Ракетний гібридний ступінь ковальова

Реферат: Винахід належить до ракетно-космічної техніки, зокрема до ракетних рушійних установок, що несуть як паливо, так й окислювач. В основу винаходу поставлена задача удосконалення конструкції ракетного гібридного ступеня таким чином, щоб впорядкувати його склад та роботу в часі за рахунок іншого взаємного розташування елементів та їхньої конфігурації, а також завдяки оптимальному вибору режимів. В запропонованому ракетному гібридному ступені турбонасосний агрегат встановлений на вході у корпус камери згоряння на початку газового тракту із спроможністю упорядкованого відведення робочого газу, що ним генерується, та рідких компонентів, що ним помпуються, до камери згоряння, а також тим, що тиск у камері згоряння регулюється по величині на верхній межі несучої здатності корпусу камери згоряння, наприклад, шляхом зміни обертів турбонасосного агрегату у часі. Запропоноване рішення дозволить за рахунок цілеспрямованої впорядкованої подачі до камери згоряння з зарядом твердого палива високоенергетичних компонентів, наприклад рідкого кисню, максимально повно використати міцність корпусу камери згоряння. UA 99947 C2 (12) UA 99947 C2 UA 99947 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Винахід належить до ракетно-космічної техніки, зокрема до ракетних рушійних установок, що несуть як паливо, так й окислювач. Сучасний рівень техніки у цій галузі характеризується безперервним прагненням конструкторів до підвищення енергетичних можливостей ракет-носіїв та їхньої економічності. Найбільш розповсюдженим і доступним способом досягнення цієї мети є нарощування стартової маси ракети-носія за рахунок застосування більшої кількості вже розроблених та відпрацьованих різноманітних видів та типів прискорювачів. Цей шлях є найбільш економічним напрямом створення рушійних установок великої тяги, відпрацьовуючи досить невеликі модулі, які не потребують освоєння нових технологій та створення унікально потужної виробничої та випробувальної бази. Не слід забувати й про безпеку виробничого та випробувального процесу, якщо в прискорювачах застосовується тверде паливо. Самими відомими прикладами цієї тенденції є сімейства ракет-носіїв Агіаn, Франція-Європа та Delta-II, Сполучені Штати Америки (див. [1], с. 29-47 та 229-244 відповідно). Одним з перспективних технічних рішень у цьому ряду стає РН Taurus-II компанії Orbital Sciences Corp., де ключовою ідеєю стає схемно-технічні комбінування рідинної та твердопаливної силових установок [2]. Така ж ідея покладена в основу винаходів за патентами США 5141181 [3] та 5143328 [4]. Інколи саме цей шлях є найбільш ефективним, оскільки він не потребує створення все більш громіздких конструкцій та могутнього ряду рушійних установок, прискорювачів на рідких або твердих паливах, а витрати на це майже такі, як для створення конструкції самої ракети-носія. Головне, що такий підхід дає змогу суттєво зекономити дорогоцінний час, не вдаючись до розробки та автономного відпрацювання компонентів нового ступеня. Такий же підхід до вирішення проблеми демонструють винаходи за патентами США 6036144 [5] та 6769651 [6]. У першому винаході уніфіковані елементи розташовані послідовно один за одним, утворюючи багатоступінчасту конструкцію, що складається з сегментів, що чергуються, у яких розміщені баки з пальним і окислювачем та двигун. В другому - однакові маршові рушійні блоки симетрично розміщені вздовж та довкола такого ж центрального блока та приєднані до нього. Відоме також застосування гібридних рушійних установок, що утворюють багатоступінчасту конструкцію, як, наприклад, у патенті США 3715888 [7]. Також відоме технічне рішення за патентом України 30542 [8], в якому в конструкції ракетнопрямоточного двигуна енергетичний відсік з паливом виконаний у вигляді газогенератора з зарядом твердого палива, при цьому заряд твердого палива має по часу роботи перемінну складову частку окислювача для забезпечення допалювання продуктів згоряння газогенератора киснем повітря, що проходить через камеру згоряння двигуна одночасно з продуктами згоряння газогенератора. Також показовою є конструкція за патентом США 5099645 [9], в якій представлена змішана (рідинно-твердопаливна) силова установка, що оснащена баком з рідким киснем та камерою високого тиску з твердим паливом, причому рідкий кисень нагрівається у обміннику до газоподібного стану, потім газоподібний кисень спрямовується до камери з твердим паливом, де й створює реактивну тягу. Втім, найближчою до запропонованого по технічному рішенню є гібридний ракетний двигун за патентом РФ 2338083 [10], який містить відсік з розміщеними в ньому баком і системою подачі рідкого компонента, корпус камери згоряння, заряд із твердого паливного компонента, сопло, при цьому система відбору й генерації робочого газу для приводу турбіни турбонасосного агрегату (ТНА) містить змонтований на сопловому днищі й соплі відбірник газогенератор, вхідний охолоджуваний газохід якого герметично й жорстко закріплений у закладному елементі корпусу камери згоряння й одночасно в колекторі відбірникагазогенератора, вхід рідкого компонента відбірника-газогенератора пов'язаний з вихідним патрубком насоса рідкого компонента магістраллю з розміщеним у ній агрегатом гідроавтоматики, а вихід цього відбірника-газогенератора зв'язаний магістраллю із вхідним колектором турбіни, при цьому вихідний колектор турбіни, пов'язаний газовим зв'язком з допоміжними двигунами, виконаний у вигляді кріогенного теплообмінника, на вхід якого рідкий компонент подається по магістралі, що містить агрегати гідроавтоматики, пов'язаної з вихідним патрубком насоса рідкого компонента, а вихід цього кріогенного теплообмінника поєднаний газоходом подачі газифікованого компонента із пристроєм наддування, розміщеним усередині бака рідкого компонента. Недоліком такого технічного рішення є суттєва залежність ракетного гібридного ступеня від конструктивних параметрів та форми заряду твердого палива, а також не надто висока масова віддача, яка притаманна пересічним зарядам твердого палива. 1 UA 99947 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 Й насправді, чим щільніше й простіше буде побудований заряд твердого палива [11, стор. 19], тим буде більшою різниця, наприклад, в величині тяги двигуна в часі й таке інше. Винахід, що запропоновано, базується на підвищенні та посиленні ролі рідкопаливної складової в конструкції ракетного гібридного ступеня, зокрема, за рахунок системи цілеспрямованої впорядкованої подачі до камери згоряння високоенергетичних компонентів палива, наприклад рідкого кисню. В основу винаходу поставлена задача удосконалення конструкції ракетного гібридного ступеня таким чином, щоб впорядкувати його склад та роботу в часі за рахунок іншого взаємного розташування елементів та їхньої конфігурації, а також завдяки оптимальному вибору режимів, а саме - турбонасосний агрегат встановлено на вході у корпус камери згоряння на початку газового тракту, - турбонасосний агрегат встановлено із спроможністю упорядкованого відведення робочого газу просто до камери згоряння, - тиск у камері згоряння регулюється по величині на верхній межі несучої здатності корпусу камери згоряння, - тиск у камері згоряння регулюється у часі, наприклад, шляхом зміни обертів турбонасосного агрегату. Поставлена задача вирішується в ракетному гібридному ступені, який містить відсік з розміщеними в ньому баками та пристроєм для їх наддування і системою подачі рідких компонентів із магістралями, пневмогідравлічною системою та системою вимірювань, корпусом камери згоряння, зарядом твердого палива, соплом, системою відбору й генерації робочого газу для приводу турбіни турбонасосного агрегату, за рахунок того, що турбонасосний агрегат встановлений на вході у корпус камери згоряння на початку газового тракту із спроможністю упорядкованого відведення робочого газу, що ним генерується, та рідких компонентів, що ним помпуються, до камери згоряння, а також тим, що камера згоряння виконана з можливістю регулювання тиску на верхній межі несучої здатності корпусу камери згоряння, наприклад, шляхом зміни обертів турбонасосного агрегату. Перший ресурс - майже завжди зайва міцність камери згоряння: у наведеному прикладі про ® Castor 30 [11, стор. 19], вона знаходиться на рівні майже 50 % інтегрально, тобто майже половину часу корпус завантажено ледь впівсили. Другий ресурс - впорядкована подача до камери згоряння високоенергетичних компонентів палива, наприклад рідкого кисню. Третій ресурс, мабуть, трохи менш вагомий, - зменшення залишків палива при відділенні ракетного гібридного ступеня, коли значна частка навіть захисного шару заряду твердого палива може бути використана в режимі кінцевого ступеня тяги, а при вприскуванні камери згоряння газифікованого кисню - згоряє, створюючи тягу. Для пояснення запропонованої конструкції ракетного гібридного ступеня додаються креслення та її детальний опис. На кресленнях зображено: на фіг. 1 - загальний вигляд ракетного гібридного ступеня за схемою винаходу; на фіг. 2 - діаграма несучої здатності корпусу камери згоряння; на фіг. 3 - діаграма тиску в камері згоряння ракетного гібридного ступеня. на фіг. 1 надано загальний початковий вигляд ракетного гібридного ступеня за схемою винаходу. Ракетний гібридний ступінь, що заявляється, містить: турбонасосний агрегат 1 із піростартером 2, корпус камери згоряння 3, заряд твердого палива 4 з утвореним газовим трактом 5, баки з рідкими компонентами 6 та магістралями 7. Робота ракетного гібридного ступеня починається з запуску піростартера 2, який розкручує турбонасосний агрегат 1 та подає рідкі компоненти до камери згоряння 3 та підпалює їх. В свою чергу вони також підпалюють заряд твердого палива 4. Саме така суміш продуктів горіння подається по газовому тракту 5, де й утворює тягу. Згодом, коли тиск у корпусі камери згоряння 3 змінюється, змінюються й оберти турбонасосного агрегату 1, щоб виконувалася умова про те, що несуча здатність 8 (фіг. 2) корпусу камери згоряння 2 не перевищувала б навантажень у вигляді внутрішнього тиску 9 (фіг. 3), що діють на корпус камери згоряння 2. Завершується робота ракетного гібридного ступеня після, наприклад, зупинення турбонасосного агрегату 1. 2 UA 99947 C2 Запропоноване рішення дозволить за рахунок цілеспрямованої впорядкованої подачі до камери згоряння з зарядом твердого палива високоенергетичних компонентів, наприклад рідкого кисню, максимально повно використати міцність корпусу камери згоряння. 5 10 15 20 25 30 Джерела інформації 1. International Reference Guide to Space Launch Systems, Second edition, 1991, ISBN 1-56347129-9. 2. Taurus® II User's Guide Release 1.3, April 2010. 3. Патент США 5141181 від 25.08.1992 p., МПК B64G 1/40. 4. Патент США 5143328 від 01.09.1992 р., МПК B64G 1/00, B64G1/40. 5. Патент США 6036144 від 14.03.2000 р., МПК B64G 1/00, F42B15/10. 6. Патент США 6769651 від 03.08.2004 р., МПК B64G 1/40. 7. Патент США 5217188 від 08.06.1993 р., МПК B64G 1/40. 8. Патент України 30542 від 25.02.2008 р., МПК F02 7/00, F02 9/00. 9. Патент США 5099645 від 21.06.1990 р., МПК F02 9/28. 10. Патент РФ 2338083 від 10.11.2008 p., F02K 9/72. 11. Alliant Techsystems Inc. (ATK) Space Propulsion Products Catalog, May 2008, Approved for Public Release OSR No. 08-S-0259 and OSR No. 08-S-l 556, Export Authority ITAR 125.4(b)(13). ФОРМУЛА ВИНАХОДУ 1. Ракетний гібридний ступінь, який містить відсік з розміщеними в ньому баками та пристроєм для їх наддування і системою подачі рідких компонентів із магістралями, пневмогідравлічною системою та системою вимірювань, корпусом камери згоряння, зарядом твердого палива, соплом, системою відбору й генерації робочого газу для приводу турбіни турбонасосного агрегату, який відрізняється тим, що турбонасосний агрегат встановлений на вході у корпус камери згоряння на початку газового тракту із спроможністю упорядкованого відведення робочого газу, що ним генерується, та рідких компонентів, що ним помпуються, до камери згоряння. 2. Ракетний гібридний ступінь за п. 1, який відрізняється тим, що камера згоряння виконана з можливістю регулювання тиску на верхній межі несучої здатності корпусу камери згоряння, наприклад, шляхом зміни обертів турбонасосного агрегату. 3 UA 99947 C2 4 UA 99947 C2 Комп’ютерна верстка Д. Шеверун Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 5