Система спасения ракетных двигателей

Авторы патента:


 

Система спасения используется преимущественно для спасения жидкостных ракетных двигателей с целью их повторного или многократно применения в составе первых (полуторных) ступеней ракет.

Система спасения ракетных двигателей содержит капсулу, состоящую из защитного днища и бокового кожуха; капсула включает в себя парашютный отсек, отсек с посадочным устройством, при этом капсула крепится к силовой раме двигателя; по меньшей мере один стабилизирующий парашют; по меньшей мере один основной парашют; по меньшей мере одно посадочное устройство; отсек с посадочным устройством расположен в защитном днище капсулы; инициализация систем выпуска парашюта, надувания посадочного устройства, запуска двигателей мягкой посадки осуществляется от автоматических устройств.

Посадочное устройство представляет собой надувной плот или пневмоподушку или двигатели мягкой посадки.

Парашютный отсек и отсек с посадочным устройством закрыты крышками, сбрасываемыми при инициализации соответствующих систем.

Щель между сопловой частью двигателя и открытым сечением капсулы закрыта гибким защитным чехлом.

Капсула вмещает несколько автономных ракетных двигателей.

Основной парашют является многокупольным.

Надувной плот содержит водонепроницаемую мембрану, надувные секции и упругие стропы.

Надувной плот содержит автоматическую откачивающую помпу.

Пневмоподушка содержит выпускные клапаны.

Система содержит радиомаяк или систему обнаружения.

Техническим результатом заявленной полезной модели является повышение надежности системы спасения.

Область техники

Полезная модель относится к области ракетно-космической техники и может найти применение при создании новых или модернизации существующих одноразовых ракетно-космических систем выведения в системы с элементами многократного использования.

Система спасения используется преимущественно для спасения жидкостных ракетных двигателей с целью их повторного или многократного применения в составе первых (полуторных) ступеней ракет.

Уровень техники

Известно два принципиальных способа спасения элементов ракетно-космических систем с целью их многократного использования.

Один из способов заключается в спасении всей ступени ракетно-космической системы, включающей ракетный двигатель и топливные баки (RU 2318704, US 4832288, US 6158693, US 6450452, US 6616092, RU 2492123, RU 2442727, US 6817580, RU 2202500).

Основной недостаток отмеченных способов заключается в том, что их задачей является спасение конструкции большой массы и габаритов. Способы сложны и подразумевают использование множества дополнительных элементов: двигатели маневрирования, крыло, оперение, шасси, топливо для обеспечения торможения и управляемого спуска, парашюты, аппаратуру управления и тому подобное. Это значительно увеличивает массу всей ракетно-космической системы и существенно уменьшает вес выводимого полезного груза, что приводит к увеличению стоимости его выведения.

Также, тяжелые системы спасения сложны, дороги при разработке и эксплуатации, а значит, требуют большого числа пусков, для окупаемости. В связи с этим, используемый в ступени ракетный двигатель должен обладать высоким ресурсом и запасом работы, но разработка, доводка и эксплуатация подобного двигателя весьма затратные. Необходимость в гигантских финансовых вложениях, практическое отсутствие экономической эффективности, из-за низкого спроса на пусковые услуги и большой конкуренции, делают подобные схемы нереализуемыми. Это подтверждается тем, что ни один из обозначенных способов не применяется на практике в настоящее время, а все действующие ракетно-космические комплексы полностью одноразовые.

Решить проблему экономической неэффективности систем спасения может кардинально иной, более простой второй способ, заключающийся в спасении только ракетного двигателя.

Подобный способ описывается в патенте US 4830314, где жидкостный ракетный двигатель помещен в сферическую капсулу. Во время работы двигателя, при взлете ракеты, его реактивная струя выходит через отверстие в капсуле. После остановки двигателя капсула с двигателем отделяется от ракеты, а все отверстия капсулы закрываются люками, делая ее герметичной.

Спасение двигателя предусматривается с около космических высот. Спуск капсулы происходит неуправляемо, на скоростях близких к космическим. Поэтому капсула покрыта теплоизолирующим слоем, дабы не допустить перегрева двигателя. Кроме того, во время падения, капсула должна хаотично вращаться с целью снижения тепловых нагрузок, действующих на оболочку капсулы. После уменьшения скорости падения дальнейшее торможение до приемлемых скоростей осуществляется с помощью парашютов.

Недостатками данного способа являются:

- необходимость обеспечения герметичности капсулы, для чего система содержит сложные люковые механизмы и уплотнительные элементы;

- тяжелая силовая оболочка капсулы для восприятия высоких аэродинамических нагрузок;

- наличие теплозащитного покрытия;

- в случае применения многокамерного двигателя сферическая капсула может выходить за поперечные габариты ракеты, создавая дополнительное аэродинамическое сопротивление;

- способ не предусматривает снижение ударных нагрузок, возникающих при контакте с поверхностью земли;

- требование вращения капсулы при спуске требует точного совпадения центра масс и центра сопротивления всей системы с целью не разрушения системы.

Описанный способ наиболее близок к предлагаемой системе спасения и может быть принят в качестве наиболее близкого аналога.

Раскрытие полезной модели

Задачей, на решение которой направлена предлагаемая система спасения, является снижение стоимости выведения полезного груза за счет повторного либо многократного использования ракетного двигателя, спасаемого простой, легкой и надежной системой.

Предлагаемая система спасения ракетного двигателя конструктивно проста, не требует обеспечения полной герметичности, избыточной прочности, не содержит механизмов, специальных средств управления, навигации и маневрирования, предназначена для спасения только двигателя и поэтому имеет минимальный вес. В связи с этим проигрыш в массе выводимого полезного груза, по отношению к одноразовым ракетно-космическим системам, будет минимальным, а значит, стоимость отработки системы спасения и сроки ее окупаемости будут малы.

Кроме того, выработавший свой ресурс, многократно использованный двигатель, при последнем использовании не предусматривает применения системы спасения, поэтому в этом случае потери в массе полезного груза не будет, что повлияет на снижение стоимости его выведения.

Малые сроки окупаемости системы спасения позволят отказаться от необходимости создания под систему двигателя с высоким ресурсом работы, поэтому применить систему можно уже к существующим ракетно-космическим комплексам при незначительной доработке двигательного отсека. При этом возможно обеспечить не выход габаритных размеров капсулы системы спасения за мидель ракеты.

Заявленная система спасения также будет защищать двигатель от нагрузок, возникающих при спуске в атмосфере, осуществлять торможение с использованием силы сопротивления атмосферы, поглощать удар при приземлении или приводнении, и, в случае приводнения, обеспечивать плавучесть. Спуск системы спасения осуществляется неуправляемо. Стабилизирующий парашют будет обеспечивать самоориентирование по направлению спуска. После входа в плотные слои атмосферы торможение до приемлемых скоростей будет обеспечено основным парашютом.

Специальные средства теплозащиты системы спасения не предусмотрены, так как ее отделение от ракеты предусмотрено лишь на высотах ниже орбитальных, при скоростях ниже космических, что, в частности, характерно для ракетных двигателей первых и полуторных ступеней ракет-носителей космического назначения. При этих условиях аэродинамический нагрев конструкции незначителен.

Техническим результатом заявленной полезной модели является повышение надежности системы спасения.

Технический результат достигается тем, что система спасения ракетных двигателей содержит капсулу, состоящую из защитного днища и бокового кожуха; капсула включает в себя парашютный отсек, отсек с посадочным устройством, при этом капсула крепится к силовой раме двигателя; по меньшей мере один стабилизирующий парашют; по меньшей мере один основной парашют; по меньшей мере одно посадочное устройство; отсек с посадочным устройством расположен в защитном днище капсулы; инициализация систем выпуска парашюта, надувания посадочного устройства, запуска двигателей мягкой посадки осуществляется от простейших автоматических устройств.

Посадочное устройство представляет собой надувной плот или пневмоподушку или двигатели мягкой посадки.

Парашютный отсек и отсек с посадочным устройством закрыты крышками, сбрасываемыми при инициализации соответствующих систем.

Щель между сопловой частью двигателя и открытым сечением капсулы закрыта гибким защитным чехлом.

Капсула вмещает несколько автономных ракетных двигателей.

Основной парашют является многокупольным.

Надувной плот содержит водонепроницаемую мембрану, надувные секции и упругие стропы.

Надувной плот содержит автоматическую откачивающую помпу.

Пневмоподушка содержит выпускные клапаны.

Система содержит радиомаяк или иную систему обнаружения.

Краткое описание чертежей

Полезная модель поясняется чертежами, где фиг.1 показывает конфигурацию системы спасения однокамерного жидкостного ракетного двигателя, способ крепления капсулы системы спасения к ракете, пример расположения отсеков вспомогательных систем и магистралей подвода компонентов топлива;

фиг.2 показывает пример крепления двигателя к капсуле и способ передачи тяги двигателя к ракете, а также передачу усилий от парашютов на элементы конструкции;

фиг.3 показывает конфигурацию отсека с посадочным устройством (плот или пневмоподушка или двигатели мягкой посадки), способ размещения в нем трубопроводов и упаковки посадочного устройства;

фиг.4 показывает конфигурацию системы обеспечения плавучести капсулы при приводнении (при инициализации во время снижения), включающую надувной плот, водонепроницаемую мембрану и стропы;

фиг.5 показывает конфигурацию системы обеспечения плавучести капсулы при приводнении (после приводнения), включающую надувной плот, водонепроницаемую мембрану и стропы;

фиг.6 показывает конфигурацию пневмоподушки при приземлении системы спасения на твердую поверхность (при инициализации во время снижения);

фиг.7 показывает конфигурацию пневмоподушки при приземлении системы спасения на твердую поверхность (в момент приземления, после поглощения посадочного удара);

фиг.8 показывает вариант капсулы спасения оборудованной двигателями мягкой посадки (крышка посадочной секции отброшена) при приземлении системы спасения на твердую поверхность;

фиг.9 показывает схему применения системы спасения жидкостного ракетного двигателя первой ступени космической ракеты-носителя.

Осуществление полезной модели

Система спасения состоит из негерметичной капсулы (на фиг.1 показана условно полупрозрачной), защищающей двигатель (9) от возможного повреждения при спуске в атмосфере, приводнении и приземлении. В состав капсулы входят парашютный отсек (22) и отсек с посадочным устройством (24), которое представляет собой надувной плот (фиг.4, 5) для приводнения или пневмоподушку (фиг.6, 7). Упаковка с посадочным устройством (25) показана на фиг.3. В качестве посадочного устройства, при приземлении на твердую поверхность, вместо надувной подушки могут быть использованы двигатели мягкой посадки, которые представляют собой ракетные двигатели на твердом топливе - РДТТ (фиг.8).

Конструкция капсулы включает в себя днище, являющееся ее основной силовой частью и воспринимающее наибольшие аэродинамические нагрузки при спуске и ударные нагрузки при приводнении или приземлении, а также боковой кожух (10), препятствующий прямому воздействию окружающей среды на внутренности двигательного отсека и защищающий их от повреждений и загрязнений. Капсула крепится к ракете с помощью кронштейна крепления капсулы к ракете (15). Парашютный отсек (22) по компоновочным соображениям может находиться как внутри, так и сбоку капсулы. Отсек с посадочным устройством (24) расположен в днище капсулы. Данные отсеки с наружной стороны закрыты, соответственно, крышкой парашютного отсека (11) и крышкой отсека посадочного устройства (12), сбрасываемыми при инициализации соответствующих систем. При этом крышка отсека посадочного устройства (12) также является частью защитного днища.

Ракетный двигатель (9) (может быть одно или многокамерным) расположен в капсуле способом, не ограничивающим его функциональность, допуская его качание, выдвижение и уборку соплового насадка (если он предусмотрен), а также работу на предусмотренных для двигателя режимах. Сопловая часть двигателя (9) может выступать за габариты капсулы. С целью предохранения от попадания продуктов сгорания двигателя (9) внутрь капсулы, щель между сопловой частью двигателя (9) и открытым сечением капсулы, закрывается гибким защитным чехлом (21). Капсула крепится к силовой раме двигателя (19) и не включается в силовую схему передачи силы тяги на ракету.

Боковой кожух капсулы (10) имеет простейшую технологичную геометрию (цилиндрическую или коническую) и минимальный конструкционный вес (поскольку деталь не силовая).

В капсуле может находиться один или несколько ракетных двигателей, работающих автономно друг от друга. Количество и размеры двигателей будут определять габариты капсулы системы спасения.

Двигатель (9) в капсуле системы спасения прикрепляется к ракете со стороны защитного днища. Силовое соединение двигателя (9) с ракетой, соединение трубопроводов подвода топлива (13) от баков ракеты к двигателю (9), а также другие связи - разделяющиеся, и осуществлены с помощью пироболтов (16), либо с помощью другого известного специалистам способа. Подвод компонентов топлива к двигателю (9) осуществляется по трубопроводам (13), проходящим через отверстия в периферийном кожухе капсулы либо через отверстия в защитном днище капсулы (12) через отсек посадочного устройства (24). В этом случае посадочное устройство располагается с огибанием трубопроводов (13). Топливный бак первой ступени (14) показан на фиг.1 условно полупрозрачным. Трубопроводы подвода топлива (13) показаны на фиг.3 условно полупрозрачными.

В полете, после выполнения двигателем (9) всех предусмотренных для него функций по разгону ракеты, либо при аварийной ситуации, ракетный двигатель (9) выключается, срабатывает система разделения связей двигателя (9) с ракетой, выпускается стабилизирующий парашют. И капсула с двигателем (9) отделяется от ракеты, осуществляя неуправляемый баллистический полет с дальнейшим снижением по направлению к поверхности Земли. В процессе отделения от ракеты и во время последующего полета, капсула с помощью стабилизирующего парашюта ориентируется силовым защитным днищем (12), воспринимающим скоростной напор, по направлению движения. Так исключается негативное воздействие окружающей среды на не силовую (периферийную) часть капсулы и открытые элементы ракетного двигателя (9) (сопловая часть). Парашюты крепятся с помощью парашютных канатов (20) к узлам крепления парашютных канатов (17). Кроме того, стабилизирующий парашют выполняет часть работы торможения, снижая тем самым аэродинамические нагрузки, действующие на оболочку капсулы. Тормозное усилие со стабилизирующего и основного парашютов передается непосредственно на силовую раму двигателя (19) через силовые детали парашютной подвески (18).

На фиг.9 показана схема спасения жидкостного ракетного двигателя первой ступени ракеты-носителя. Позицией 1 обозначен старт ракеты-носителя; 2 - отделение первой ступени; 3 - выпуск стабилизирующего парашюта; 4 - отделение топливного бака первой ступени; 5 - спуск на стабилизирующем парашюте; 6 - выпуск и спуск на основном парашюте; 7 - выпуск посадочного устройства (плот для приводнения или пневмоподушка или запуск двигателей мягкой посадки); 8 - посадка.

Герметичность топливных магистралей (13) двигателя (9), после отделения от магистралей ракеты, обеспечивается отсечными клапанами (23), штатно предусматриваемыми в конструкциях ракетных двигателей. Необходимости в закрытии отверстий, через которые осуществляется связь двигателя (9) с ракетой, нет, т.к. во время спуска скорости и высоты падения капсулы не космические, а значит тепловые нагрузки, возникающие от трения капсулы об атмосферу Земли, малы и не повредят конструкции.

Для уменьшения скорости снижения капсулы до посадочной в плотных слоях атмосферы Земли используется основной парашют, выпуск которого, осуществляются с помощью вытяжного парашюта, в качестве которого можно использовать стабилизирующий парашют. Для повышения надежности и снижения веса основного парашюта может быть применена многокупольная система.

Поскольку капсула негерметична, ее плавучесть и остойчивое положение на поверхности воды (WL) при приводнении, открытой частью двигателя (соплом) вверх, обеспечивается с помощью посадочного устройства надувной плот (фиг.4, 5). Для лучшей остойчивости строповая подвеска плота к спасательной капсуле обеспечивает ее частичное погружение в воду, плот при этом имеет больший, по сравнению с капсулой, радиальный размер.

Конструкция плота может включать водонепроницаемую мембрану (28), частично защищающую погруженную часть капсулы от проникновения воды. В результате возникновения посадочных брызг, попадание некоторого количества воды на внутреннюю сторону мембраны не исключается. В этом случае, при необходимости быстрого осушения (до прибытия персонала транспортной команды), плот может быть оборудован автоматической откачивающей помпой. Запас плавучести плота рассчитывается таким образом, чтобы плавучесть обеспечивалась при повреждении одной или нескольких его надувных секций (27), и при вероятном полном затоплении внутреннего объема капсулы.

Непосредственно перед контактом с поверхностью воды плот, находясь в секции посадочного устройства (24), надувается, отбрасывая крышку (12). Конфигурация подвески плота с помощью упругих строп (26) достаточной длины уменьшает силу удара о воду при приводнении, поскольку при этом большая часть удара придется на защитное днище (12) капсулы меньшей, по сравнению с плотом, площади (сила удара о воду уменьшается с уменьшением площади падающего тела).

В случае приземления капсулы на твердую поверхность Земли посадочный удар поглощается надувной пневмоподушкой (фиг.6, 7) или двигателями мягкой посадки (29) (фиг.8). Пневмоподушка оснащается выпускными клапанами, обеспечивающими плавное уменьшение ее объема при ударе и, как следствие, плавность торможения при контакте с поверхностью Земли. Двигатели мягкой посадки срабатывают незадолго до контакта с поверхностью Земли, уменьшая скорость падения.

После приземления либо приводнения капсула вместе с двигателем (9) транспортируется морским, воздушным либо наземным средством. Для облегчения обнаружения капсулы она оснащается радиомаяком или другой известной системой обнаружения.

Подача команд на органы отделения капсулы системы спасения от ракеты осуществляется бортовой системой управления ракетой. Инициализация систем капсулы спасения, таких как выпуск парашютов, запуск двигателей мягкой посадки, надувание пневмоподушки или плота и т.п., осуществляется с помощью сигналов от простейших автоматических устройств, например таймера или барометрического датчика.

1. Система спасения ракетных двигателей, содержащая:

капсулу, состоящую из защитного днища и бокового кожуха;

капсула включает в себя парашютный отсек, отсек с посадочным устройством, при этом капсула крепится к силовой раме двигателя;

по меньшей мере один стабилизирующий парашют;

по меньшей мере один основной парашют;

по меньшей мере одно посадочное устройство;

отсек с посадочным устройством расположен в защитном днище капсулы;

инициализация систем выпуска парашюта, надувания посадочного устройства, запуска двигателей мягкой посадки осуществляется от автоматических устройств.

2. Система по п.1, отличающаяся тем, что посадочное устройство представляет собой надувной плот, или пневмоподушку, или двигатели мягкой посадки.

3. Система по п.1, отличающаяся тем, что парашютный отсек и отсек с посадочным устройством закрыты крышками, сбрасываемыми при инициализации соответствующих систем.

4. Система по п.1, отличающаяся тем, что щель между сопловой частью двигателя и открытым сечением капсулы закрыта гибким защитным чехлом.

5. Система по п.1, отличающаяся тем, что капсула вмещает несколько автономных ракетных двигателей.

6. Система по п.1, отличающаяся тем, что основной парашют является многокупольным.

7. Система по п.2, отличающаяся тем, что надувной плот содержит водонепроницаемую мембрану, надувные секции и упругие стропы.

8. Система по п.2 или 7, отличающаяся тем, что надувной плот содержит автоматическую откачивающую помпу.

9. Система по п.2, отличающаяся тем, что пневмоподушка содержит выпускные клапаны.

10. Система по п.1, отличающаяся тем, что содержит радиомаяк или систему обнаружения.



 

Похожие патенты:
Наверх