Ракетна двигунна установка

1. Ракетна двигунна установка на унітарному пастоподібному паливі, що витиснюється в камеру згоряння, яка включає паливний бак з паливом, камеру згоряння з фільєрним і сопловим блоками, систему подачі палива з діафрагмою, що розділяє паливний бак на витисну газову та паливну порожнини, газогенератор із самоподачею в камеру згоряння унітарного пастоподібного палива, яка відрізняється тим, що в неї додатково введені бортове джерело електроживлення, система запалювання палива з електронним енергоблоком та система запалювання, а газогенератор виконаний із нагрівачів, ресивера та порошкоподібного гідриду алюмінію, нагрівачі та гідрид алюмінію розміщені в окремих модулях, які встановлені на камері згоряння і сполучені з ресивером, причому нагрівачі виконані з можливістю нагріву гідриду алюмінію до 130±20 °С, а модуль з гідридом алюмінію через ресивер, дросельний витраторегулюючий клапан та газопровід сполучений з газовою порожниною в баці над діафрагмою. U 2 (19) 1 3 палива) необхідно охолоджувати до температури, яка була б нижче температури спалаху основного пастоподібного палива, щоб не підпалити його через вузли і деталі витисних поршнів, діафрагм і т.п., що нагріваються в процесі роботи ДУ. Для забезпечення роботи зазначених ДУ потрібно використовувати додаткові теплозахисні матеріалів, що значно погіршують вагові характеристики та ефективність двигунних установок в цілому. У двигунній установці [3] для витиснення пастоподібного палива в камеру згоряння застосовано стиснений до 250 атм. газ (азот), що транспортується в товстостінному металевому кулі-балоні. Пастоподібне паливо через нерегульований фільєрний блок витискується з бака в камеру згоряння рухомим, під тиском газу, поршнем. Застосування металевих куль-балонів із стисненим газом і конструкції поршневого витискування із баку (особливо при значних габаритах баку) значно знижує ефективність рушійної установки у ваговому співвідношенні. При наявності на борту КА надвисокого тиску в кулях-балонах із стисненим газом веде до зниження надійності по забезпеченню герметичності, розподільного та керуючого газового обладнання і газотрубопроводів, що є негативним фактором для КА. Ракетна рушійна установка на пастоподібному паливі [5], як і в попередньому патенті [3], має той же недолік - додаткова вага вузлів і деталей при наявності витиску вальної системи палива стисненим до надвисокого тиску газом із шар-балона. Суттєвим недоліком запропонованої конструкції, цієї установки, є розміщення регульованої (за змінами прохідного перерізу) фільєри в камері згоряння, де температура продуктів згоряння змінюється в межах 1500  2500°С. Зазначений фактор дуже значно понижує надійність роботи конструкції та при тривалому часі, понад 80  100 секунд, із-за розігріву вузлів фільєри, запалювання пастоподібного палива при його подачі приведе до аварійної ситуації. Найбільш близьким аналогом є двигунна установка [7] на унітарному пастоподібному паливі, що витиснюється в камеру згоряння, яка включає паливний бак з паливом, камеру згоряння з фільєрним і сопловим блоками, систему подачі палива з діафрагмою, що розділяє паливний бак на витисну газову та паливну порожнини, газогенератор із самоподачею в камеру згоряння унітарного пастоподібного палива. Маршеві ракетні рушійні установки на унітарному пастоподібному паливі [6, 7] в системі витискування пастоподібного палива обладнані газогенераторами в яких витискувальний газ створюється в результаті спалювання низкотемпературного пастоподібного палива, що спалюється в окремій камері газогенератора. При цьому газоподібні продукти згоряння з температурою понад 1200  1400°С необхідно охолодити до 150  200°С, шляхом термічного розкладення сублімуючого компонента (наприклад, нафталіну чи карбаміду сечовини і т.п.). У запропонованій конструкції рушійних установок необхідна наявність двох камер згоряння, двох фільєрних блоків, змішувача для охолодження витиску вального газу з 57490 4 основного баку. Необхідна додаткова потреба сублімуючого компоненту для охолодження газу і додаткова, дуже значна, витрата термозахисного покриття (матеріалу) для захисту камер згоряння та вузлів зміщення та охолодження продуктів згоряння. Значне ускладнення конструктивних схем, зазначених рушійних установок, внаслідок наявності у них додаткових декількох газогенераторів (з твердопаливним зарядом) для повторних включень (у разі зупинок) двигуна обумовлено значним збільшенням ваги в цілому. Крім цього, газогенератор на регенерації витискувального газу з низькотемпературного пастоподібного палива з субліматом, по ваговим характеристикам і складності систем при експлуатації їх роботи (зниження надійності) перевищує шар-балонну систему із стисненим газом. За попередніми розрахунками, для розглянутих рушійних установок, при витискуванні із баку в камеру згоряння одного кубічного метру пастоподібного палива, необхідно ~ 95  100 кг низкотемпературного палива, а організація спалювання і охолодження газу цього палива в спеціальному газогенераторі з регульованим фильєрним блоком (навіть з самих сучасних матеріалів) потребує до 50 кг ваги (для матеріальної частини газогенератора). Звідси випливає, що у ваговому та енергетичному співвідношеннях зазначені рушійні установки мають ряд суттєвих недоліків і надто не досконалі. В основу корисної моделі поставлена задача розробки ракетної двигунної установки для космічних апаратів на унітарному пастоподібному паливі удосконаленої конструкції в напрямках її спрощення, розширення діапазону використання, зменшення її теплонапруженості, зниження габаритновагових характеристик, підвищення її надійності та забезпечення багаторежимного діапазону роботи та керування. Поставлена задача вирішується тим, що в ракетну двигунну установку на унітарному пастоподібному паливі, що витиснюється в камеру згоряння, яка включає паливний бак з паливом, камеру згоряння з фільєрним і сопловим блоками, систему подачі палива з діафрагмою, що розділяє паливний бак на витисну газову та паливну порожнини, газогенератор із самоподачею в камеру згоряння унітарного пастоподібного палива, додатково введені бортове джерело електроживлення, система запалювання палива з електронним енергоблоком та система запалювання, а газогенератор виконаний із нагрівачів, ресиверу та порошкоподібного гідриду алюмінію, нагрівачі та гідрид алюмінію розміщені в окремих модулях, які встановлені на камері згоряння і сполучені з ресивером, причому нагрівачі виконані з можливістю нагріву гідриду алюмінію до 130±20°С, а модуль з гідридом алюмінію через ресивер, дросельний витраторегулюючий клапан та газопровід сполучений з газовою порожниною в баці над діафрагмою. Система запалювання включає електронний енергоблок запалювання на основі електроконденсаторів та електроди з тугоплавкого матеріалу, що розташовані в камері згоряння на фільєрному блоці. В бортове джерело електроживлення додатково включена сонячна батарея, панелі якої за 5 кріплені на поверхні її паливного баку і з'єднані з електронним енергоблоком системи запалювання палива. В неї додатково введена теплова труба з термоелементами, яка розташована біля камери згоряння, а модулі з нагрівачами з'єднані з термоелементами теплової труби. В камері згоряння в закритичній зоні соплового блоку по поздовжнім осям у двох перпендикулярно розташованих площинах установлені газодинамічні клапани перепуску камерного газу, що керують вектором тяги по каналам тангажу та рискання. На камері згоряння в зоні стикування її з паливним баком розташований тепловий відбиваючий екран з мікродвигунами керування системи управління орієнтацією та стабілізації, які закріплені на цьому екрані і з'єднані газопроводом через дросельний і витраторегулюючі клапани з ресивером газогенератора. Наявність запропонованих конструктивних відмітних при знаків в порівнянні з найбільш близьким аналогом [7] відповідає критерію «новизни». Додаткова класифікація відомих при знаків запропонованого технічного рішення неможлива, тому що запропонований газогенератор для витискування палива з баку, генерує з підігрітого до 130±20°С гідриду алюмінію, газ - водень; у системі запалення палива, застосовано електротермічне, багатократно відтворюване підпалення, за допомогою електророзряду електроконденсаторного генератора, що живиться (при тривалому польоті КА) від панелі сонячної батареї; наявність «теплової» труби з елементами передачі тепла для газифікації водню частково знижує теплонапруженість камери згоряння; застосування клапанів перепуску камерного газу в закритичну зону сопла спрощує конструкцію, знижує масу вузлів керування двигуна вектором тяги; тепловим (відбивним) екраном здійснено захист паливного бака від перегріву, при тривалій роботі (більш 100 с) камери згоряння. Суть корисної моделі продемонстрована на кресленнях. На Фіг.1 представлено вигляд ракетної рушійної установки для космічних літальних апаратів; на Фіг.2 представлена камера згоряння з фільєрним ісопловим блоками. На камері згоряння розташовані газогенератор з окремими модулями, що з'єднані з ресивером і тепловими елементами «теплової» труби; показано осьовий переріз частини камери згоряння з фільєрним сопловим блоком. Запропонована рушійна установка складається з камери згоряння 1, з фільєрним блоком 14; газогенератора з модулями 2; ресивера 4, з дросельним і витратнорегулюючими клапанами 5; 6, відповідно; електроного блоку запалювання 3, з електроконденсаторним генератором 12; паливного бака 8, з еластичною діафрагмою 7, і панелями сонячної батареї 9. У складі рушійної установки є: тепловий (відбивний) екран 11, на якому встановлено керуючі мікродвигуни системи управління орієнтацією та стабілізації (СУОС) 10 і «теплова» труба 17 з тепло нагрівачами 18 і електронагрівачами. По периферії камери згоряння, за фільєрним блоком 14, розташовано запірний паливний клапан 13, що піднімається пружинами к прохідним отворам, які розташовані у передньому днищі 57490 6 паливного баку 8. На фільєрному блоці 14, з боку соплового блоку, закріплена контактна (підпалювальна) сітка 15, з'єднана (електроконтактом) з електроконденсаторним генератором 12. На передній частині камери згоряння 1, над закритичною зоною сопла, встановлені (в двох перпендикулярно-перетинних площинах) чотири газодинамічні клапани 16, для перепуску камерного газу - керування вектором тяги. Керуючі мікродвигуни (з електроклапанами) з'єднані газоводом 20 через витратнорегулюючий клапан 6 з ресивером 4. Запропонована рушійна установка багаторазового вмикання, оперативного і глибокого регулювання за величиною і вектору тяги, на унітарному пастоподібному паливі, з тривалим, відносно необмеженим ресурсом роботи (внаслідок її вимкнення), як автономний об'єкт, може бути використана на верхніх ступенях ракети-носія ракетного комплексу «Маяк» (Україна, перспективна розробка ДКБ «Південне»). Перед стартом ракети-носія здійснюють: надув модулів і ресивера газогенератора воднем до 50 атм., утворюють електрозаряд ємності електроконденсаторного генератора. У період польоту рушійної установки з космічним об'єктом від його БЦВМ подається сигнал-команда на вмикання всіх систем рушійної установки. Електросигнал поступає в енергоблок запалювання 3, електроконденсаторний генератор 12. Від електроконденсаторів ЕДС поступає на контакту сітку 15 і розігріває її до температури ~ 600-4000 °С після цього ЕДС відключається. Сітка виконана з тугоплавкого матеріала, наприклад із вольфраму чи танталовольфрамового сплаву з кремнієвим противоокисним покриттям. В цей же період електроенергія подається до окремої групи електронагрівачів, що розташовані в модулях 2. При цьому відбувається розігрівання гідриду алюмінію 19, із якого водень, що виділяється поступає до ресиверу 4, де також підігрівається теплоелектронагрівачем до 150°С. При досягненні вказаної температури контрольний термодатчик (через схему автоматики) вимикає електронагрів у модулях газогенератора. Передстартовим надуванням воднем і воднем із гідриду алюмінію, що підігрівається та частково виділяється, через (що відкриваються електричним сигналом) дросельні і витратнорегулюючі клапани 5; 6 здійснюється діяння на еластичну діафрагму 7. Вона може бути виконана з окремих шарів тефлону від 1 до 3 мм. Шар із сторони водню покрито алюмінієвою фольгою товщиною ~ 0,25 мм. Водень через діафрагму створює тиск в паливному баці 8, який вироблено із композиційного матеріалу, наприклад СВМ+ЄДТ-10, внаслідок чого пастоподібне паливо витискується через отвори переднього днища паливного баку. Під напором-тиском палива (при тиску ~ 5-10 атм) відсувається запірний паливний клапан 13. Паливо надходить в фільєрних блок і витискується через фільєри (діаметром 4 мм) у камеру згоряння на розігріту тугоплавку сітку, де при контакті з нею, відбувається підпал та інтенсивне згоряння палива. Далі, в залежності від потрібної величини тяги рушійної установки (за командою від БЦВМ космічного апа 7 рату) електроклапанами 5 і 6 регулюється витрата подачі водню в паливний бак 8, відповідно - тиск витискання палива та витрати його у камеру згоряння. При необхідності зміни вектору тяги з «тангажу» і «рисканню» (за командою електросигналу с БЦВМ космічного апарату) електроприводами здійснюється відкриття і закриття газодинамічних клапанів 16, внаслідок чого при перепуску камерного газу відбувається відхилення від центрального осьового напряму газової струї соплового блоку. Для наступних, багатократних пусків рушійних установок, при її відключенні, електроконденсаторний генератор 12 (для електроразряду його ємності) підключено, через енергоблок запалювання 3 до панелі сонячної батареї 9. З метою економної витрати електроенергії при підігріві водню, запасаємої на борту рушійної установки (особливо при тривалому польоті), а також для зняття (частково) теплового напруження камери згоряння, на неї встановлена кільцева «теплова» труба 17. Від неї деяка частина тепла передається на тепло нагрівачі 18 модулів 2, а більший об'єм тепла випромінюється в простір космосу. Захист паливного бака від теплової, променевої енергії камери згоряння здійснена через розміщення поміж ними тепловідбиваючого екрана 11. По периферії екрана, на кронштейнах закріплені керуючі мікроелектродвигуни 10. Мікроелектродвигуни з'єднані з керуючим, витрато регулюючим клапаном 6, ресивером 4 і газоводом 20, по якому підігрітий водень до 150°С, при тиску до 60 атм поступає у камеру мікродвигунів для керування за вимогою СУОС, від сигналу інтегратора БЦВМ космічного апарату. Відключення рушійної установки здійснюється внаслідок припинення подачі та надходження водню в паливний бак. При цьому закрито витраторегулюючий клапан 6, вимикаються теплоелектронагрівачі 18 у модулях газогенератора; без наявності тиску в паливному баку під дією зусилля пружин клапан 13 закриває прохідні отвори у передньому днищі бака. Подача палива припинена. Тиск газу в камері згоряння знижується до однієї та нижче атмосфери. При низькому тиску, менш 13 атм, змішане унітарне паливо припиняє горіння без доступу кисню. Змішане паливо, що використовується у запропонованій рушійній установці, на основі перхлорату амонію і палстифікованого синте 57490 8 тичного каучуку, з температурою спалаху більш 200°С у фільєрі діаметром 4 мм загасає при відсутності тиску газу і теплового нагріву - нижче температури спалаху. Повторний запуск рушійної установки, заживання палива у камері згоряння, при глибокому вакуумі, здійснюється внаслідок розігріву контактної сітки 15 електроенергією від електроконденсаторного генератора. При витискувальній подачі палива через фільєрних блок на розігріту до 600°С і більше контакту сітку відбувається підпалювання палива у камері згоряння. Рушійна установка починає працювати. Запропонована рушійна установка є мобільною та автономною у керування, з багатократним вмиканням і глибоким регулюванням величини тяги, при відносно простому конструкторському виконанні та використанні пастоподібного унітарного палива, що розміщене в одному баку, може використовуватися на космічних літальних апаратах для виконання наступних функцій. - змінення параметрів орбіти штучних супутників Землі; - корекції траєкторії польоту автоматичних станцій; - переводу літальних апаратів з однієї траєкторії польоту на іншу; - гальмування при відході літального апарату з орбіти; - стабілізації апарату обертанням навколо якої-небудь осі. Таким чином, вирішена поставлена задача розробки ракетної двигунної установки для космічних апаратів на унітарному пастоподібному паливі удосконаленої конструкції в напрямках її спрощення, розширення діапазону використання, зменшення її теплонапруженості, зниження габаритновагових характеристик, підвищення її надійності та забезпечення багаторежимного діапазону роботи та керування. Джерела інформації 1. Пат. США № 3084504, 1963 р. 2. Пат. США № 4047382, 1977 p. 3. Пат. Великобританії № 1005886, 1965 р. 4. Пат. України № 48295, 1999 р. 5. Пат. України № 69765, 2003 р. 6. Пат. України № 21243, 2007 р. 7. Пат. України № 24169, 2007 р. 9 Комп’ютерна верстка Л. Купенко 57490 Підписне 10 Тираж 23 прим. Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601