МНОГОСТУПЕНЧАТАЯ РАКЕТА И СПОСОБ ОТДЕЛЕНИЯ ОТРАБОТАННЫХ ЧАСТЕЙ
MULTISTAGE ROCKET AND METHOD FOR SEPARATING WASTE PARTS

Изобретение относится к ракетной технике, в которой создание многоступенчатых ракет с минимальной массой и относительно повышенным значением полезного груза является актуальной задачей, особенно для многоступенчатых ракет легкого класса, а более конкретно, к устройству многоступенчатой ракеты и способу отделения отработанных частей.
Известны многоступенчатые ракеты, содержащие основной разгонный блок, который представлен корпусом, головным обтекателем, после которого последовательно расположены относительно продольной оси отсек для полезного груза, основные топливные баки, турбонасосные агрегаты жидкостных ракетных двигателей основного разгонного блока, связанные с топливными баками (см. патент РФ №2406660 от 12.10.2009 г., B64G 1/00).
0
0
В такой многоступенчатой ракете жидкостные ракетные двигатели установлены на каждой ступени, связаны с каждым из топливных баков своей ступени. При отделении отработанной ступени отделению подлежит и ее жидкостный ракетный двигатель. Такое решение было оправданным при ограниченном ресурсе по времени работы жидкостного ракетного двигателя, связанном с несовершенством конструкции жидкостных ракетных двигателей, несовершенством технологии их изготовления и низкой номенклатуры применяемых материалов. Недостатком такой многоступенчатой ракеты является нерациональное использование жидкостного ракетного двигателя, сбрасываемого в составе первой ступени ракеты, затраты на создание и изготовление которого весьма значительные, особенно для энергоемких жидкостных ракетных двигателей с дожиганием, по сравнению с затратами на другие составные части многоступенчатой ракеты. Кроме того, работа жидкостных ракетных двигателей последующих ступеней связана с некоторым риском по обеспечению их надежных нестационарных процессов запуска, начала работы и выхода на режим, что для жидкостных ракетных двигателей требует отработки в земных условиях с обеспечением так называемых, «высотных» условий с использованием барокамер, газодинамических труб и других средств, что удорожает наземную отработку. Испытание «высотных» жидкостных ракетных двигателей в земных условиях неизбежно приводит к нерасчетных силовым динамическим воздействиям сопла с высокими степенями расширения. К тому же разгонные блоки последних ступеней характеризуются непропорциональным соотношением массы к тяге. Для жидкостных ракетных двигателей малых тяг проблемным вопросом является получение высокого удельного импульса тяги, необходимость длительной работы с высокой надежностью работы, при том, что массу агрегатов не удается снизить до приемлемых пределов, так как масса агрегатов при уменьшении тяги снижается в соотношении √R/R, где R - уменьшенная тяга вновь создаваемого жидкостного ракетного двигателя, R - тяга исходного жидкостного ракетного двигателя разгонного блока. Материальные затраты на создание и отработку такого разгонного блока могут быть значительными и превалирующими даже в составе всей многоступенчатой ракеты, что является ограничением для применения такой многоступенчатой ракеты для коммерческих средств выведения полезной нагрузки, особенно для многоступенчатых ракет малого класса.
Известны многоступенчатые ракеты, содержащие основной разгонный блок, который представлен корпусом, головным обтекателем, после которого последовательно расположены относительно продольной оси отсек для полезного груза, основные топливные баки, турбонасосные агрегаты жидкостных ракетных двигателей основного разгонного блока, связанные с топливными баками. Кроме того, дополнительный разгонный блок, параллельно соединенный с основным разгонным блоком, содержит основные топливные баки, турбонасосные агрегаты жидкостных ракетных двигателей дополнительного разгонного блока, связанные с топливными баками, включаемые в работу одновременно с жидкостным ракетным двигателем при старте многоступенчатой ракеты со стартового стола (см. справочник под редакцией Шустова И.Г. «Двигатели 1944-2000: авиационные, ракетные, морские, наземные», М., изд. «АКС-Конверсалт, 2000 г., стр. 96, РД-0120).
В такой многоступенчатой ракете жидкостный ракетный двигатель второй ступени РД0120 на жидком кислороде и жидком водороде запускается на стартовом столе и работает вначале как двигатель первой ступени. Преимущество запуска на стартовом столе двигателя РД0120 являлось, кроме создания дополнительной тяги, обеспечивающей подъем многоступенчатой ракеты, обеспечение запуска всех двигателей многоступенчатой ракеты, контроль работы для принятия решения о старте уникальной многоступенчатой ракеты и гарантию его работы в составе второй ступени. С ростом совершенства жидкостных ракетных двигателей и повышения их ресурса за счет применения новых технологий, проверке на контрольно-технологических испытаниях на испытательных стендах в земных условиях, достигнуты повышенные времена их безотказной работы, в том числе и на режимах пониженной силы тяги. В связи с этим, использование многофункционального жидкостного ракетного двигателя как для первой, так и для последующих ступеней, особенно для многоступенчатых ракет малого класса является наиболее целесообразным.
Известны также многоступенчатая ракета, содержащая основной разгонный блок, который представлен корпусом, головным обтекателем, после которого последовательно расположены относительно продольной оси отсек для полезного груза, основные топливные баки, турбонасосные агрегаты жидкостных ракетных двигателей основного разгонного блока, связанные с основными топливными баками, содержащая дополнительные топливные отсеки, выполненные с возможностью их крепления с помощью управляемых узлов отсоединения на основных топливных баках и отделения от основного разгонного блока и снабженные системой наддува и магистралями, соединяющими дополнительные топливные отсеки с основными топливными баками (патент РФ №2693122 от 27.12.2017 г., F42B 15/12 - прототип).
Недостатком известной многоступенчатой ракеты является то, что дополнительные топливные отсеки связаны непосредственно с жидкостным ракетным двигателем, что усложняет конструкцию узла разделения, так как при отключении дополнительных отсеков и включении питания жидкостного ракетного двигателя от основных топливных баков неизбежно происходит нарушение непрерывности режима работы жидкостного ракетного двигателя.
Задачей предлагаемого изобретения является устранение вышеприведенных недостатков, обеспечение непрерывности режимных параметров работы многофункционального жидкостного ракетного двигателя на всех ступенях работы многоступенчатой ракеты, как в составе первой ступени, так и в составе последующих ступеней многоступенчатой ракеты, в том числе, и в период времени непосредственного отделения и сброса отработанных дополнительных топливных отсеков, которая решается следующим образом:
- в многоступенчатой ракете, содержащей основной разгонный блок, который представлен корпусом, головным обтекателем, после которого последовательно расположены относительно продольной оси отсек для полезного груза, основные топливные баки, турбонасосные агрегаты жидкостных ракетных двигателей основного разгонного блока, связанные с основными топливными баками, содержащая дополнительные топливные отсеки, выполненные с возможностью их крепления с помощью управляемых узлов отсоединения на основных топливных баках и отделения от основного разгонного блока и снабженные системой наддува и магистралями, соединяющими дополнительные топливные отсеки с основными топливными баками, магистрали, соединяющие дополнительные топливные отсеки с основными топливными баками, выполнены в виде трубопроводов с установленными на них последовательно пуско-отсечными клапанами и перекачивающими насосами с приводами;
- в многоступенчатой ракете привод перекачивающего насоса выполнен в виде гидротурбины, вход которой соединен с выходом насоса одноименного компонента турбонасосного агрегата жидкостного ракетного двигателя, а выход - с узлом ввода компонента на входе в перекачивающий насос;
- привод перекачивающего насоса выполнен в виде газовой турбины, вход в которую соединен с выходом гелиевой системы наддува жидкостного ракетного двигателя, а выход - с полостью газовой полости в верхней части дополнительного топливного отсека;
- узел ввода компонента на входе в перекачивающий насос выполнен в виде струйного эжектора;
- трубопроводы магистралей, соединяющих дополнительные топливные баки с основными баками, выполнены объединенными с узлами крепления дополнительных топливных отсеков к основным топливным бакам;
- отделения отработанных частей ракеты, включающем последовательное отделение отработавших частей, в том числе, и дополнительных топливных отсеков, газодинамическими двигателями, от ее основного разгонного блока в процессе полета ракеты управляемым разрушением трубопроводов, в качестве газодинамических двигателей используют остающиеся на дополнительных топливных отсеках спрофилированные участки трубопроводов до пуско-отсечных клапанов и в качестве давления рабочей среды остаточное давление газокомпонентной смеси паров компонентов и газов наддува.
Предлагаемое изобретение представлено на чертеже фиг. 1-8 (на фиг. 1 изображен общий вид многоступенчатой ракеты с многофункциональным жидкостным ракетным двигателем с основными топливными баками и дополнительными топливными отсеками, на фиг. 2 продольный разрез многоступенчатой ракеты с основными топливными баками и дополнительными топливными отсеками, на фиг. 3 изображен местный разрез перекачивающего насоса и гидротурбиной привода с пуско-отсечным клапаном и управляемым узлом отсоединения, на фиг. 4 изображен местный разрез перекачивающего насоса с газовой турбиной привода и пуско-отсечным клапаном и управляемым узлом отсоединения, на фиг. 5 изображен местный вид сбоку на двигательную установку из двух однокамерных жидкостных ракетных двигателей с дожиганием с качанием камер в карданной подвеске, на фиг. 6 изображен местный вид сбоку на двигательную установку из двух однокамерных жидкостных ракетных двигателей с дожиганием с качанием камер в карданной подвеске с выдвижным насадком сопла в сложенном его положении для работы первой ступени, на фиг. 7 изображен местный вид сбоку на двигательную установку из двух однокамерных жидкостных ракетных двигателей с дожиганием с качанием камер в карданной подвеске с выдвижным насадком сопла в выдвинутом положении, на фиг. 8 изображен узел отсоединения магистрали системы наддува дополнительного топливного отсека), где показаны следующие агрегаты:
1. Основной разгонный блок;
2. Корпус;
3. Головной обтекатель;
4. Отсек для полезного груза;
5. Основной топливный бак окислителя;
6. Основной топливный бак горючего;
7. Турбонасосный агрегат;
8. Жидкостный ракетный двигатель;
9. Дополнительный топливный отсек;
10. Управляемый узел отсоединения;
11. Управляемый узел отделения;
12. Система наддува основных топливных баков и дополнительных топливных отсеков;
13. Магистраль;
14. Трубопровод;
15. Пуско-отсечной клапан;
16. Перекачивающий насос;
17. Привод;
18. Гидротурбина;
19. Вход гидротурбины;
20. Выход насоса;
21. Выход гидротурбины;
22. Узел ввода компонента;
23. Вход перекачивающего насоса;
24. Струйный эжектор;
25. Трубопровод;
26. Магистраль;
27. Узел крепления;
28. Баллон;
29. Пусковой клапан;
30. Теплообменник;
31. Газовод;
32. Трубопровод подвода гелия;
33. Трубопровод отвода гелия;
34. Верхняя полость основного топливного бака окислителя;
35. Верхнее днище основного топливного бака окислителя;
36. Верхняя полость дополнительного топливного отсека;
37. Газовая турбина;
38. Вход газовой турбины;
39. Выход трубопровода отвода гелия;
40. Выход газовой турбины;
41. Магистраль;
42. Пуско-отсечной клапан;
43. Газодинамический двигатель;
44. Спрофилированный участок трубопровода;
45. Выдвижной насадок сопла.
Многоступенчатая ракета, содержит основной разгонный блок 1, который представлен корпусом 2, головным обтекателем 3, после которого последовательно расположены относительно продольной оси отсек для полезного груза 4, основной топливный бак окислителя 5, основной топливный бак горючего 6, турбонасосные агрегаты 7 в составе двух спаренных жидкостных ракетных двигателей 8, связанные с основными топливными баками окислителя 5 и основными топливными баками горючего 6, содержит дополнительные топливные отсеки 9, выполненные с возможностью их крепления с помощью управляемых узлов отсоединения 10 на основных топливных баках окислителя 5 и с помощью управляемых узлов отделения 11 от основного разгонного блока 1 и снабженные системой наддува 12 и магистралями 13, соединяющими дополнительные топливные отсеки 9 с основными топливными баками окислителя 5.
Магистрали 13, соединяющие дополнительные топливные отсеки 9 с основными топливными баками окислителя 5, выполнены в виде трубопроводов 14 с установленными на них последовательно пуско-отсечными клапанами 15 и перекачивающими насосами 16 с приводами 17. Привод 17 перекачивающего насоса 16 выполнен в виде гидротурбины 18, вход которой 19 соединен с выходом насоса 20 одноименного компонента турбонасосного агрегата жидкостного ракетного двигателя 7, а выход гидротурбины 21 соединен с узлом ввода компонента 22 на входе 23 в перекачивающий насос 16. Узел ввода компонента 22 на входе 23 в перекачивающий насос 16 выполнен в виде струйного эжектора 24. Трубопроводы 25 магистралей 26, соединяющие дополнительные топливные отсеки 9 с основным топливным баком окислителя 5, выполнены объединенными с узлами крепления 27 дополнительных топливных отсеков 9 к основному топливному баку окислителя 5. Система наддува 12 состоит из баллонов 28 с инертным газом гелием, пусковых клапанов 29, теплообменников 30 на газоводах 31 жидкостных ракетных двигателей 7, трубопроводов подвода гелия 32 от баллонов 28 с инертным газом гелием к теплообменникам 30 и трубопроводов отвода гелия 33 от теплообменников 30 в верхнюю полость 34 под верхним днищем 35 основного топливного бака окислителя 5 и в верхнюю полость 36 дополнительного топливного отсека 9. Как вариант снабжения перекачивающего насоса 16 приводом 17, привод 17 выполнен в виде газовой турбины 37, вход 38 в которую соединен с выходом 39 трубопроводов отвода гелия 33 от теплообменников 30 системы наддува 12, а выход 40 с помощью магистрали 41 с установленным на ней пуско-отсечным клапаном 42 - с верхней полостью 36 дополнительного топливного отсека 9. Для упрощения отделения дополнительных топливных отсеков 9 способ отделения отработанных частей включает последовательное отделение отработавших частей, в том числе и отработанных дополнительных топливных отсеков 9 отделения от ее основного разгонного блока в процессе полета ракеты управляемым разрушением трубопроводов 25, в качестве газодинамических двигателей 43 используют остающиеся на дополнительных топливных отсеках 9 спрофилированные участки 44 трубопроводов 25 до пуско-отсечных клапанов 15 и в качестве давления рабочей среды остаточное давление газокомпонентной смеси паров компонентов и газов наддува в дополнительных топливных отсеках 9. Жидкостный ракетный двигатель 8 может быть снабжен выдвижным насадком сопла 45 для обеспечения более эффективной работы как на первой ступени его работы в собранном положении выдвижного насадка сопла 45, так и на последующих ступенях работы с выдвинутым выдвижным насадком сопла 45.
Многоступенчатая ракета работает следующим образом. По команде на запуск запускаются два спаренных жидкостных ракетных двигателя 8. Турбонасосный агрегат 7 с помощью насосов обеспечивает подачу компонентов топлива от основного топливного бака окислителя 5 и от основного топливного бака горючего 6 к агрегатам жидкостного ракетного двигателя 8. Пуско-отсечной клапан 15 по команде от системы управления открывается и компонент (окислитель) от дополнительного топливного отсека 9 по магистрали 13 в виде трубопровода 14, снабженного узлом управляемого отделения 11, поступает на вход перекачивающего насоса 16, который приводится во вращение гидротурбиной 18, приводящейся во вращение компонентом (окислителем), поступающим на вход гидротурбины 19 и отбираемым от насоса окислителя турбонасосного агрегата 7. При работе жидкостного ракетного двигателя 8 перекачивающий насос 16 обеспечивает замещение окислителя в основном топливном баке окислителя 5 по мере его выработки жидкостным ракетным двигателем 8 за счет поступления его от дополнительного топливного отсека 9. От выхода гидротурбины 21 компонент (окислитель) поступает в узел ввода компонента 22 в виде струйного эжектора 25 и далее на вход перекачивающего насоса 24. Дополнительно струйный эжектор 25 повышает работоспособность перекачивающего насоса 16. При работе жидкостного ракетного двигателя 8 происходит постепенная выработка компонента (окислителя) и дополнительного отсека 9 перекачкой его в основной топливный бак окислителя 5. Происходит выработка горючего из основного топливного бака горючего 6. Система наддува основных топливных баков и дополнительных топливных отсеков 12 обеспечивает поступление гелия от баллона 28 через открытый пуско-отсечной клапан 29 с помощью трубопровода подвода гелия 32 в теплообменник 30, в котором он подогревается через стенки газовода 31 генераторным газом после турбины жидкостного ракетного двигателя 8 для повышения его работоспособности, и далее с помощью трубопровода отвода гелия 33 - в верхнюю полость 34 основного топливного бака окислителя 35 ив верхнюю полость 36 дополнительного топливного отсека 9 для создания давления компонента (окислителя) в основном топливном баке окислителя 5 и дополнительном топливном отсеке 9. Работа перекачивающего насоса 16 с одним из вариантов выполнения привода 17 в виде газовой турбины 37 обеспечивается за счет использования части энергии газов наддува с использованием существующих для наддува трубопроводов. На вход газовой турбины 38 поступает гелий, а далее с выхода трубопровода отвода гелия 39 одна часть поступает в верхнюю часть 34 основного топливного бака окислителя 5, а вторая часть через магистраль 41 с установленным на ней пуско-отсечным клапаном 42 - в верхнюю полость 36 дополнительного топливного отсека 9.
В случае использования в качестве привода 17 гидротурбины 18 и в случае использования привода 17 в виде газовой турбины 37 рабочее тело (компонент или гелий наддува) не подлежит выбросу из топливного бака, а используется в дальнейшем для работы жидкостного ракетного двигателя и ступени ракеты в целом. При полной выработке компонента из дополнительного отсека 9 от системы управления поступает команда на управляемый узел отсоединения 10 и управляемый узел отделения 11 дополнительного отсека 9. Пуско-отсечные клапаны 15, а также пуско-отсечные клапаны на магистралях на входе 19 в гидротурбину 18 или пуско-отсечные клапаны на трубопроводе отвода гелия 33 закрываются по команде от системы управления, прекращается работа перекачивающих насосов 16. Узел отсоединения 10, выполненный с помощью известных средств, применяемых для быстроразъемных соединений с применением пиротехнических средств, обеспечивает отсоединение дополнительных топливных отсеков 9 с помощью управляемого узла отделения 11. За счет остаточного давления газокомпонентной смеси в дополнительных топливных отсеках 9 происходит их выход через спрофилированный участок трубопровода 44, обеспечивая реактивную боковую силу на дополнительный топливный отсек 9 и его отделение от основного топливного бака окислителя 5 многоступенчатой ракеты. Работа жидкостного ракетного двигателя 8 продолжается с дальнейшей выработкой компонентов топлива из основного топливного бака окислителя 5 и основного топливного бака горючего 6 без нарушения работы жидкостного ракетного двигателя, так как не происходит переключение магистралей подвода компонентов при сбросе, причем жидкостный ракетный двигатель 8 может работать в дальнейшем с переводом его в высотные условия с выдвинутым выдвижным насадком сопла 45, без отработанных дополнительных топливных отсеков, обеспечивая вывод отсека для полезного груза 4 с меньшей массой топливных баков на величину сброшенных дополнительных топливных отсеков 9. Многофункциональный жидкостный ракетный двигатель 8 на последующих ступенях работы многоступенчатой ракеты для точности выведения может быть переведен на режим пониженной тяги, что при определенных условиях не потребует использования дополнительных разгонных блоков для вывода отсека полезного груза 4, особенно для многоступенчатых ракет малого класса.
Таким образом, предлагаемое изобретение обеспечивает непрерывность получения режимных параметров работы многофункционального жидкостного ракетного двигателя на всех ступенях работы многоступенчатой ракеты, как в составе первой ступени, так и в составе последующих ступеней многоступенчатой ракеты, в том числе и в период отрезка времени непосредственного отделения и сброса отработанных дополнительных топливных отсеков.