СТУПЕНЬ РАКЕТЫ С ЖИДКОСТНОЙ СИСТЕМОЙ ПРИВОДА
ROCKET STAGE WITH LIQUID DRIVE SYSTEM

Изобретение относится к ступени ракеты для привода космических летательных аппаратов, содержащей соответственно по меньшей мере одну основную конструкцию, бак для раздельного содержания топлива и окислителя, двигатель, а также раму для крепления двигателя (силовую раму), соединяющую различные компоненты друг с другом.
Применяемые в настоящее время ступени ракет-носителей с жидкостными системами привода содержат ряд компонентов, выполняющих различные функции. К ним относятся баки для содержания топлива и окислителя, причем топливо и окислитель содержатся в отдельных баках или в одном баке с перегородкой между топливом и окислителем, а также так называемая рама для крепления двигателя, обозначаемая на английском как Engine Thrust Frame (ETF - рама крепления двигателя). Последняя, с одной стороны, передает нагрузки двигателя в бак и на основную конструкцию, а с другой стороны, через основную конструкцию передает нагрузки носителя в бак и двигатель. Кроме того, подобные ступени ракет содержат топливные загрузочно-транспортные устройства, обозначаемые на английском языке как Propellant Management Devices (PMD - топливозаборное устройство), среди прочего, служащие для обеспечения двигателя безгазовым и тонкоочищенным топливом даже в случае минимального остаточного количества топлива или при замедлении завихрения жидкости.
Задачей изобретения является создание ступени ракеты вышеупомянутого типа таким образом, чтобы она имела как можно более малый вес и как можно более компактную конструкцию, а кроме того, как можно меньшую стоимость.
Изобретение решает эту задачу тем, что предусматривает в такой ступени ракеты то, что по меньшей мере одна часть рамы для крепления двигателя установлена внутри бака, причем эта часть рамы для крепления двигателя выполнена внутри бака настолько полностью замкнутой, что в баке создаются отделенные друг от друга области для содержания компонентов топлива.
Благодаря предусмотренному согласно изобретению объединению отдельных компонентов, таких как бак и рама для крепления двигателя, в единый блок достигается получение исключительно компактного устройства и вместе с тем значительное уменьшение веса, и, кроме того, таким образом, соответственно, сокращается также вес прилегающих структур. Благодаря компактной конструкции общая длина ступени ракеты согласно изобретению существенно меньше, чем в обычных конфигурациях, что, в свою очередь, также сокращает механические нагрузки, такие как, например, ветровые нагрузки и нагрузки, вызываемые полезным грузом. Кроме того, благодаря конструкции ступени ракеты, предусмотренной согласно изобретению, различные функции в соответствии с изобретением оптимально распределяются на отдельные компоненты. Так, например, по существу конусообразная рама для крепления двигателя одновременно используется для разделения в баке топлива и окислителя, кроме того, это уменьшает геометрические параметры.
Кроме того, компактность устройства еще более повышается также за счет предусмотренной в предпочтительном усовершенствованном варианте выполнения изобретения интеграции топливных загрузочно-транспортных устройств. Одновременно для передачи нагрузки используются компоненты топливных загрузочно-транспортных устройств, такие как направляющие перегородки и пополняемые гидробаки. Ступень ракеты согласно изобретению также обладает необходимой в отдельных случаях способностью к повторному запуску.
Ниже изобретение более подробно поясняется со ссылкой на чертежи, на которых показано:
фиг.1 - ступень ракеты в разрезе,
фиг.2 - участок устройства согласно фиг.1 в увеличенном виде,
фиг.3 - другой вид увеличенного участка устройства согласно фиг.1,
фиг.4 - повторно увеличенный вид участка устройства согласно фиг.3,
фиг.5-7 - виды различных форм баков для ступени ракеты,
фиг.8 и 9 - виды альтернативных устройств рам для крепления двигателя,
фиг.10 и 11 - два других вида альтернативных рам для крепления двигателя ступени ракеты.
На чертежах одинаковые детали или детали, соответствующие друг другу, обозначены одинаковыми ссылочными позициями.
На фиг.1 схематично показан вертикальный разрез ступени ракеты, в которой к основной конструкции 1 подсоединена конусообразная рама 2 для крепления двигателя, которая, в свою очередь, большей частью встроена - в случае показанного на данной фигуре устройства - в сферический бак 3, причем часть 2b рамы 2 для крепления двигателя размещена внутри бака, в то время как наружное кольцо 2а находится снаружи этого бака 3. Кроме того, устройство, изображенное на фиг.1, содержит двигатель 4, а также топливные загрузочно-транспортные устройства 5 с направляющими перегородками 5а и по меньшей мере с одним пополняемым гидробаком 5b. Как показано на фигуре, в этом устройстве бак 3 и рама 2 для крепления двигателя, установленные в традиционных ступенях ракеты обычно отдельно друг от друга, соединены друг с другом, без ограничений и нарушений их соответствующих функций.
Объединение конусообразной рамы 2 для крепления двигателя со сферическим баком 3 придает конусообразной раме 2 для крепления двигателя две дополнительные функции. Так, например, она за счет своего элемента, установленного в баке 3 и функционирующего в качестве перегородки 2b, делит бак 3, как, в частности, показано на фиг.1, на две области I и II. В одной из этих двух областей I и II во время размещения размещают топливо, а в другой - окислитель, благодаря чему устройству не требуется ни нескольких баков, ни установки отдельной перегородки. Кроме того, целесообразное регулирование давления между обеими областями I и II приводит к тому, что размеры конструкции конусообразной перегородки 2b могут быть сокращены до минимума.
При этом сферическая форма бака 3, изображенная на фиг.1, представляет собой оптимальную форму бака для хранения топлива и окислителя под давлением, если учитывается появление исключительно нагрузок давлением. Поскольку двигатель 4, как показано на фиг.1, соединен с остальной ступенью ракеты только в одном месте, а основная конструкция имеет по существу цилиндрическую форму, то конусообразная рама 2 для крепления двигателя одновременно образует оптимальную форму для передачи нагрузки как от цилиндра основной конструкции 1 в точку соединения для двигателя 4, так и обратно от нее.
Направляющие перегородки 5а располагаются перпендикулярно оси симметрии ступени ракеты и соединяют самую широкую часть бака 3 с выпускным отверстием бака для замедления завихрения жидкости и для ее направления к выпускному отверстию бака. Пополняемые гидробаки 5 закреплены над выпускными отверстиями бака и удерживают у выпускного отверстия достаточное количество жидкости с тем, чтобы, с одной стороны, благодаря силам поверхностного натяжения обеспечить отсутствие газа в топливе, а с другой стороны, добиться того, чтобы при повторном запуске двигателя 4 топливо подавалось сразу, еще до того как ускорение направит остаток топлива к выпускному отверстию бака. При этом направляющие перегородки 5а и пополняемые гидробаки 5b установлены в областях I и II бака 3.
На увеличенном виде участка вышеописанного устройства на фиг.2 показано, как в конце последней фазы горения ступени ракеты возможные остатки топлива 6 и окислителя 7 собираются под максимально допустимым углом в области топливных загрузочно-транспортных устройств 5. За счет отдельных углов, или соответственно вершин, в рамках созданной геометрии бака 3 и конусообразной рамы 2 для крепления двигателя остаточное количество топлива 6 и 7 в фазе активного участка полета уменьшается по сравнению с таковыми в обычных баках. В результате продольного ускорения жидкости 6 и 7 сжимаются в направлении дна бака, где установлен двигатель 4 и где находятся выпускные штуцеры бака для подающих трубопроводов. В общей сложности объединенная форма бака обеспечивает 50-процентое уменьшение остаточного количества топлива 6, 7 по сравнению с таковыми в обычных баках. Силы поверхностного натяжения, вызываемые наличием углов, еще более уменьшают остаточное количество топлива даже без необходимости монтажа для этого дополнительных топливных загрузочно-транспортных устройств.
Также увеличенный вид участка устройства согласно фиг.1 показан на фиг.3 и 4, на которых представлена область II бака 3 с направляющими перегородками 5а, а также с пополняемым гидробаком 5b, состоящим из пропускных отверстий 8а, подпираемых с помощью элемента 8b усиления, закрытого в свою очередь решетками 8с.
Интеграция в устройство топливных загрузочно-транспортных устройств 5 обеспечивает, как и конусообразная рама 2 для крепления двигателя, в области выпускных отверстий бака 3, как и конусообразная рама 2 для крепления двигателя, функцию несения нагрузки для передачи нагрузок двигателя в основную конструкцию 1. При этом направление нагрузки преимущественно проходит через конусообразную раму 2 для крепления двигателя, так что не требуется дополнительных опор. Направляющие перегородки в остальном выполняют свою функцию капилляров для связывания жидкости, направления ее в нижнюю часть бака 3 и удержания ее там. Следует упомянуть, что область I, показанная на фиг.1 и 2, также снабжена такими направляющими перегородками 5а и пополняемыми гидробаками 5b.
Поскольку оптимизация диаметра и высоты ступени ракеты зависит также от общей конфигурации носителя, то для оптимизации мощности носителя ступени ракеты важно, чтобы диаметр и длина могли варьироваться. Поскольку из-за чисто сферических сводчатых частей бака при определенных условиях могут возникнуть относительно большие пустоты, вследствие которых ступень носителя может оказаться чрезмерно большой, то чисто сферическая форма такого бака не во всех случаях является оптимальной. Поэтому на фиг.5-7 изображены возможные варианты баков, являющиеся в некоторых случаях более подходящими решениями. Это может быть бак с цилиндрической промежуточной частью 9, показанной на фиг.5, бак по существу с эллиптическими сводчатыми частями 10 согласно фиг.6 или же бак 11 с полусферическими сводчатыми частями 11, как показано на фиг.7.
В случае по существу конусообразной рамы 2 для крепления двигателя перегородка 2b с одной стороны может быть удлинена с помощью конусообразного кольца 2а, так называемого Conical Tank Attachment Ring (коническое крепежное кольцо бака), по направлению к основной конструкции 1, а с другой стороны посредством удлинителя 2с бака по направлению к двигателю 4, как это показано на фиг.8. При этом удлинитель 2с бака обеспечивает лучшую передачу перестановочных усилий исполнительного механизма и усилий двигателя. Однако эта конструкция совсем не так компактна и одновременно сложнее, чем конструкция без подобного удлинителя 2с бака. В то же время для лучшего использования имеющегося объема в порядке альтернативы, с другой стороны, можно полностью исключить конусообразное кольцо 2а, как это показано на фиг.9. Однако в таком случае нагрузки носителя должны восприниматься чашей бака.
В вышеописанных конструкциях рама для закрепления двигателя выполнена конусообразной. Однако в зависимости от системных требований она может также отличаться от этой формы. На фиг.10 и 11 изображены рамы с соответственно изогнутыми продольными поверхностями. Это может быть реализовано посредством вогнутого изгиба 13, как это показано на фиг.10, или же выпуклого изгиба 14 согласно фиг.11. При этом выбор оптимального изгиба продольных поверхностей рамы для закрепления двигателя, в числе прочего, зависит от перепада давлений между обеими камерами I и II бака и, кроме того, от точки соединения с основной конструкцией и от необходимых объемов обеих камер I и II бака. В любом случае при принятии во внимание изогнутых продольных поверхностей необходимо обеспечить постоянное воздействие перепада давлений в направлении изгиба, поскольку в противном случае существует опасность образования выпуклой части. Характеристика нагрузок двигателя также является менее благоприятной, поскольку более не образуется прямой линии и, кроме того, усложняется получение такой конусообразной структуры.