ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА ДЛЯ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТ С ИНВАРИАНТНЫМИ К ЗАПРАВКЕ ВОДОРОДОМ И МЕТАНОМ ТОПЛИВНЫМИ БАКАМИ С ПАКЕТНОЙ КОМПОНОВКОЙ
PROPULSION UNIT FOR LIQUID-PROPELLANT ROCKETS WITH HYDROGEN AND METHANE FILLING INVARIANT FUEL TANKS WITH BATCH LAYOUT

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к двигательным установкам жидкостных ракет большой грузоподъемности.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Из уровня техники известна двигательная установка космического аппарата (патент RU 2121071, Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина, 28.06.1991), которая содержит многоблочный топливный отсек с центральным и периферийными блоками баков, установленными попарно-симметрично относительно продольной оси космического аппарата, соединенными трубопроводами через коллектор, и управляемые топливные клапаны с жидкостными ракетными двигателями, систему наддува, отличающаяся тем, что система наддува соединена с газовыми полостями топливных баков периферийного блока, сообщающимися через первую собирающе-раздувающую часть коллектора, выполненную в виде топливопроводов-газоводов, с топливными баками центрального блока, а каждый топливный бак центрального блока соединен через вторую собирающую часть коллектора с жидкостным ракетным двигателем и шунтирующей.
Так же известна двигательная установка ракетного блока (патент RU 2286924, Открытое акционерное общество «Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королева», 20.01.2004), содержащая топливный бак окислителя, заполненный низкокипящим компонентом, топливный бак горючего, заполненный высококипящим компонентом, маршевый двигатель, исполнительные органы двигательной установки, баллоны высокого давления с газом, установленные в топливном баке окислителя, отличающаяся тем, что в ее состав введены трубопроводы, установленные с помощью кронштейнов на топливном баке горючего и образующие с последним теплообменное устройство, при этом входы трубопроводов сообщены с выходами баллонов высокого давления, а выходы - с исполнительными органами двигательной установки.
Известна двигательная установка ракеты (патент RU 2381378, Открытое акционерное общество «Государственный ракетный центр имени академика В.П. Макеева», 24.07.2008) которая содержит многобаковый топливный отсек и жидкостные ракетные двигатели, каждый из которых подсоединен трубопроводами питания к ближайшим бакам, отличающаяся тем, что один из двигателей подсоединен трубопроводами питания через бустерные насосные агрегаты ко всем бакам, а бустерные насосные агрегаты каждого компонента топлива подсоединены трубопроводами к выходу одноименного насоса ТНА через общий распределительный дроссель.
Так же известна двигательная установка реактивной системы управления летательного аппарата (патент RU 2538190, Федеральное государственное унитарное предприятие «Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева», 11.10.2013), включающая баки с магистралями подачи жидких компонентов топлива, систему наддува баков, импульсные ракетные двигатели, использующие газообразные компоненты топлива, окислительный газогенератор-преобразователь жидкого криогенного окислителя в газообразный с заданной температурой, ресивер-накопитель газообразного окислителя в качестве компонента топлива двигателей, отличающаяся тем, что она содержит теплообменник-испаритель для преобразования жидкого криогенного горючего в газообразное с нагревом его до заданной температуры, включенный теплопередающим трактом в магистраль на выходе газогенератора, теплопринимающим трактом - в магистраль подачи криогенного жидкого горючего из бака; ресивер-накопитель газообразного горючего для питания двигателей, включенный в магистраль на выходе теплопринимающего тракта теплообменника, газожидкостный смеситель, включенный в магистраль между выходом теплопередающего тракта теплообменника и входом в ресивер-накопитель газообразного окислителя, при этом жидкостный вход смесителя сообщен с магистралью подачи жидкого окислителя трубопроводом с установленной в нем регулирующей (настроечной) дроссельной шайбой.
Недостатками данных решений являются отсутствие возможности замены одного вида топлива на другой при проектировании ракета-носителей большой грузоподъемности.
РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Создание космических ракетных комплексов для запуска жидкостных ракет большой грузоподъемности требует больших затрат и длительного времени как на разработку ракеты, так и на разработку наземной космической инфраструктуры, включая стартовый комплекс. При создании таких космических комплексов необходимо принимать во внимание длительные (более 10 лет) сроки их эксплуатации, в течение которых могут появиться новые, более перспективные и экономичные конструктивные материалы и двигательные установки на других компонентах.
В частности, может стать целесообразной замена двигателей с компонентами кислород + водород на двигатели кислородно-метановые.
При традиционном подходе для такой замены требуется проектирование новой ракеты-носителя и нового стартового комплекса с соответствующими большими затратами средств и времени.
Нами предлагается заложить такие проектно-компоновочные решения, которые обеспечат переход от кислородно-водородных к кислородно-метановым двигателям, не создавая новых космических ракетных комплексов (КРК), а лишь заменяя отдельные составные части. При этом сохраняется интерфейс ракета-носителя (РН) и стартового комплекса, основные технологические процессы подготовки к пуску. Принципиальные вопросы транспортировки крупногабаритных конструкций за счет применения секционных баков решены в изобретении (патент RU 2738247 С1), где сборка единого топливного цилиндрического бака из составных секций предусмотрена на полигоне. В данном техническом предложении секции в едином топливном баке заполняются компонентами «О» (кислород) и «Г» (газ), что дает возможность исключить длинные топливные магистрали от бака к двигателю, а также силовую ферму между «О» и «Г», что имеет место в варианте тандемного расположения баков «О» и «Г». Короткие топливные магистрали не требуют установки специальных демпферов для гашения продольных колебаний и создания специальных условий по температуре и давлению для исключения гейзерного эффекта в магистралях криогенного топлива.
Сборка топливного бака из секций для компонентов «О» и «Г» на полигоне с последующей интеграцией бака с двигателями и силовой несущей фермой обеспечивают блочный принцип комплектации двигательной установки на полигоне. Такой принцип позволяет осуществить при необходимости замену двигателей с кислородно-водородными компонентами на двигатели кислородно-метановые, не меняя силовую схему и внешние габаритные размеры топливных баков, сохранить интерфейсы ракеты со стартовым комплексом и рабочими местами на техническом комплексе, применять те же установочные агрегаты.
Таким образом, замене будут подлежать только непосредственно двигатели и магистрали их соединений с топливными баками. В данном случае переход на двигатели с компонентами «кислород+метан» потребует лишь отдельных доработок, связанных с заправкой баков другим компонентом топлива.
ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
На рисунке представлена двигательная установка для жидкостных ракет с инвариантными к заправке водородом (7) или метаном (6) топливными баками с пакетной компоновкой, состоящая из жидкостных двигателей (1) и секционных топливных баков (2) с коллекторной системой подачи компонентов (3) из баков в двигатели, силовой несущей фермы (4), соединенной с топливным баком и двигателями, отличающаяся тем, что с целью минимизации затрат на доработку конструкции ракеты и стартовых сооружений космодрома при замене кислородно-водородных двигателей на двигатели с компонентами кислород+метан, снижения рисков возникновения автоколебаний в полете и влияния «гейзерных» эффектов в топливоподающих магистралях, секции в пакетной компоновке бака проектируют с учетом заправки жидких компонентов «О» и «Г» в соседние, изолированные друг от друга секции (5, 6, 7), образующие в собранном виде единую цилиндрическую конструкцию бака, двигатели, установленные на силовой несущей ферме, соединяют с собранным топливным баком на полигоне, причем целевое назначение каждой секции под заправку конкретным компонентом определяется пропорционально, по объемно-массовым соотношениям расхода компонентов двигателя, количество секций для «О» и «Г» должно быть четным, а выбор расположения компонентов в секциях осуществляют исходя из минимизации отклонений боковой центровки РН в полете по мере расхода топлива из баков окислителя и горючего.
Позиция 1 - Жидкостной двигатель;
Позиция 2 - Секционный топливный бак;
Позиция 3 - Коллекторная система подачи;
Позиция 4 - Силовая несущая ферма;
Позиция 5 - Секция топливного бака, заправленная кислородом;
Позиция 6 - Секция топливного бака, заправленная метаном;
Позиция 7 - Секция топливного бака, заправленная водородом;
Позиция 8 - Силовая несущая ферма.