ЖИДКОСТНАЯ РАКЕТА ВЫТЕСНЕНИЯ (ВАРИАНТЫ)
DISPLACEMENT-TYPE LIQUID-PROPELLANT ROCKET (VERSIONS)

Изобретение относится к ракетам на жидком топливе, преимущественно к военным ракетам всех классов, включая «воздух-воздух».
Известно, что жидкостные ракеты предпочтительнее твердотопливных, так как имеют примерно в 1,4 раза больший удельный импульс. Но определенной трудностью при их использовании является подача компонентов топлива в камеру сгорания. Известны два основных способа подачи компонентов топлива в жидкостный ракетный двигатель (далее ЖРД): турбонасосными агрегатами и вытеснением из баков избыточным давлением газов, см. а.с. 1804590.
Применение современных материалов, таких как особо прочные титановые сплавы, высокомодульные волокна типа «Вектран-2000» или «зайлон», а также применение нанотехнологий позволит сделать баки ракет вытеснительного типа достаточно легкими, чтобы конкурировать с ракетами насосного типа. А для ракет, которые испытывают в полете значительные перегрузки, например для ракет классов «земля-воздух» и «воздух-воздух», применение вытеснительного типа может оказаться предпочтительным. Во-первых, прочные баки, являющиеся одновременно большей частью фюзеляжа, обеспечивают ракете нужную прочность. А, во-вторых, отсутствие турбонасосного агрегата существенно снизит стоимость ракеты. Тогда ракеты вытеснительного типа приблизятся по стоимости к твердотопливным ракетам, имея при этом удельный импульс примерно в 1,5 раза больше. А возможность изменения и выключения тяги увеличит тактические возможности ракет.
Однако вытеснительная ракета должна иметь значительный запас сжатого газа, что увеличивает вес и объем ракеты. Задача изобретения - устранение этого недостатка.
ВАРИАНТ 1. Данная ракета содержит ЖРД и баки для компонентов ракетного топлива, а также имеет пульсирующий газогенератор в виде замкнутой полости, работающий на компонентах ракетного топлива, входы которого соединены с жидкостными частями баков через обратные клапаны, ведущие в газогенератор, а выходы которого соединены с газовыми частями баков через обратные клапаны, ведущие в баки, причем газогенератор или баки имеют предохранительные клапаны. То есть газогенератор представляет собой микроЖРД, газы из которого подаются в баки. Так как газов требуется сравнительно немного, то масса газогенератора относительно массы ракеты очень невелика.
Принцип действия такой ракеты тройной: во-первых, в баки подается газ, во-вторых, так как газ горячий, то он нагревает уже имеющийся в баке газ и тем самым увеличивает давление, и, в-третьих, в ракетах без разделения газовой и жидкостной частей бака поступающий горячий газ вызывает испарение жидких компонентов ракетного топлива, что опять же увеличивает давление.
Чтобы поступающие газы были не слишком горячими, между газогенератором и обратными клапанами, ведущими в баки, имеются теплообменники-охладители, которыми являются трубопроводы.
Чтобы обеспечить стехиометрическое соотношение компонентов, подача компонентов топлива в газогенератор осуществляется через синхронизатор объемного расхода в виде двух машин объемного вытеснения, связанных общей кинематикой, например в виде двух шестеренчатых насосов разной производительности на одном валу.
Снизить температуру получившихся газов можно и другим способом - подмешивая в них инертное вещество, которым может быть фреон-22 или азот. Для этого в ракете имеется дозатор инертного вещества, связанный с той же кинематикой, причем вход дозатора связан с баллоном инертного вещества через редуктор, а критическая температура вещества меньше рабочей температуры газа в баках. Последняя определяется исходя из допустимой температуры материалов, используемых в конструкции бака.
Если компоненты топлива не самовоспламеняющиеся, то в полости бака может иметься калильная свеча, нагреваемая электричеством.
Работает 1-й вариант ракеты так: изначально в полости газогенератора давление атмосферное. При открытии пусковых кранов компоненты топлива под давлением в нужной пропорции устремляются в полость газогенератора. Открывать пусковые краны следует не очень резко, чтобы не произошло переполнения камеры сгорания ЖРД и полости газогенератора. Допустим, это раствор пятиокиси азота в азотной кислоте и терпены (скипидар).
В полости они самовоспламеняются или воспламеняются от горячей калильной свечи, и давление в газогенераторе резко повышается. Впускные обратные клапаны при этом закрываются, газы устремляются в трубопроводы, где несколько охлаждаются. В конце трубопроводов на входе в газовые части баков открываются выпускные обратные клапаны, и газы поступают в баки.
Через некоторое время за счет адиабатического расширения и за счёт охлаждения трубопроводов и самого газогенератора окружающим воздухом давление в полости уменьшается и через впускные обратные клапаны засасывается новая порция горючего и окислителя. Процесс циклически повторяется.
При небольшом времени полета ракеты газогенератор может работать постоянно, при этом излишки газа стравливаются через предохранительный клапан, установленный на газогенераторе и/или в баках. При сравнительно большом времени полета ракеты газогенератор может отключаться, для чего необходимо предусмотреть краны на входе в него и, желательно, на выходе из него (чтобы за счет утечек давление в полости не сравнялось бы с давлением в баках, тогда газогенератор не запустится). Если предусмотрено подмешивание инертного вещества, то необходимо закрыть кран и на нем.
ВАРИАНТ 2. Этот вариант предусматривает принудительную подачу компонентов топлива. Для этого ракета имеет газогенератор, работающий на компонентах ракетного топлива, компоненты в который подаются двумя объемными насосами, связанными общей кинематикой. Последнее сделано для соблюдения стехиометрической пропорции компонентов. Общий привод может быть электрическим, например вибрационным с помощью электромагнита или вращательным с помощью электродвигателя. Так как давление по обе стороны насосов равно, то электропривод будет иметь минимальный вес и энергопотребление.
Так же, как и в первом варианте, может быть предусмотрен дозатор инертного вещества.
Газогенераторы по вариантам 1 и 2 должны находиться в задней части ракеты, чтобы при перегрузках подводящие трубопроводы не осушались.
ВАРИАНТ 3. Этот вариант применим, если время полета ракеты, точнее время его активного участка, незначительно отличается от времени работы двигателя на максимальной тяге. Ракета имеет газогенераторную шашку, соединенную через обратные клапаны с газовыми частями баков, причем шашка или баки имеют предохранительные клапаны.
Газогенераторная шашка обычно кроме твердого горючего и окислителя содержит твердое инертное вещество, разлагающееся при нагревании. Но возможен и подвариант, когда инертное вещество подается в пиротехническую шашку в жидком или газообразном виде. Для этого в ракете имеется баллон с инертным веществом, например с фреоном-22, соединенный с полостью шашки. Для стабильной работы газогенераторной шашки баллон может быть соединен с полостью пиротехнической шашки через редуктор.
У ракет, для которых предусмотрено выключение или хотя бы существенное уменьшение тяги, возможно появление отрицательных перегрузок. При этом жидкость может стечь в переднюю часть бака, и заборник жидкого топлива оголится. Это же может произойти и при значительных боковых перегрузках и при неполном баке. Чтобы этого не произошло, возможны следующие конструктивные решения.
ВАРИАНТ А. В баках имеется разделительный сильфон или эластичный мешок, причем сильфон или мешок прикреплены к выходной части бака или к противоположной. Мешок будет работать надежнее, если он будет прикреплен к переднему торцу бака.
Изначально мешок наполовину вывернут наизнанку. А по мере расходования топлива разворачивается и несколько надувается. Материал мешка должен быть максимально термостойким.
Сильфон может быть выполнен из упругого композитного материала или из металла, например титана. В последнем случае термостойкость сильфона максимальна.
ВАРИАНТ Б. В баках имеется разделительный поршень с кольцевым или эластичным уплотнением. Давление по обе стороны поршня одинаково, поэтому он может быть самой легкой конструкции. Поршень имеет отверстие, закрытое мембраной, или имеет участок ослабленной прочности, или имеет перепускной клапан, направленный из газовой части бака в жидкостную. То есть когда топливо почти кончится и поршень упрется в закругление заднего торца, давление газов прорвет мембрану или откроется клапан и выдавит в двигатель остатки топлива. Газы также поступят в двигатель и создадут некоторую тягу.
ВАРИАНТ В. Ракета имеет в каждом баке перегородку, отделяющую меньшую часть объема вблизи выхода, причем в перегородке имеется перепускной акселерационный клапан, открывающийся в направлении, противоположном вектору тяг и представляющий собой клапанную тарелку, подпружиненную сзади (относительно движения). Акселерационный - значит открывающийся от ускорения. Для этого сила пружины клапана должны быть меньше веса его подвижных частей, включая пружину. Причем в несколько раз. То есть клапан закрывается только при приближении невесомости. При этом в пространстве, ограниченном перегородкой у выходного отверстия (5-10 % от общего объема), остается запас топлива, который при включении тяги сразу поступает в двигатель. А затем создавшимся ускорением к заднему торцу стекает все остальное топливо.
Следует заметить, что если предусмотрено вращение ракеты, то перепускной клапан следует располагать как можно ближе к стенке бака. Для предупреждения последствий теплового расширения, а также для облегчения заправки топливом перегородка может иметь предохранительный клапан, направленный в сторону большего объема.
Оптимальная форма поршня - эллипсоидная. Поршень должен располагаться в цилиндре бака с достаточным зазором, так как при боковых перегрузках возможна небольшая деформация бака.
Для ракет, не имеющих устройств, разделяющих жидкостную и газовую части бака, могут быть применены следующие два варианта.
ВАРИАНТ 4. Ракета имеет два вибрационных или вращательных объемных насоса, один из которых подает горючее в бак с окислителем, а другой подает окислитель в бак с горючим, причем каждый насос управляется от датчика давления в своем баке и выкачивает нужный компонент из основного бака ракеты или из отдельного бака меньшего размера, в которых находятся те же самые или другие компоненты топлива. То есть если основное топливо самовоспламеняющееся, то микроколичества окислителя и горючего подаются непосредственно в баки соответственно горючего и окислителя, и реакция горения происходит в самих баках. Желательно, чтобы они были титановыми. Микровспышки не разрушат бак, но вызовут повышение температуры и давления. Если электропитание ракеты осуществляется постоянным током, то для питания вибрационного наоса следует применить мультивибратор. Включение наосов осуществляется по сигналу датчика давления, например электроконтактного манометра или реле давления.
ВАРИАНТ 5. Ракета имеет дополнительные баки меньшего размера, давление газа в которых больше, чем в основных баках, содержащие те же самые или другие компоненты ракетного топлива, причем дополнительный бак окислителя соединен управляемым клапаном с основным баком горючего, а дополнительный бак горючего соединен управляемым клапаном с основным баком окислителя. Принцип действия тот же, что и в предыдущем варианте. В баках происходят микровспышки от реакций компонентов самовоспламеняющегося топлива и температура и давление повышаются.
Применение данного способа наддува возможно и в ракетах с топливными насосами.
Работают варианты 2, 4, 5 так: самовоспламеняющиеся компоненты ракетного топлива дозировано реагируют, что приводит к повышению давления и температуры в баках.
Изобретение предназначено для замены твердотопливных двигателей в военных ракетах и значительно повысит их тактико-технические характеристики. Например ракеты класса «Смерч» или «Ураган» при равном весе будут иметь дальность в 2.5-3 раза большую. Такое существенное повышение дальности объясняется тем, что, во-первых, при увеличении начальной скорости на 41% ракета теоретически способна улететь в 2 раза дальше, а, во-вторых, траектория ее полета будет пролегать примерно в 1,5 раза выше, то есть в более разреженных слоях атмосферы, где аэродинамическое сопротивление резко падает. Но, возможно, что более оптимальным окажется следующий вариант: ракета стартует под углом около 50° и расходует примерно 75% топлива. Выйдя из плотных слоев атмосферы ракета под углом около 40° реализует оставшуюся часть импульса. Похожего результата можно добиться применив двигатель с меньшей тягой (то есть с большим временем работы).
Возможность многократного включения открывает новые возможности перед ракетами классов «земля-воздух» и «воздух-воздух». Они могут совершить разгон по баллистической навесной траектории и выключить двигатель. При изменении направления или скорости движения цели - совершить коррекцию. А при приближении к цели могут снова включить двигатель для повышения маневренности.
Очень удобной становится стрельба вбок и назад.
Следует отметить, что работу на частичных режимах следует применять только в необходимых случаях, так как нерегулируемое сопло при этом работает с меньшим кпд. Рекомендуется в основном применять полет по баллистической траектории, так как при этом полет будет происходить в более разреженных слоях атмосферы.