RU2760369C1 - Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата - Google Patents
Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2760369C1 RU2760369C1 RU2021117557A RU2021117557A RU2760369C1 RU 2760369 C1 RU2760369 C1 RU 2760369C1 RU 2021117557 A RU2021117557 A RU 2021117557A RU 2021117557 A RU2021117557 A RU 2021117557A RU 2760369 C1 RU2760369 C1 RU 2760369C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- low
- fuel components
- gasifiers
- receivers
- pressure
- Prior art date
Links
- 239000007788 liquid Substances 0.000 title claims abstract description 14
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 8
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 45
- 239000003380 propellant Substances 0.000 claims description 12
- 239000012530 fluid Substances 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 12
- AFIHOCXPBZMOEO-UHFFFAOYSA-N POOS Chemical compound POOS AFIHOCXPBZMOEO-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 8
- 239000002957 persistent organic pollutant Substances 0.000 description 6
- DBNJSZYFWVVQBO-UHFFFAOYSA-N SOOS Chemical compound SOOS DBNJSZYFWVVQBO-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 5
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 4
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 description 4
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 3
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 3
- MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N Dioxygen Chemical compound O=O MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 2
- 230000001934 delay Effects 0.000 description 2
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 2
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 2
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 2
- 238000005086 pumping Methods 0.000 description 2
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 2
- YZCKVEUIGOORGS-NJFSPNSNSA-N Tritium Chemical compound [3H] YZCKVEUIGOORGS-NJFSPNSNSA-N 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 239000000969 carrier Substances 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000002309 gasification Methods 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 150000002431 hydrogen Chemical class 0.000 description 1
- 230000004941 influx Effects 0.000 description 1
- 238000004062 sedimentation Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/002—Launch systems
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/242—Orbits and trajectories
- B64G1/2427—Transfer orbits
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
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.
Description
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.
Claims (1)
- 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.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2021117557A RU2760369C1 (ru) | 2021-06-15 | 2021-06-15 | Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2021117557A RU2760369C1 (ru) | 2021-06-15 | 2021-06-15 | Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2760369C1 true RU2760369C1 (ru) | 2021-11-24 |
Family
ID=78719349
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2021117557A RU2760369C1 (ru) | 2021-06-15 | 2021-06-15 | Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2760369C1 (ru) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6581882B2 (en) * | 2001-03-16 | 2003-06-24 | Snecma Moteurs | Low-thrust cryogenic propulsion module |
RU2486362C1 (ru) * | 2011-10-28 | 2013-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Способ и устройство для регулирования основных параметров ракетных двигателей двигательной установки, использующей газообразные компоненты топлива |
RU2492342C1 (ru) * | 2012-01-17 | 2013-09-10 | Государственный научный центр Российской Федерации-федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" (ГНЦ ФГУП "Центр Келдыша") | Безнасосный криогенный жидкостный ракетный двигатель (варианты) |
US9446862B2 (en) * | 2011-06-17 | 2016-09-20 | Snecma | Cryogenic thruster assembly using regenerative heating from main and settling thrusters |
RU2662011C1 (ru) * | 2017-02-03 | 2018-07-23 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата |
-
2021
- 2021-06-15 RU RU2021117557A patent/RU2760369C1/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6581882B2 (en) * | 2001-03-16 | 2003-06-24 | Snecma Moteurs | Low-thrust cryogenic propulsion module |
US9446862B2 (en) * | 2011-06-17 | 2016-09-20 | Snecma | Cryogenic thruster assembly using regenerative heating from main and settling thrusters |
RU2486362C1 (ru) * | 2011-10-28 | 2013-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Способ и устройство для регулирования основных параметров ракетных двигателей двигательной установки, использующей газообразные компоненты топлива |
RU2492342C1 (ru) * | 2012-01-17 | 2013-09-10 | Государственный научный центр Российской Федерации-федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" (ГНЦ ФГУП "Центр Келдыша") | Безнасосный криогенный жидкостный ракетный двигатель (варианты) |
RU2662011C1 (ru) * | 2017-02-03 | 2018-07-23 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4073138A (en) | Mixed mode rocket engine | |
US10844808B2 (en) | Rocket engine systems with an independently regulated cooling system | |
US11181076B2 (en) | Rocket engine bipropellant supply system including an electrolyzer | |
CN1021470C (zh) | 卫星的低压反作用式控制推进*** | |
US6250072B1 (en) | Multi-ignition controllable solid-propellant gas generator | |
US3910037A (en) | Dual fuel rocket engine | |
US3098353A (en) | Rocket engine propellant feeding and control system | |
CN113404621B (zh) | 火星上升飞行器用固液混合发动机及方法 | |
CN111720239B (zh) | 一种深度变推多次起动液体火箭动力*** | |
US6007022A (en) | Internal combustion catapult | |
RU2760369C1 (ru) | Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата | |
US6993915B2 (en) | Solid propellant gas generators in power systems | |
RU2215891C2 (ru) | Солнечная энергетическая ракетная двигательная установка импульсного действия | |
RU2605163C2 (ru) | Импульсная реактивная двигательная установка космического аппарата | |
RU2447313C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель многократного включения (варианты) | |
EP4030046A1 (en) | Multi-time ignition starting apparatus for a rocket engine, and rocket engine having same | |
RU2065068C1 (ru) | Экспериментальный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием | |
RU2115009C1 (ru) | Кислородно-водородная двигательная установка многократного включения | |
US7069717B2 (en) | Hybrid propulsion system | |
KR20090073642A (ko) | 과산화수소 가스발생기를 이용한 이원추진제 로켓이 결합된복합사이클 추진 시스템 및 그 운전방법 | |
RU2116491C1 (ru) | Способ работы жидкостного ракетного двигателя и жидкостный ракетный двигатель | |
CN114776479B (zh) | 一种氧化亚氮煤油双组元液体火箭发动机动力*** | |
RU2492342C1 (ru) | Безнасосный криогенный жидкостный ракетный двигатель (варианты) | |
RU2484285C1 (ru) | Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель | |
RU2339832C2 (ru) | Система подачи топлива |