ЖИДКОСТНАЯ РАКЕТНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
LIQUID ROCKET PROPULSION SYSTEM OF A SPACE VEHICLE

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.