жидкостная ракетная двигательная установка

Формула изобретения

Жидкостная ракетная двигательная установка, содержащая торообразные баки горючего и окислителя с заборными устройствами, двигатель, расположенный в свободном внутриторовом объеме, отличающаяся тем, что баки горючего и окислителя выполнены в виде сегментов полого тора, ограниченных по торцам поверхностями с ненулевой кривизной, являющимися днищами этих баков.

Описание изобретения к патенту

Данное изобретение относится к ракетно-космической технике и, в частности, к жидкостным ракетным двигательным установкам (ЖРДУ).

Классическая компоновка ЖРДУ, при которой хранение компонентов топлива (окислителя и горючего) производится в двух раздельных баках, отделенных друг от друга межбаковым отсеком, обладает целым рядом недостатков, прежде всего некомпактностью, что увеличивает массу ЖРДУ, увеличивает габариты топливного отсека и ухудшает управляемость ракеты в полете [1].

Наиболее выгодным с массово-габаритной и эксплуатационной точек зрения для верхних ступеней ракетоносителей (РН) и космических разгонных блоков (РБ) являются тороидальные баки.

Известны блоки баков, содержащие расположенные по окружности основные баки, выполненные в виде тонкостенных сферических оболочек, соединенные друг с другом проставками (патент РФ 2092405, МПК⁶: В 64 G 1/40).

Известен автономный ракетный блок по патенту РФ 2043956 (МПК⁶: В 64 G 1/40), включающий кольцеобразный блок баков, содержащий расположенные диаметрально противоположно относительно продольной оси блока два сферических бака окислителя, два бака горючего, ракетный двигатель, установленный во внутреннем проеме блока баков.

Аналогом предлагаемого изобретения является блок баков по патенту РФ 2059541 (МПК⁶: В 64 G 1/40), содержащий равномерно расположенные по окружности емкости, соединенные с продольным осевым элементом и узлы крепления, при этом емкости выполнены в виде тонкостенных сферических оболочек, каждая из которых усечена двумя плоскостями, расположенными на одинаковом расстоянии от центров сфер и проходящими через продольную ось баков, соединенных друг с другом по контурам усечения, а внутренние полости баков отделены друг от друга непроницаемыми перегородками.

Недостатком указанного блока является необходимость наличия в каждом отдельном баке своего заборного устройства и запорной арматуры, что увеличивает массу блока в целом и снижает его надежность, особенно при выработке остатков топлива, так как из-за неравномерности выработки баков возможен прорыв газа в заборное устройство и срыв работы двигателя.

В случае использования одного заборного устройства на весь блок резко увеличатся остатки незабора топлива, что делает нецелесообразным применение такой схемы блока.

Известна конструкция ЖРДУ по патенту 2094331 (МПК⁶: В 64 G 1/40), содержащая торообразный блок основных баков, во внутреннем осевом объеме которого размещен ракетный двигатель, соосно ему установлены дополнительные торообразные баки.

Данная конструкция ЖРДУ выбрана в качестве прототипа.

Недостатками данной конструкции являются увеличенная масса и габариты блока из-за больших осевых габаритов, требующих применения более длинных и тяжелых силовых ферм, передающих усилия от двигателя, а также из-за наличия протяженных силовых шпангоутов торообразных баков.

Задачей изобретения является уменьшение осевых габаритов ЖРДУ и ее массы и, как следствие, улучшение управляемости блоков ракеты-носителя с использованием предложенной ЖРДУ.

Поставленная задача решается тем, что в жидкостной ракетной двигательной установке, содержащей торообразные баки горючего и окислителя с заборными устройствами, двигатель, расположенный в свободном внутриторовом объеме, баки горючего и окислителя выполнены в виде сегментов одного полого тора, ограниченных по торцам поверхностями с ненулевой кривизной, являющимися днищами этих баков.

На чертеже изображена предлагаемая ЖРДУ, где:

1 - бак горючего с днищами ненулевой кривизны;

2 - бак окислителя с днищами ненулевой кривизны;

3 - межбаковый отсек;

4 - двигатель;

5 - заборное устройство в баке горючего;

6 - заборное устройство в баке окислителя.

ЖРДУ состоит из баков горючего и окислителя с днищами ненулевой кривизны 1 и 2 и с заборными устройствами 5 и 6 соответственно. Двигатель 4 расположен в свободном внутриторовом объеме, например, со смещением относительно центральной продольной оси ЖРДУ. За счет этого с учетом разной плотности окислителя и горючего (плотность горючего, как правило, меньше) перед началом первого включения двигателя 4 обеспечивается горизонтальное рабочее положение установки при полных баках.

Устройство работает следующим образом. По мере выработки топлива растет наклон установки в сторону заборных устройств 5 и 6. Это позволяет минимизировать остатки незабора компонентов топлива и использовать лишь по одному заборному устройству на каждый бак (1 и 2), что позволяет сохранить надежность ЖРДУ. Эта же задача может быть решена и при установке качающегося или смещающегося двигателя.

Между собой баки горючего и окислителя могут разделяться межбаковым отсеком 3 с теплоизоляцией, если компоненты топлива несовместимы между собой по температурам эксплуатации, если же компоненты в этом смысле совместимы, то межбаковый отсек не нужен.

При сравнимой высоте двигателя 4 и диаметра баков 1, 2 предложенная моноторовая компоновка позволяет минимизировать осевые габариты ЖРДУ при заданном необходимом объеме баков. Расчеты, проведенные для РБ с 6-тонным рабочим запасом топлива, показали, что при использовании моноторовой компоновки для топливной пары - керосин и кислород - осевой габарит снизился до 1300 мм, против ~2500 мм при использовании других компоновок.

Все элементы моноторовой ЖРДУ являются хорошо известными, и изготовление предложенной ЖРДУ возможно на существующих производствах ракетно-космической промышленности без значительного изменения применяемых технологий и оборудования.

Источники информации

1. Козлов А.А. Системы питания и управления жидкостных ракетных двигательных установок: Учебник для студентов авиадвигательных специальных вузов. - М.: Машиностроение, 1988. -352 с.: ил.

2. Синярев Г.Б. Жидкостные ракетные двигатели. Оборонгиз, 1955 г. - 488 с.: ил.