-11 | 2010-12-20 | Государственное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Омский Государственный Технический Университет" | Способ увода отделившейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и двигательная установка для его осуществления |
RU2442010C2 (ru) * | 2010-02-25 | 2012-02-10 | Государственное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Омский Государственный Технический Университет" | Способ повышения энергетики жидких компонентов топлива ракет-носителей с жидкостными ракетными двигателями и устройство для его реализации |
-
2011
- 2011-11-24 RU RU2011147898/11A patent/RU2482034C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2293627A (en) * | 1990-04-19 | 1996-04-03 | Trw Inc | High performance dual mode rocket propulsion system |
RU2290352C2 (ru) * | 2004-08-20 | 2006-12-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева" | Способ нейтрализации горючего и окислителя в отделяющихся ступенях ракеты-носителя и устройство для его осуществления |
US7762498B1 (en) * | 2005-06-09 | 2010-07-27 | Lockheed Martin Corporation | Enhanced high-efficiency spacecraft propulsion system |
RU2406856C2 (ru) * | 2008-06-11 | 2010-12-20 | Государственное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Омский Государственный Технический Университет" | Способ увода отделившейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и двигательная установка для его осуществления |
RU2442010C2 (ru) * | 2010-02-25 | 2012-02-10 | Государственное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Омский Государственный Технический Университет" | Способ повышения энергетики жидких компонентов топлива ракет-носителей с жидкостными ракетными двигателями и устройство для его реализации |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2534668C1 (ru) * | 2013-07-16 | 2014-12-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" | Способ моделирования процесса газификации остатков жидкого ракетного топлива и устройство для его реализации |
RU2562826C1 (ru) * | 2014-07-15 | 2015-09-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" | Способ повышения эффективности ракеты космического назначения с маршевым жрд |
RU2738499C1 (ru) * | 2019-12-27 | 2020-12-14 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет"(ОмГТУ) | Способ увода отделяющейся части ракеты-носителя и устройство для его реализации |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10815935B2 (en) | Throttleable propulsion launch escape systems and devices | |
EP3423716B1 (en) | A system of using compressed air as a force source and method thereof; airplane | |
RU2414391C1 (ru) | Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления | |
RU2482034C1 (ru) | Способ увода отделяющейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и устройство для его реализации | |
US11976612B2 (en) | Ramjet propulsion method | |
RU2562826C1 (ru) | Способ повышения эффективности ракеты космического назначения с маршевым жрд | |
CN104919166A (zh) | 用于火箭马达涡轮泵的启动器装置 | |
US3295790A (en) | Recoverable single stage spacecraft booster | |
RU2609539C1 (ru) | Ракета-носитель, возвращаемая ступень ракеты-носителя и способ ее запуска при возвращении и система вертолетного подхвата возвращаемой ступени | |
RU2581894C1 (ru) | Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его реализации | |
Naumann et al. | Rocket propulsion with gelled propellants for sounding rockets | |
RU2410291C1 (ru) | Сверхзвуковая ракета с двигателем на порошкообразном металлическом горючем | |
RU2602656C1 (ru) | Возвращаемая ступень ракеты-носителя, способ ее работы и газотурбинный двигатель | |
Boiron et al. | Hybrid rocket motor upscaling and development test campaign at Nammo Raufoss | |
CN117589008A (zh) | 固液混合动力的运载火箭及其发射方法 | |
RU2518918C2 (ru) | Способ увода отделившейся части ступени ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и устройство для его реализации | |
RU2603305C1 (ru) | Возвращаемая ступень ракеты-носителя | |
Götz et al. | Application of non-toxic propellants for future launch vehicles | |
RU2380282C1 (ru) | Гиперзвуковой самолет и боевой лазер авиационного базирования | |
Wiswell et al. | X-15 propulsion system | |
Koerner | Recent developments in aircraft emergency power | |
RU2380647C1 (ru) | Многоступенчатая крылатая ракета | |
US20150267615A1 (en) | Alternative fuel rocket augmentation device | |
RU2609664C1 (ru) | Возвращаемая ступень ракеты-носителя, способ ее работы и газотурбинный двигатель | |
RU2621771C2 (ru) | Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20161125 |