СПОСОБ ГАЗИФИКАЦИИ ЖИДКОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА В БАКЕ РАКЕТЫ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ

1. Способ увода отделяющейся части ракеты носителя с орбиты полезной нагрузки, основанный на получении импульса путем выброса газифицированных жидких остатков невыработанных компонентов ракетного топлива в баках окислителя и горючего, обеспечении импульса за счет их сгорания в камере газового ракетного двигателя и высокоскоростного истечения продуктов сгорания в космическое пространство, отличающийся тем, что в нижней части топливного бака ограничивают объем, включающий в себя массу невыработанных остатков компонентов ракетного топлива (КРТ) в окрестности заборного устройства путем установки разделительной сетки, секундный массовый расход теплоносителя (ТН), подаваемого в топливный бак, разделяют на 2 части, одну часть ТН подают в объем, ограниченный сеткой, с обеспечением вихревой картины течения из условия создания максимальной теплоотдачи и максимального времени пребывания ТН в этом объеме, а вторую часть ТН подают во вторую часть топливного бака с обеспечением встречных потоков смеси, поступающей из объема, ограниченного разделительной сеткой, количество подаваемого ТН в верхнюю часть топливного бака определяют из условия испарения всех оставшихся капель КРТ к моменту времени выхода газифицированных продуктов из топливного бака.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что ТН в выделенные области подают через магистрали, на конце которых установлены акустические излучатели, при этом количество и координаты точек ввода ТН, направление ввода, параметры акустических излучателей определяются из условия минимальных массовых затрат на газификацию заданного количества топлива при заданном давлении газифицированных продуктов в баке в течение всего процесса газификации и, по достижению заданного давления в топливном баке, открывают клапан на магистрали подачи газифицированных продуктов, например, в газовый ракетный двигатель.
3. Устройство для реализации способа, включающее в свой состав топливные баки окислителя и горючего, систему наддува баков, газовый ракетный двигатель с системой питания и системой газификации остатков КРТ, отличающееся тем, что дополнительно в нижней части топливного бака установлена разделительная сетка с размерами ячейки равного:
<mrow><mi>r</mi><mo>=</mo><mfrac><mrow><mi>σ</mi><mo>⋅</mo><mn>2</mn><mi>π</mi><mo>⋅</mo><mi>cos</mi><mi>Θ</mi></mrow><mrow><mi>p</mi><mi>h</mi><mi>α</mi></mrow></mfrac></mrow>
,
α
H
где r - радиус капиллярного отверстия в сетке, σ - сила поверхностного натяжения жидкости, Θ - угол смачивания жидкости, ρ - плотность жидкости, h - высота столба жидкости над сеткой, α - ускорение жидкости при движении по направлению к сетке, F - сила с которой жидкость воздействует на элемент сетки, F - сила поверхностного натяжения,
c
при этом объем, ограниченный сеткой V, равен:
<mrow><msub><mi>V</mi><mi>с</mi></msub><mo>=</mo><mn>3</mn><msubsup><mi>V</mi><mrow><mi>o</mi><mi>c</mi><mi>m</mi></mrow><mrow><mi>min</mi></mrow></msubsup><mo>+</mo><mn>6</mn><mi>σ</mi></mrow>
,
<mrow><msubsup><mi>V</mi><mrow><mi>o</mi><mi>c</mi><mi>m</mi></mrow><mrow><mi>min</mi></mrow></msubsup></mrow>
минимально возможный объем невырабатываемых остатков КРТ;
σ - среднеквадратичное отклонение от номинального значения остатков КРТ.