РАКЕТА НА ТВЁРДОМ СЫПУЧЕМ ТОПЛИВЕ
ROCKET ON SOLID BULK FUEL

Изобретение относится к космическому ракетостроению и касается принципиальной схемы ракет-носителей, предназначенных для вывода полезной нагрузки на низкую околоземную орбиту, а также баллистических ракет дальнего действия.
В заявке на изобретение РФ №2019110121 предложен ракетный двигатель, работающий на твердом сыпучем топливе. Такой вид топлива дает множество преимуществ перед используемыми в настоящее время жидким и монолитным твердым топливами, главным из которых является возможность отбрасывания массы конструкции бортового топливохранилища (бункера) пропорционально расходу топлива, что кратно уменьшает служебную массу орбитального блока и, следовательно, увеличивает конечную скорость ракеты, достижимую в одной ступени, позволяя с высокой экономичностью выводить полезную нагрузку на низкую околоземную орбиту с помощью всего одной ступени. Кроме того, при работе на твердом сыпучем топливе многократно уменьшается работа, затрачиваемая на подачу топлива в рабочую камеру двигателя против градиента давления, что является спецификой шлюзового механизма питания. Поэтому устраняется необходимость в мощном и тяжелом турбонасосном агрегате. Указанная заявка открыла процесс пересмотра казалось бы устоявшихся технических решений в ракетостроении (включая такие базовые элементы, как маршевый двигатель, конструкция топливных баков, система питания, система теплозащиты рабочей камеры, система управления и др.), которые были выработаны еще в сороковых годах прошлого века и были связаны с решением многих сложных проблем, в частности с проблемой устойчивости процесса питания двигателя топливом, а также устойчивости процесса горения в рабочей камере. Плохое понимание механизма возникновения указанных неустойчивостей явилось причиной многих неудач в разработке ракет как на жидком, так и на твердом топливе. Сейчас, когда мы понимаем указанные механизмы возникновения автоколебаний и можем моделировать их, риск неудач в проектировании уменьшился. Однако структурные схемы систем питания и горения в двигателях с ЖРД и РДТТ остались критичными к возникновению колебаний, делая каждую модификацию двигателя или ракеты проблематичной. Причинами неустойчивостей является наличие в структурной схеме двигателя или ракеты высокодобротных колебательных элементов (рабочая камера или топливный бак) и ключевых усилительных элементов, например форсунок в ЖРД и горящих блоков твердого топлива в РДТТ, имеющих положительную (антидемпфирующую) зависимость скорости горения от внешних параметров. В случае же сыпучего твердого топлива таких высокодобротных и ключевых (усилительных) элементов нет. Это устраняет причину неустойчивостей, ведущих к генерации колебаний в системе питания двигателя или в рабочей камере.
Наиболее близкой к предмету настоящей заявки является принципиальная схема ракеты, описанная в заявке на изобретение РФ №2019113195, в которой обечайка бункера сыпучего топлива состоит из состыкованных между собой кольцевых секций, а днище выполнено в виде поршня, на котором закреплен маршевый двигатель ракеты, и который вдвигается в обечайку бункера силой тяги двигателя, не допуская образования пустоты в бункере при расходовании сыпучего топлива. Причем, имеется также система тросов, расположенных в бункере, посредством которой днище бункера связано с лебедками, установленными на крышке бункера, и которые осуществляют подмотку тросов по мере сокращения высоты бункера из за убывания топлива, а также обеспечивают управление угловой ориентацией днища, что может быть использовано, в частности, для управления ракетой по курсу и тангажу. По мере того, как в процессе расходования топлива, днище бункера поднимется вверх, кольцевые секции обечайки бункера опускаются ниже поршня и самопроизвольно открепляются от ракеты. Это открепление осуществляется за счет замковых связей, выполненных в виде взаимно комплементарных пазов и выступов, которые расцепляются за счет пружин, удерживаемых в сжатом состоянии силами давления от веса сыпучего топлива.
Недостатком такой схемы является сложность конструкции замковых связей, требующая высокой точности изготовления.
Целью изобретения является упрощение конструкции.
Предлагается ракета на твердом сыпучем топливе, содержащая бункер твердого сыпучего топлива, обечайка которого выполнена в виде состыкованных между собой кольцевых секций, а днище выполнено в виде поршня, на котором закреплен маршевый двигатель ракеты и который связан с крышкой бункера системой тросов, связанных с лебедками. Цель изобретения достигается тем, что указанные тросы располагаются на самом краю поперечного сечения бункера и входят во взаимодействие с указанными кольцевыми секциями бункера с помощью средств, предотвращающих скольжение кольцевых секций относительно тросов, а указанные лебедки установлены на днище бункера. Указанное взаимное смещение кольцевых секций относительно тросов может быть предотвращено за счет трения, которое может быть усилено взаимно комплементарным рельефом взаимодействующих поверхностей. При этом отпадает необходимость в замковых связях между кольцами и в пружинах, т.к. кольца будут освобождаться за счет того, что тросы, пройдя поршень, будут отходить от кольцевых секций к лебедкам, установленным под днищем бункера.
Изобретение поясняется нижеследующим детальным описанием и одной фигурой, на которой схематично изображена предлагаемая ракета.
Предлагаемая ракета содержит бункер сыпучего топлива, состоящий из обечайки 1, днища 2 и крышки, функцию которой может выполнять головная часть 3 ракеты или следующая ступень ракеты. На днище 2 бункера жестко закреплена рабочая камера 4 маршевого двигателя ракеты. В изображенном варианте конструкции, днище 2 бункера выполняет также функцию огневого днища рабочей камеры двигателя. Верхняя часть рабочей камеры выполняет функцию камеры сгорания, а нижняя - функцию закритической части сопла. По периферии огневого днища рабочей камеры 4 расположены роторы 5 шлюзового механизма питания, снабженные приводом управляемого синхронного вращения, например электродвигателем (не показан). Внутренняя поверхность рабочей камеры 4 покрыта теплозащитой, например в виде абляционного материала. В частном случае теплозащитный слой может быть выполнен, как одно целое с корпусом камеры 4. Для этого следует внешнюю поверхность камеры армировать жаропрочными волокнами, например углеродными.
Крышка бункера (в данном случае - это головная часть 3 ракеты, соединена с днищем 2 бункера посредством тросов 6, которые располагаются по периферии поперечного сечения бункера вдоль образующих обечайки 1. Количество тросов 6 должно быть не менее трех (в рассматриваемом варианте их четыре) и они должны быть равномерно распределены по окружности сечения бункера. Внизу тросы 6 огибают поршень, располагаясь в специальных пазах, и направляются к лебедкам 7, закрепленным на камере 4 двигателя. Каждая из лебедок 7 снабжена приводом вращения, например электродвигателем, соединенным с блоком 8 управления.
Обечайка 1 бункера составлена из плотно состыкованных между собой кольцевых секций 9, представляющих собой армированные кольца, например стеклопластиковые. Торцы кольцевых секций имеют центрирующее профилирование, которое, в частности, может быть выполнено в виде конусообразных скосов (см. фиг.). Направление скосов продиктовано условием беспрепятственного скольжения уплотнительных манжет днища 3 бункера вверх (манжеты не показаны).
Кольцевые секции 9 входят в непосредственный контакт с тросами 6. При этом торосы 6 прижимаются к кольцам за счет сил давления от веса насыпной массы топлива. При этом для усиления трения между тросами 6 и кольцами 9 их поверхности могут быть снабжены рельефом, предотвращающим взаимное скольжение соприкасающихся поверхностей, например в виде мелких выступов на одной детали и соответствующих им впадин на другой детали.
Функционирует предлагаемое устройство следующим образом. Лебедки 7 поддерживают все тросы 6 в натянутом состоянии, чем обеспечивается возможность восприятия бункером изгибающих усилий, возникающих при маневрировании ракеты. За счет синхронного вращения роторов 5 шлюзового механизма питания сыпучее топливо перемещается из бункера в рабочую камеру 4 двигателя, где поддерживается режим непрерывного горения. Изменяя скорость вращения роторов 5 управляют величиной тяги двигателя. Управление направлением тяги, т.е. моментами рыскания и тангажа, осуществляется за счет дифференциальной подмотки тросов 6 лебедками 7. При этом для повышения текучести сыпучего топлива на днище бункера могут быть установлены электровибраторы 10. В процессе расходования топлива, днище 2 бункера скользит относительно обечайки 1 вверх. Когда нижняя кольцевая секция обечайки опускается ниже днища бункера, ее взаимодействие с тросами 6 прекращается, т.к. тросы 6 отходят к лебедкам 7. В результате производится отделение очередной секции обечайки от ракеты, т.е.отбрасывание массы конструкции бункера пропорционально расходу топлива.
Описанная система управления, имеет повышенную инерционность, и может использоваться, главным образом, как корректирующая (триммерная). Малые же и высокочастотные управляющие моменты могут создаваться специальными рулевыми двигателями, например работающими на твердом сыпучем топливе (не показаны).
Произведем оценку основных летных параметров ракеты предлагаемой схемы в одноступенчатом малоразмерном варианте.
Допустим необходимо вывести аппарат массой 100 кг на низкую орбиту. Если взять стартовое ускорение 1,5%, то подъем с земли пройдет достаточно быстро, чтобы можно было пренебречь затратами топлива на увеличение потенциальной энергии в поле силы тяжести. Будем считать, что вывод на низкую орбиту эквивалентен ускорению ракеты от нулевой скорости до 9000 м/сек.
Примем среднюю скорость истечения из сопла для гранулированного сыпучего топлива, которое эквивалентно современному смесевому топливу, 3000 м/сек. Тогда, в соответствии с формулой Циолковского, коэффициент изменения массы будет равен «е» в степени 9000/3000=3, т.е. «е» в кубе, что равно 20. Таким образом, стартовая масса ракеты будет в 20 раз больше массы орбитального блока и будет равна 100 кг*20=2000 кг. Для получения достаточного стартового ускорения требуется тяга двигателя около 3000 кГ.
Подходящую тягу(3770 кГ) имеет рулевая камера двигателя РД-107. Можно считать, что основные размеры и тепловая напряженность камеры будут такими же и при применении твердого сыпучего топлива, поэтому используем ее размеры для оценки параметров требуемой абляционной теплозащиты камеры сыпучего топлива. Мощность тепловосприятия данной рулевой камеры оценим по величине потока теплоемкости горючей компоненты. При расходе керосина в рулевой камере 4150 кг/сек, теплоемкости керосина 2,2 Дж/г град, и предельном нагреве керосина на 300 град. С, получим поток снимаемого керосином тепла с камеры 4150*2,2*300=2,7 МВт. При эффективной площади тепловосприятия камеры 0,5 м кв., средняя удельная тепловая нагрузка составит 550 Вт/см кв. При такой нагрузке удельное энергопоглощение жаростойких абляционных материалов (асботекстолит, стеклотекстолит) составляет окло 30 кДж/г. Отсюда для мощности полного теплового потока камеры 2,7 МДж получаем расход абляционного материала 2,7 МДж/сек/30 кДж/г=90 г/сек. Это соответствует расходу горючего 4,15 кг/сек и расходу окислителя 8,55 кг/сек, т.е. суммарному расходу топлива 12,7 кг/сек.
Следовательно, для сжигания всей стартовой массы топлива в 3000 кг получим затраты абляционного материала 90 г*3000 кг/12,7 кг/сек=21000 г. Эта масса будет расходоваться, поэтому она не войдет в состав массы, выводимой на орбиту. Также не войдет в состав массы орбитального блока и масса отбрасываемой в полете обечайки бункера, которая значительно больше массы теплозащиты. Таким образом, в состав выводимой на орбиту массы, составляющей в целом 100 кг, войдет только масса конструкции ракетного двигателя и масса головной части ракеты.
Массу конструкции ракетного двигателя можно оценить по массе рабочей камеры. При давлении 6 МПа, при среднем диаметре цилиндрической обечайки камеры сгорания 20 см. сила растяжения обечайки составит 600/кГ/пог.см. При изготовлении камеры из стеклопластика и напряжении стенки 20 кГ/мм кв. получим погонное сечение стенки 30 мм кв/пог.см., что равно средней толщине стенки камеры 3 мм. При суммарной площади стенок камеры 1 м кв., объем материала составит 3000 см. куб., или около 6 кг массы. При этом механизм питания также может быть из стеклопластика, и будет весить не более 3 кг. Мощность привода шлюзового механизма питания (в отличие от мощности турбонасосного агрегата) определяется лишь потерями на трение, и составит порядка 1 квт. Соответствующая масса электродвигателя и батареи может оцениваться в 5-7 кг. Масса 4-х тросов длиной по 7 м и сечением 10 мм кв. составит около 2 кг. Масса 4х электролебедок с батареей питания составит порядка 5 кг.
Итого, на орбиту будет выводиться служебная масса 6+3+7+2+5=23 кг. Т.о. на массу головной части, которую уже можно считать полезной, остается около 77 кг. Это может быть коммерческая нагрузка, например спутник связи, или множество микроспутников, например для образования и поддержания глобальной низкоорбитальной распределенной сети связи.
Вместо части полезной нагрузки в головной части ракеты может быть размещена дополнительная порция сыпучего топлива, за счет которой полезная нагрузка меньшей массы может быть выведена на более высокую орбиту. Однако это уже будет отклонением от оптимальности для малоразмерной одноступенчатой ракеты. Для более высоких орбит целесообразно увеличить стартовую массу ракеты по сравнению с рассмотренным здесь малоразмерным вариантом, или применить многоступенчатую схему. Однако и малоразмерный одноступенчатый вариант оказывается экономически эффективным, если учесть высокую стоимость микроспутников и сравнительно малую стоимость пуска предлагаемой ракеты, которая, учитывая простоту конструкции и дешевизну применяемого топлива, находится на уровне стоимости среднего легкового автомобиля.