ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ МНОГОКРАТНОГО ВКЛЮЧЕНИЯ (ВАРИАНТЫ)
LIQUID-PROPELLANT ROCKET ENGINE OF MULTIPLE START-UP (VERSIONS)

Изобретение относится к ракетно-космической технике (РКТ) и может быть использовано в двигательных и энергетических установках перспективных средств межорбитальной транспортировки (СМТ), предназначенных для выведения космических аппаратов (КА) с низких опорных орбит (НОО) на различные высокоэнергетические орбиты - высокие круговые орбиты, включая геостационарную орбиту (ГСО), высокоэллиптические орбиты (ВЭО), а также на отлетные от Земли траектории (к Луне, Марсу и т.д.).
Повышение технико-экономической эффективности СМТ (разгонные блоки (РБ), межорбитальные буксиры, транспортные модули и т.п.) является актуальной проблемой, так как высокая стоимость доставки КА на рабочие высокоэнергетические орбиты, на которых функционирует основная часть (более 50%) аппаратов, во многом сдерживает расширение круга задач, решаемых в космосе средствами РКТ.
Высокая стоимость, ограниченная надежность и повышенный риск отказов из-за высоконапряженной работы основных узлов являются органическими недостатками современных маршевых ЖРД для РБ, которые можно преодолеть лишь на основе разработки новых проектных, конструктивно-схемных и технологических решений. Одним из таких решений может быть использование многовитковых схем межорбитального перелета с большим числом включений маршевого двигателя (до 100 раз и более), позволяющих резко (примерно на два порядка) снизить требуемую тягу двигателя. Перед традиционными ЖРД большой тяги ЖРД низкой тяги имеет следующие преимущества:
- существенно меньшие собственные габариты и масса;
- упрощенная камера сгорания двигателя благодаря возможности подачи в камеру компонентов топлива в газообразном состоянии;
- повышенная надежность за счет снижения напряженности параметров двигателя;
- возможность самонаддува топливных баков РБ, осуществляемого за счет нагрева от Солнца или от электронагревателей.
Благодаря этому обеспечиваются минимальная масса и габариты РБ, а также высокая надежность двигателя и простота конструктивно-технологических решений на уровне, характерном для ЖРДМТ управления, ориентации и стабилизации.
Целесообразность применения маршевого ЖРД многократного включения и низкой тяги (сотни…тысячи ньютонов) наиболее очевидна при переходе к использованию в ДУ РБ новых высокоэффективных топлив, например топлива «кислород + водород», которое в настоящее время не применяется в отечественных средствах выведения (СВ), но может обеспечить значительное повышение их энергетических возможностей. Создание малого по массе и габаритам, простого, надежного и недорогого унифицированного маршевого кислородно-водородного ЖРД многократного включения, который можно было бы эффективно использовать в составе ряда разгонных блоков для ракет-носителей (РН) различных классов грузоподъемности и для выполнения различных транспортных задач, позволит существенно облегчить и ускорить переход к использованию в отечественной РКТ высокоэффективного и экологически чистого топлива «кислород + водород».
Современные отечественные РБ, использующие в своем составе традиционные маршевые ЖРД большой тяги (20…100 кН) с турбонасосной системой подачи топлива и с малым числом включений (от 2-х до 5-ти), имеют короткое время функционирования в космических условиях - обычно 7…10 часов. При этом задача электропитания систем разгонного блока и его ДУ решается с помощью автономной системы электроснабжения (СЭС) на основе электрохимических аккумуляторных батарей (АБ).
Рассматриваемые для отечественных СМТ эффективные схемы доставки КА на ГСО типа биэллиптического перехода (схемы с «забросом») и схемы с использованием гравитационного поля Луны требуют увеличения времени функционирования РБ и ДУ в космических условиях до 4…10 суток. Для традиционной СЭС с АБ это приводит к многократному увеличению массы используемых батарей, которые в этом случае могут составить значительную долю массы конструкции РБ (до 15% и более). Использование в этих случаях в составе РБ автономной системы электроснабжения на основе обычных фотоэлектрических солнечных батарей (СБ) представляется также нецелесообразным из-за:
- сложности компоновки плоских солнечных батарей в составе РБ;
- значительной массы сопутствующих систем (систем развертывания панелей СБ и слежения за Солнцем, систем регулирования и преобразования, отсека для крепления и размещения панелей СБ и пр.);
- высокой стоимости самой фотоэлектрической СБ.
Очевидно, что для РБ с ЖРД многократного включения, выполняющего перелеты типа «НОО→ГСО» по многовитковой схеме за время 1…2 недели, было бы логичным применение бортовой СЭС с электрохимическим генератором (ЭХГ) на основе топливных элементов (ТЭ). Например, имеется большой опыт в создании и эксплуатации водородно-кислородных ЭХГ космического применения с временем функционирования до 2-х недель и более - в частности, ЭХГ на основе щелочных топливных элементов с матричными мембранами, применявшихся на советском орбитальном корабле (ОК) «Буран» и применяющихся до настоящего времени на американском ОК «Спейс шаттл». Оценки показывают, что подобная система электроснабжения, использующая для питания те же компоненты топлива, что и ДУ, в применении к РБ с многовитковой схемой выведения будет иметь наилучшие массовые характеристики в сравнении с другими типами СЭС.
Известна концепция недорогого криогенного ЖРД низкой тяги и многократного включения, предназначенного для осуществления межорбитальной транспортировки (Low Cost orbital Cryogenic Propulsion - LCCP) и разрабатываемого компанией Snecma Moteurs (Франция) при поддержке CNES [1] применительно к верхней ступени перспективной европейской РН следующего за носителем Ариан-5 поколения [2]. Кислородно-водородный ЖРД концепции LCCP содержит в своем составе тепловые аккумуляторы-теплообменники (ТАТ) для испарения компонентов топлива перед их подачей в камеру.
В [1] представлены два варианта ЖРД концепции LCCP. В варианте LCCP-1 ТАТ нагреваются электронагревателями, питаемыми от обычной солнечной батареи. В варианте LCCP-2 ТАТ нагреваются тепловой энергией, выделяемой в топливных элементах СЭС верхней ступени. В последнем случае подача водорода и кислорода в ТЭ осуществляется с помощью тех же насосов, что и в маршевую камеру и двигатели управления ДУ.
Общими недостатками вариантов двигателя LCCP-1 и LCCP-2 являются:
- необходимость использования двух ТАТ (в линиях подачи водорода и кислорода);
- отсутствие в составе двигателя средств, обеспечивающих длительное хранение криогенных компонентов топлива в баках при реализации многовиткового перелета.
ТАТ в LCCP-1 и LCCP-2 используют теплоту фазового перехода «плавление↔замерзание» теплоаккумулирующего вещества, в качестве которого рассматриваются жидкий натрий, жидкий литий, вода/лед или LiF. Из опыта разработки в Центре Келдыша ТАТ, использующих теплоту фазового перехода, следует, что они будут иметь сложную конструкцию и большую массу, а их разработка потребует решения ряда сложных научных, конструкторских, технологических и материаловедческих проблем.
Сложность проблемы хранения криогенного топлива определяется тем, что для LCCP-1 и LCCP-2 отбор компонентов из баков производится только в жидком виде, с помощью насосов. В этом случае компоненты в баках воспринимают все внешнее паразитное тепло, поступившее за время длительного (1…3 недели) перелета через соединительные конструкции (фермы-«термомосты») и через теплоизоляцию баков. Это тепло вызовет интенсивное испарение криогенных компонентов и рост внутрибакового давления, что потребует дренажей большой массы паров из баков, приводящих к значительным непроизводительным потерям топлива. Для их исключения потребуется либо наращивание количества слоев и массы экранно-вакуумной теплоизоляции баков, либо введения в состав ДУ установок для охлаждения жидких компонентов топлива.
Кроме того, недостатком варианта LCCP-1 является отсутствие средств надежного забора топлива насосами при многократных запусках маршевой камеры в условиях невесомости, что потребует введения в системы подачи жидких окислителя и горючего специальных капиллярно-заборных устройств, имеющих относительно большие габариты и массу и требующих отработки в условиях невесомости, например на МКС. Для варианта LCCP-2 сложную специфическую проблему представляет разработка высокоэффективных многорежимных насосов подачи жидких водорода и кислорода в ДУ и в ЭХГ, если принять во внимание криогенные рабочие температуры и очень большое различие (в 100…1000 раз) требуемой производительности насосов на участках работы маршевого двигателя с максимальным потреблением топлива и на пассивных участках полета, когда топливо потребляет только ЭХГ, работающий к тому же на минимальном уровне электрогенерации - только для поддержки работы дежурных подсистем РБ и двигателя в режиме ожидания.
Известен солнечный тепловой ракетный двигатель [3], представляющий собой ЖРД многократного включения с предварительным подогревом горючего (водорода) солнечной энергией и принятый за прототип. ЖРД содержит приемное устройство солнечного излучения, выполненное в виде фотоэлектрической солнечной батареи, ТАТ с встроенным высокотемпературным электронагревателем (ВЭН), питаемым от СБ, баки с жидкими горючим и окислителем, системы подачи жидких компонентов (горючего и окислителя) с электронасосами, а также водородные электронагревные двигатели (ЭНД), питаемые электроэнергией от СБ, и маршевую камеру, снабженную компрессором и ресивером газообразного горючего, установленными на линии отбора испарившегося горючего из бака, газификатором окислителя, установленным после насоса окислителя на линии его подачи в камеру двигателя и на линии подачи горючего из тракта охлаждения камеры двигателя в ТАТ и размещенным после насоса окислителя на линии его подачи в камеру двигателя ресивером газообразного окислителя, имеющим встроенный электронагреватель.
Прототип [3] имеет значительные преимущества по сравнению с LCCP-1 и LCCP-2 [1]. Во-первых, прототип проще, благодаря использованию только одного ТАТ (на линии подачи горючего), причем исполненного в теплоемкостном варианте более простом для разработки и применения. Газификация второго компонента (окислителя) в прототипе производится с помощью простого теплообменника-газификатора (ТГ) цилиндрической формы с оребренными стенками, причем источником тепла в ТГ для газификации и нагрева окислителя является горючее, нагретое в тракте охлаждения маршевой камеры. Во-вторых, использование в составе прототипа компрессора и ресивера полностью решает проблему долговременного хранения криогенных компонентов, что достигается путем периодической откачки в ресивер излишних паров горючего из бака, которые попутно охлаждают и бак окислителя. В-третьих, прототип имеет более высокий удельный импульс тяги благодаря:
- более высокой температуре нагрева водорода в ТАТ (1500…2000 К);
- реализации более высокого (в 3…5 раз) уровня давления в камере сгорания.
Преимуществом прототипа [3] перед LCCP-1 [1] также является упрощение проблемы надежного многократного запуска маршевой камеры в условиях невесомости, что достигается началом ее работ на газообразных компонентах топлива из ресиверов, заполняемых перед каждым включением камеры. Преимуществом прототипа [3] перед LCCP-2 [1] является также использование более простых однорежимных насосов с постоянной производительностью, определяемой только величиной требуемого расхода компонента через маршевую камеру на установившемся режиме работы.
Вместе с тем рассматриваемый прототип [3] имеет и ряд недостатков:
1) необходимость использования в составе РБ громоздкой, тяжелой и дорогой солнечной батареи, питающей ТАТ;
2) необходимость разработки и использования ТАТ с большой теплоаккумулирующей массой и тепловой мощностью, а также с большим ресурсом работы;
3) большая длительность доставки КА на целевую орбиту (на ГСО - до 2-х месяцев) и ее зависимость от периода старта ракеты-носителя, определяющего положение и длительность «теневых» участков на промежуточных орбитальных витках. Первый из этих недостатков может быть устранен, если для электропитания двигателя и РБ при выведении использовать солнечную батарею КА. Однако такое решение невозможно в случаях выполнения коммерческих пусков, когда заказчик пусковых услуг требует полной автономности своего КА от средств его доставки на рабочую орбиту.
Цель настоящего изобретения состоит в создании высокоэффективного ЖРД многократного включения, свободного от недостатков прототипа [3], с обеспечением:
- более высокой надежности, конструктивной простоты и пониженной стоимости;
- значительного уменьшения габаритов и массы конструкции;
- резкого сокращения времени выведения КА (на ГСО с 2-х месяцев до 1 недели).
Поставленная цель достигнута следующим путем. В жидкостном ракетном двигателе многократного включения, содержащем источник электропитания, баки с жидкими горючим и окислителем, системы подачи жидких горючего и окислителя с электронасосами, ресивер окислителя с электронагревателем, теплообменник-газификатор окислителя, ресивер горючего с компрессором и камеру двигателя, в качестве источника электропитания используют электрохимическую аккумуляторную батарею с зарядно-разрядным устройством и электрохимический генератор на базе батареи топливных элементов, работающих на основных компонентах топлива, причем входы горючего и окислителя в электрохимический генератор соединены соответственно с ресиверами горючего и окислителя через регуляторы давления и расхода, а электрохимическая аккумуляторная батарея через зарядно-разрядное устройство соединена с электрическим выходом электрохимического генератора.
Отличительными признаками является использование в качестве источника электроэнергии электрохимической аккумуляторной батареи (АБ) с зарядно-разрядным устройством (ЗРУ) и электрохимического генератора на базе ТЭ, работающих на основных компонентах топлива, причем входы горючего и окислителя в электрохимический генератор (ЭХГ) через регуляторы давления и расхода соединены соответственно с ресиверами горючего и окислителя, а АБ через ЗРУ подсоединена к электрическому выходу ЭХГ. Эти отличия позволяют отказаться от громоздкой и тяжелой солнечной батареи, от высокотемпературного и тяжелого ТАТ и от высокотемпературных электронагревных двигателей (ЭНД), которые в совокупности определяют большие габариты и массу прототипа [3], его конструктивную сложность, тяжелые высокотемпературные режимы работы и большую продолжительность выведения КА на целевую орбиту. К тому же соединение входов ЭХГ через регуляторы давления и расхода с ресиверами горючего и окислителя, используемыми в составе ЖРД, позволяет отказаться от собственной системы питания топливом ЭХГ, что упрощает состав ЭХГ и СЭС в целом в составе РБ, дополнительно снижает их массу и стоимость.
Во втором варианте конструкции жидкостного ракетного двигателя многократного включения, содержащего источник электропитания, баки с жидкими горючим и окислителем, системы подачи жидких горючего и окислителя с насосами, ресивер окислителя с электронагревателем, теплообменник-газификатор окислителя, ресивер горючего с компрессором и камеру двигателя, в качестве источника электропитания используют электрохимическую аккумуляторную батарею с зарядно-разрядным устройством и электрохимический генератор на базе батареи топливных элементов, работающих на основных компонентах топлива. Входы горючего и окислителя в электрохимический генератор соединены соответственно с ресиверами горючего и окислителя через регуляторы давления и расхода, а электрохимическая аккумуляторная батарея через зарядно-разрядное устройство соединена с электрическим выходом электрохимического генератора. В системах подачи жидких компонентов топлива установлены мультипликаторные насосы с пневмоприводами, входы которых соединены с соответствующими выходами горючего и окислителя из теплообменника-газификатора окислителя, а выходы пневмоприводов соединены с соответствующими входами горючего и окислителя в смесительную головку камеры.
В этом варианте конструкции жидкостного ракетного двигателя многократного включения с целью обеспечения более высокой эффективности двигателя насосы для подачи жидких горючего и окислителя, входящие в состав ЖРД, выполнены не с электроприводом, а в виде агрегатов мультипликаторного типа с пневмоприводами, питаемыми газообразными горючим и окислителем из теплообменника-газификатора окислителя. Это отличие позволяет значительно снизить мощность и массу ЭХГ, массу двигателя, а также уменьшить непроизводительные затраты топлива на выработку электроэнергии в ЭХГ.
Предлагаемые технические решения иллюстрируются чертежами, представленными на Фиг.1 - Фиг.4. На Фиг.1 изображена схема предлагаемого ЖРД многократного включения с электронасосами для подачи жидких горючего и окислителя. На Фиг.2 изображена схема предлагаемого ЖРД многократного включения с мультипликаторными насосами с пневмоприводами для подачи жидких горючего и окислителя. На Фиг.3 изображена схема многовиткового выведения КА на ГСО с помощью ЖРД многократного включения. На Фиг.4 изображены сравнительные компоновочные схемы разгонных блоков с ЖРД многократного включения - с двигателем-прототипом [3] и с предлагаемым ЖРД.
В обоих вариантах (Фиг.1, 2) жидкостный ракетный двигатель многократного включения содержит электрохимический генератор (ЭХГ) 1, электрохимическую аккумуляторную батарею (АБ) 2 с зарядно-разрядным устройством (ЗРУ) 3, регуляторы давления и расхода окислителя 4 и горючего 5, камеру двигателя (КД) 6, бак с жидким окислителем 7, бак с жидким горючим 8, систему подачи жидкого окислителя с насосом 9, клапанами, трубопроводами и т.п., систему подачи жидкого горючего с насосом 10, клапанами, трубопроводами и т.п., компрессор горючего 11, ресивер газообразного горючего 12, теплообменник-газификатор жидкого окислителя (ТГ) 13, ресивер газообразного окислителя с электронагревателем 14.
πi
αj
Схема выведения (Фиг.3) включает низкую опорную орбиту 15, промежуточные орбитальные витки с включениями ЖРД в перигее («перигейная» фаза) 16 и витки с его включениями в апогее («апогейная» фаза) 17, целевую (геостационарную) орбиту 18. На схеме показаны направления векторов тяги ЖРД при i-м включении на «перигейной» фазе и при j-м включении на «апогейной» фазе выведения - P и P соответственно.
На компоновочных схемах РБ (Фиг.4) приведены энергетический отсек с панелями солнечной батареи 19, верхняя ферма 20 с приборной панелью 21, бак горючего 8, межбаковая ферма 22, бак окислителя 7, ферма крепления двигателя 23, тепловой аккумулятор-теплообменник 24, электрохимический генератор 1, маршевый двигатель 25.
Принципиальной особенностью обоих вариантов предлагаемого ЖРД (Фиг.1, 2) является то, что основным источником электроэнергии является батарея топливных элементов в ЭХГ 1. Выработанная в ТЭ электроэнергия расходуется на питание силовых агрегатов и подсистем двигателя, собственных систем ЭХГ 1, служебных систем РБ, а также на зарядку электрохимической аккумуляторной батареи 2 через зарядно-разрядное устройство 3. Батарея 2 с ЗРУ 3 через Выход №1 поддерживают функционирование подсистем автоматики и управления РБ и двигателя в нештатных ситуациях, а также при пиковых нагрузках и на переходных режимах работы. От ЭХГ 1 через Выход №2 осуществляется электропитание силовых агрегатов двигателя.
Использование для выработки электроэнергии внутреннего энергетического источника - химической энергии топлива - обеспечивает:
1) полную автономность разгонного блока от выводимого КА в процессе выведения, что важно для осуществления коммерческих пусков;
2) значительное уменьшение габаритов, массы конструкции и стоимости двигателя и РБ за счет отказа от автономной СБ с энергетическим отсеком для ее размещения;
3) независимость продолжительности и моментов включений двигателя от времени пребывания РБ на освещенных Солнцем участках траектории полета, что позволяет многократно сократить длительность выведения КА на целевую орбиту.
Непроизводительный (в плане создания тяги) расход топлива на генерирование электроэнергии в ЭХГ 1 делает нецелесообразным нагрев этой энергией основного расхода топлива, создающего тягу. Исключение ТАТ и электронагревных двигателей, которые в прототипе осуществляют такой нагрев, являясь при этом наиболее сложными и дорогими в разработке, высокотемпературными (1500…1700 К) и высоконапряженными элементами, делает предлагаемый ЖРД значительно проще, надежнее и дешевле. Кроме того, исключение ТАТ, имеющего большую собственную массу и требующего дополнительной теплоизоляции окружающих элементов ДУ, существенно (на несколько сотен килограммов) снижает массу конструкции двигателя и РБ; это в значительной мере компенсирует влияние пониженного, в сравнении с прототипом, удельного импульса тяги ЖРД (из-за отсутствия высокотемпературного нагрева топлива).
Другой особенностью обоих вариантов ЖРД является использование его системы подачи топлива для питания ЭХГ 1. Подача газообразных компонентов топлива в ЭХГ 1 осуществляется из ресиверов 12 и 14 под внутренним давлением, которое в любой момент времени выше рабочего давления в ТЭ. В полете ЭХГ 1 работает непрерывно, на активных и пассивных участках батарея ТЭ действует с переменными режимами по мощности в зависимости от текущего состава потребителей. Поэтому подача окислителя и горючего в ЭХГ 1 осуществляется через регуляторы давления и расхода 4 и 5. Таким образом, предлагаемый ЖРД выполняет одновременно и функции энергоустановки, питающей электроэнергией не только собственные системы, но и служебные системы РБ при длительном многовитковом выведении. Это позволяет упростить состав РБ, снизить его массу и соответственно увеличить массу выводимого полезного груза.
Наибольший эффект достигается во втором варианте ЖРД (Фиг.2). Дополнительный (по отношению к варианту ЖРД на Фиг.1) эффект достигается здесь заменой в двигателе наиболее мощных потребителей электроэнергии - электронасосов горючего 10 и окислителя 9 - на мультипликаторные насосы с пневмоприводом. Это позволяет снизить в несколько раз общее электропотребление, требуемую мощность и массу ТЭ. Во столько же раз снизится и расход топлива, требуемый для выработки электроэнергии в ТЭ на максимальном режиме работы и дренируемый в виде продуктов реакции в окружающее пространство. Подвод рабочих тел (газообразных горючего и окислителя) для приводов насосов 10 и 9 осуществляется от выходных магистралей ТГ 13. Рабочая температура компонентов при выходе из ТГ 13 составляет примерно 300 К. С выходов пневмоприводов насосов 9 и 10 окислитель и горючее подаются в смесительную головку КД 6.
Двигатель в процессе межорбитального перелета периодически включается в определенные моменты времени (при прохождении апсидальных точек промежуточных орбит), работая при постоянном соотношении расходов окислителя и горючего и потребляя окислитель и горючее как в жидком, так и в газообразном состоянии. Ниже дано описание функционирования двигателя на примере многовиткового выведения КА на геостационарную орбиту (ГСО), схема которого приведена на Фиг.3.
Орбитальный блок (ОБ) выводится ракетой-носителем на низкую круговую орбиту 15 высотой 200 км, после чего последняя ступень носителя отделяется. На этой орбите в определенный момент времени осуществляется первое включение двигателя, для чего горючее в газовой фазе из ресивера 12, заранее заполненного, например, перед стартом носителя, подается по линии подачи горючего последовательно через тракт охлаждения КД 6, теплообменник-газификатор окислителя 13 в КД 6. Одновременно с этим в КД 6 подается в газовой фазе окислитель из также заранее заполненного ресивера 14. Воспламенение газообразных компонентов может осуществляться электрокалильным или электроискровым способами. При работе двигателя в режиме запуска на газообразных компонентах возникает осевая перегрузка, в результате действия которой жидкие окислитель и горючее в баках 7 и 8 приливают к заборным устройствам, что создает условия для нормального включения и работы насосов окислителя 9 и горючего 10.
С окончанием режима запуска двигатель переходит на установившийся режим работы с подачей горючего и окислителя в КД 6 в жидких фазах. При этом горючее из бака 8 насосом 10 подается в тракт охлаждения КД 6, где газифицируется и нагревается до температуры около 400 К, затем подается в горячий контур теплообменника-газификатора окислителя 13 и далее поступает в КД 6, а окислитель из бака 7 насосом 9 подается в ТГ 13, где нагревается горючим и газифицируется, после чего поступает в КД 6. Продукты сгорания, истекая из КД 6, создают тягу в течение заданного времени, после чего двигатель выключается путем прекращения подачи окислителя и горючего. Перед выключением двигателя производится впрыскивание насосом 9 порции жидкого окислителя в ресивер 14.
В результате первого включения двигателя ОБ движется по новой орбите с увеличенной высотой апогея. В процессе пассивного движения ОБ на этом витке ресивер 12 наполняется горючим путем откачки из бака 8 компрессором 11 паров горючего, а ресивер 14 - путем испарения впрыснутой порции окислителя встроенным электронагревателем.
При подходе к перигейному участку орбитального витка производится второе включение двигателя, осуществляемое в том же порядке. Такой процесс многократно повторяется вплоть до окончания «перигейной» фазы 16 межорбитального перелета, завершающейся выходом ОБ на геопереходную орбиту. Длительность «перигейных» включений маршевого ЖРД должна быть невелика для ограничения гравитационных потерь скорости ОБ - не более 15…20 мин, что определяет относительно большое число орбитальных витков и включений двигателя на данном этапе выведения - 20…50. Тем не менее в сравнении с прототипом [3] оно меньше примерно в 5 раз (из-за отсутствия влияния «теневых» участков витков, ограниченной мощности СБ и емкости ТАТ). Соответственно и общая длительность «перигейной» фазы выведения для предлагаемого ЖРД составляет 3…6 суток, т.е. примерно в 5 раз меньше, чем для прототипа [3].
На второй, «апогейной» фазе выведения 17 (Фиг.3) двигатель работает при движении ОБ в зоне апогея орбитальных витков. Эта фаза завершается выходом ОБ на ГСО 18. Порядок подготовки двигателя к очередному включению и режимы работы здесь такие же, как и на «перигейной» фазе 16. Однако при большой высоте апогейных включений их продолжительность может быть на порядок больше, чем у «перигейных» включений и доходить до 2…3 ч. Это позволяет уменьшить число включений двигателя на данной фазе выведения вплоть до 1…2 включений, а суммарную длительность фазы - до величины менее 1 суток (против 30…45 суток у прототипа [3]). Таким образом, для предлагаемого ЖРД реально достижение общей продолжительности выведения КА с НОО на ГСО, не превышающей 4…7 суток, что примерно на порядок меньше в сравнении с прототипом [3].
При этом предлагаемый ЖРД сохраняет те преимущества, которые прототип [3] имеет перед двигателем концепции LCCP [1]. Здесь реализуется столь же высокое (в 3…5 раз большее в сравнении с LCCP) давление в камере сгорания, что определяет и более высокий удельный импульс тяги. Наличие в ЖРД (Фиг.1, 2) ресиверов 12 и 14, а также газификатора ТГ 13 обеспечивает простой и надежный многократный запуск ЖРД в условиях невесомости, высокую полноту сгорания топлива и малые потери удельного импульса тяги. Здесь также периодически с помощью компрессора 11 производится отбор излишних паров горючего из бака 8 через ресивер 12, что эффективно решает проблему хранения жидких компонентов при обеспечении минимальных давлений в баках и без потерь компонентов на дренаж в окружающую среду. Но в данном случае, с учетом на порядок меньшей, чем у прототипа [3], длительности перелета «НОО→ГСО» эта проблема решается более просто - при более легкой теплоизоляции баков.
Для предлагаемого ЖРД более просто и эффективно решается и проблема его унификации как для РБ различных классов грузоподъемности, так и для решения ими различных транспортных задач. Это достигается вариацией числа включений ЖРД - чем выше масса орбитального блока и чем более энергоемка выполняемая транспортная задача, тем больше должно быть число орбитальных витков и число включений двигателя.
Оценка эффективности применения в составе РБ предлагаемого ЖРД многократного включения проводилась применительно к топливу «кислород + водород», на примере задачи доставки КА на ГСО при использовании РН «Союз-2-1б», стартующей с Байконура. Рассмотрен ЖРД с давлением в камере сгорания 1,5 МПа, имеющий тягу 750 Н и удельный импульс тяги 4500 м/с при соотношении расходов кислорода и водорода, равном 5,0.
В варианте ЖРД с электронасосами (Фиг.1) требуемый уровень максимальной мощности, генерируемой в ЭХГ 1, составил 4,3 кВт. При современном уровне характеристик ЭХГ с ТЭ масса системы электроснабжения в составе РБ равна 113 кг. Масса ДУ, включая ЖРД многократного включения с рулевыми приводами, двигатели ориентации и стабилизации, систему подачи топлива и пр., равна 130 кг. В результате получено, что использование РБ с предлагаемым ЖРД в составе РН «Союз-2-1б» позволяет выводить на ГСО КА массой 1500 кг за время не более 5,7 суток. Числа «перигейных» и «апогейных» включений ЖРД составили соответственно 38 и 2. При этом расходы массы водорода через КД 6 и ЭХГ 1 равны соответственно 1054 кг и 3,9 кг, а кислорода - 5283 кг и 31,4 кг.
В варианте ЖРД с пневмонасосами (Фиг.2) максимальная мощность ЭХГ составила 1 кВт, что в 4,3 раза меньше, чем в варианте с электронасосами. Соответственно снижение массы элементов СЭС составило 67 кг, а массы ДУ - 23 кг. С учетом уменьшения затрат топлива через ЭХГ на электрогенерирование масса выводимого КА в сравнении с первым вариантом ЖРД увеличивается примерно на 100 кг при том же времени выведения.
Расчеты для прототипа [3] проведены при его характеристиках, оптимизированных под размерность РБ для носителя «Союз-2-1б». Маршевая камера прототипа имеет режим работы с дожиганием водорода, нагретого в ТАТ до 1500 К (тяга 782 Н, удельный импульс тяги 5011 м/с, емкость ТАТ 140 МДж), и режим работы без дожигания водорода, нагретого в ТАТ до 2000 К (тяга 191 Н, удельный импульс тяги 7355 м/с, емкость ТАТ 200 МДж). В составе прототипа используются два ЭНД, каждый из которых имеет электропотребление 5 кВт и тягу 1 Н при удельном импульсе тяги 7943 м/с. Масса ДУ РБ с учетом ТАТ и ЭНД составляет 330 кг. Для современной кремниевой СБ с начальной мощностью 14 кВт общая масса СЭС (с учетом массы энергоотсека для размещения СБ) равна 480 кг. Такие характеристики прототипа [3] определили минимальное время выведения КА на ГСО и его массу на уровне 40 суток и 1360 кг соответственно.
При доставке КА массой 1500 кг (т.е. такого же аппарата, что и в случае предлагаемого ЖРД в варианте с электронасосами) с помощью двигателя-прототипа [3] требуемая длительность выведения на ГСО составила не менее 59 суток, т.е. примерно в 10 раз больше. Число «перигейных» включений прототипа [3] равно 168, а «апогейных» - 64. Расходы масс водорода и кислорода составили соответственно 1485 кг и 4194 кг при среднем удельном импульсе тяги, равном 5500 м/с (за полное время выведения).
Таким образом, преимущество прототипа [3] перед предлагаемым ЖРД в удельном импульсе тяги (на +1000 м/с) нивелируется большей массой ДУ (на +200 кг), большей массой СЭС с СБ и энергоотсеком (на +370 кг), а также большей массой бака водорода, поскольку расходуемая масса водорода здесь примерно на 40% выше. Как видно из Фиг.4, наличие ТАТ и энергоотсека с СБ, а также больший объем водородного бака определили и увеличенную на 60% габаритную длину РБ с двигателем-прототипом [3].
Использованная литература
th
st
1. D.Valentian, M.Amari, G.Fratacci, A.Melchior, R.Вес. Low Cost Orbital Cryogenic Propulsion. The 6 International Symposium «Propulsion for Space Transportation of the XXI Century», 13-17 May, 2002, Versailles, France.
2. И.Афанасьев. «Урал» и перспективные европейские носители. «Новости космонавтики», №5 (268), 2005.
3. Патент РФ на изобретение №2197630 «Солнечный тепловой ракетный двигатель и способ его работы». Приоритет от 15.03.2002, опубл. 27.01.2003, Бюл. №3.