Воздушно-космическая система

Воздушно-космическая система

Реферат

 

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Система содержит самолет, вертикальную криогенную емкость с жидким кислородом и космическую ракету-носитель с жидкостной ракетной двигательной установкой первой ступени, имеющей топливный бак жидкого кислорода, запорные и дренажный клапаны, трубопроводы и насос, предназначенные для подготовки воздушного старта из фюзеляжа самолета. В передней части бака выполнена поперечная разделительная перегородка с отверстием для создания замкнутой газожидкостной полости и жидкостной полости, верхняя часть которых связана с верхней частью емкости. Изобретение направлено на повышение надежности запуска ракетной двигательной установки первой ступени ракеты-носителя. 4 ил.

Изобретение относится к авиационно-космической технике, а именно к воздушно-космическим системам, обеспечивающим вывод на орбиту полезных грузов с использованием ракеты-носителя космического назначения (ракетно-космической системы), стартующей с самолета-разгонщика.

Известна воздушно-космическая система, содержащая самолет-разгонщик и воздушно-космический самолет, связанные между собой с возможностью разделения и снабженные жидкостными ракетными двигательными установками, причем топливные баки воздушно-космического самолета сообщены с топливными баками самолета-разгонщика и снабжены заправочными устройствами для их дозаправки в полете, используя для этого стартующий с аэродрома самолет-заправщик (пат. РФ N 2046076, кл. B 64 D 1/14, 1993 г.). В процессе полета известной воздушно-космической системы в состыкованном состоянии топливо к двигательной установке самолета-разгонщика направляют из топливных баков воздушно-космического самолета, а перед отделением воздушно-космического самолета производят дозаправку его топливных баков, используя для этого стартующий с аэродрома самолет-заправщик. Недостатком известной воздушно-космической системы является невозможность ее использования без самолета-заправщика, а также сложность функционирования системы вследствие необходимости подачи топлива к двигательной установке самолета-разгонщика из топливных баков воздушно-космического самолета и необходимости дозаправки в воздухе топливных баков последнего, что снижает надежность функционирования этой системы.

Известна воздушно-космическая система, содержащая самолет-разгонщик и размещенную на его фюзеляже с возможностью отделения ракету-носитель космического назначения, включающую промежуточную разгонную ступень с жидкостной ракетной двигательной установкой, являющуюся первой ступенью ракеты-носителя, и расположенный на ней орбитальный самолет с полезным грузом, причем разгонная ступень выполнена по самолетной схеме и дополнительно снабжена прямоточным воздушно-реактивным двигателем (пат. РФ N 2061630, МПК⁶ B 64 D 1/14, 1996 г.).

Наиболее близким аналогом предложенному решению является техническое решение по патенту РФ N 2026798 МПК⁶ В 64 D 5/00 (патентообладатель "Орбитал Сайензис Корпорейшн", США).

В вышеупомянутом патенте предложена воздушно-космическая система, в которой ракета-носитель с возможностью десантирования размещена в фюзеляже самолета-разгонщика, при этом ракета-носитель космического назначения оснащена жидкостной ракетной двигательной установкой.

Недостатками вышеописанных решений является то, что при отделении ракеты-носителя от самолета-разгонщика на ее конструкцию воздействуют значительные возмущения ускорения, которые приводят к нарушению гидродинамической стабильности объема жидкости в топливных баках. В то же время при выводе ракеты-носителя на высоту старта в баке жидкого кислорода, вследствие теплопритока к нему, образуется значительный объем паровой фазы, и при отделении ракеты-носителя действие этих возмущающих ускорений, при отсутствии тяги первой ступени, вызовет перемешивание жидкой и газовой фаз в баке кислорода, что приведет к попаданию значительных парогазовых включений в магистраль подачи кислорода на ЖРД первой ступени. Эти включения могут вызвать срыв подачи жидкого кислорода на ЖРД первой ступени, незапуск ЖРД или его аварию, и, соответственно, разрушение ракеты-носителя.

Технической задачей, решаемой настоящим изобретением, является обеспечение надежного старта ракеты-носителя с самолета-разгонщика, снижение стоимости изготовления системы и увеличение массы выводимого полезного груза.

Решение поставленной задачи обеспечивается за счет того, что в воздушно-космической системе, включающей самолет-разгонщик и размещенную в его фюзеляже с возможностью десантирования ракету-носитель космического назначения с жидкостной ракетной двигательной установкой первой ступени, в соответствии с изобретением, в фюзеляже самолета-разгонщика установлена вертикальная криогенная емкость с жидким кислородом, при этом в баке жидкого кислорода ракеты-носителя выполнена поперечная разделительная перегородка, ограничивающая замкнутый газожидкостной отсек, в передней части которого через выполненное в перегородке отверстие сообщена с основным объемом этого бака и через трубопровод с насосом жидкого кислорода соединена с нижней частью криогенной емкости, верхняя часть которой через трубопроводы с запорными клапанами соединена с верхними частями газожидкостного отсека и основной полости бака жидкого кислорода, а также сообщена с атмосферой.

Размещение ракеты-носителя в фюзеляже самолета-разгонщика с возможностью десантирования создает оптимальные возможности подготовки ее к воздушному старту, а также облегчает транспортировку ракеты-носителя на высоту старта, упрощает конструкцию и улучшает аэродинамические качества воздушно-космической системы. Наличие на борту самолета вертикальной криогенной емкости с жидким кислородом, верхняя часть которой соединена с верхними частями полостей бака жидкого кислорода ракеты-носителя и сообщена с атмосферой, а нижняя - через трубопровод с насосом соединена с нижней частью бака жидкого кислорода, обеспечивает возможность подготовки ракеты-носителя к воздушному старту десантированием, при ее транспортировке самолетом, за счет отвода образующихся от внешнего теплопритока паров кислорода из бака и одновременной подпитки бака переохлажденным кислородом, а также за счет возможности полного, без газовых включений, заполнения основного объема этого бака жидким кислородом. Наличие в баке жидкого кислорода первой ступени ракеты-носителя поперечной разделительной перегородки с отверстием, ограничивающей замкнутый газожидкостный отсек, нижняя часть которого через отверстие в перегородке сообщена с основным жидкостным объемом (основной полостью) бака, обеспечивает возможность создания в передней части бака локализованного газового объема, находящегося в динамическом контакте с заполняющим бак жидким кислородом и обеспечивающего возможность непрерывного поступления жидкого, без газовых включений, кислорода в ЖРД первой ступени при запуске его. Размещение локализованного газа в передней части бака, т.е. на максимальном удалении от заборного устройства бака, предотвращает попадание в это устройство газа.

Возможность проведения старта в воздухе при десантировании ракеты-носителя позволяет, по сравнению с прототипом, существенно упростить конструкцию и улучшить энергомассовые характеристики первой ступени и, соответственно, увеличить массу выводимого на орбиту полезного груза, упростить функционирование воздушно-космической системы, а также позволяет использовать отработанную при наземных запусках конструкцию (схему) ракеты-носителя, тогда как известные воздушно-космические системы предусматривают значительные конструктивные изменения и доработки вышеназванной конструкции ракеты-носителя, что существенно снижает затраты на изготовление предложенной воздушно-космической системы и повышает надежность ее функционирования.

Конструкция предлагаемой воздушно-космической системы представлена на прилагаемых чертежах, где на фиг. 1 приведен общий вид воздушно-космической системы; на фиг. 2 - взаимная связь бака жидкого кислорода ракеты-носителя и криогенной емкости с жидким кислородом на самолете-разгонщике; на фиг. 3 - закрепление ракеты-носителя в грузовом отсеке самолета-разгонщика, разрез А-А по фиг. 2; на фиг. 4 - выполнение роликов опор на салазках, узел I.

Воздушно-космическая система включает в себя самолет-разгонщик 1 и расположенную внутри него многоступенчатую ракету-носитель космического назначения 2, размещенную в грузовом отсеке 3 фюзеляжа самолета-разгонщика. Ракета-носитель 2 расположена в фюзеляже самолета 1 на горизонтальных опорных салазках 4, неподвижно установленных на днище фюзеляжа и выполненных в виде форменной конструкции с роликами качения, обеспечивающими возможность движения по ним ракеты-носителя в сторону хвостовой части самолета, имеющей люк десантирования (не показан), при этом в своем исходном положении ракета строго ориентирована и жестко закреплена в грузовом отсеке 3 с помощью упоров 5, снабженных пневмозамками (не показаны), обеспечивающими при срабатывании разрыв силовых связей упоров и ракеты-носителя. Ракета-носитель 2 включает в себя головную часть 6 с полезным грузом и ракетные блоки первой и второй ступеней соответственно 7 и 8 с жидкостными ракетными двигательными установками. Двигательная установка ракетного блока первой ступени 7 содержит топливный бак 9 углеводородного горючего (керосина), топливный бак окислителя - жидкого кислорода 10 и жидкостный ракетный двигатель 11. Внутри самолета-разгонщика 1 размещена также теплоизолированная вертикальная криогенная емкость 12 с жидким кислородом, полость которой трубопроводом 13 с запорным клапаном сообщена с атмосферой. Топливный бак жидкого кислорода 10 имеет заправочный трубопровод 14 и расходной магистралью 15 подключен к жидкостному ракетному двигателю 11. В передней, наиболее удаленной от расходной магистрали 15, части топливного бака 10 установлена поперечная вертикальная разделительная перегородка 16, ограничивающая замкнутый газожидкостной отсек 17 в передней части бака, нижняя (жидкостная) часть которого сообщена с основной полостью 18 этого бака через патрубок 19, установленный в перегородке 16. Верхние части полостей 17 и 18 топливного бака 10 через дренажные клапаны соответственно 20 и 21 и теплоизолированную дренажную магистраль 22 соединены с внутренней полостью криогенной емкости 12 с жидким кислородом, верхняя часть которой посредством трубопровода 13 сообщена с атмосферой. Нижняя часть криогенной емкости 12 теплоизолированной магистралью 23, содержащей насос жидкого кислорода 24 и клапан 25, соединена с нижней (жидкостной) частью газожидкостного отсека 17 бака 10 жидкого кислорода через узел автоматической расстыковки с отсечным клапаном 26, обеспечивающий расстыковку данного соединения перед проведением десантирования ракеты-носителя 2 из самолета-разгонщика. Дренажная магистраль паров кислорода 22 соединена с полостями 17 и 18 бака 10 жидкого кислорода также через аналогичные узлы автоматической расстыковки с обратными клапанами 26, установленными в верхних частях этих полостей и обеспечивающими расстыковку этих соединений перед десантированием ракеты-носителя. К полости отсека 17 бака 10 подключен также трубопровод системы наддува 27. Криогенная емкость 12 имеет трубопровод 28 слива жидкого кислорода. Опорные салазки 4, на которых расположена ракета-носитель внутри самолета-разгонщика, содержат по своей длине несколько рядов опорных роликов 29, установленных на осях вращения 30 и обеспечивающих возможность продольного перемещения по ним ракеты-носителя при проведении ее десантирования.

Воздушно-космическая система функционирует следующим образом. Ракета-носитель 2 устанавливается горизонтально внутри самолета-разгонщика 1 на опорных салазках 4 и жестко крепится в грузовом отсеке 3 с помощью пневмозамков на упорах 5. Затем производится заправка топливом самолета-разгонщика и заправка топливных баков ракетных блоков 7 и 8 первой и второй ступеней ракеты-носителя компонентами ракетного топлива, а также заправка криогенной емкости 12 жидким кислородом. Заправка топливного бака 10 первой ступени ракеты-носителя в условиях аэродрома производится жидким кипящим кислородом с температурой 90-93 К через заправочный трубопровод 14, при этом образующиеся в полостях 17 и 18 бака 10 пары кислорода отводятся через открытые клапаны 20 и 21 по дренажной магистрали 22 в криогенную емкость 12, откуда через дренажный трубопровод 13 сбрасываются в атмосферу. По достижении заданной высоты столба жидкости в отсеке 17 бака 10 закрывают дренажный клапан 20 и через клапан 27 вдувают газообразный гелий для обеспечения необходимого уровня заправки этого отсека и локализации в нем заданного объема газа. Заправку бака 10 ведут до полного заполнения его полости 18 жидким кислородом, при этом газожидкостная полость, образованная в отсеке 17, своей жидкостной частью через патрубок 19 сообщается с заполненной жидким кислородом полостью бака 18. Далее производится заправка жидким кислородом криогенной емкости 12. При этом жидкий кислород, подаваемый по магистрали 14 в бак 10, поступает в емкость 12 по магистрали 22 через открытый клапан 21 полости 18 бака. Заправляемая в криогенную емкость 12 масса кислорода обеспечивает компенсацию потерь кислорода от испарения в баке окислителя первой ступени и в самой криогенной емкости с момента окончания наземной заправки до момента окончания дозаправки в полете. Во время нахождения заправленной ракеты-носителя 2 на борту самолета-разгонщика 1 образующиеся при испарении жидкого кислорода в полости 18 бака 10 пары кислорода с возможными включениями жидкости отводятся по магистрали 22 в вертикальную криогенную емкость 12, где происходит сепарация жидкости и сброс пара через трубопровод 13 за борт самолета-разгонщика. В процессе подъема воздушно-космической системы давление за бортом самолета-разгонщика 1 понижается и, соответственно, снижается температура жидкого кислорода в криогенной емкости 12, сообщенной с атмосферой через трубопровод 13. Этот кислород периодически порциями насосом 24 подается по трубопроводу 23 в бак окислителя 10 первой ступени для компенсации потерь испаренного в нем жидкого кислорода, причем кислород вводится в нижнюю часть отсека 17 и оттуда через патрубок 19 поступает в основную полость 18 бака 10. Периодическая подача переохлажденного кислорода в бак 10 через отсек 17 позволяет термостатировать находящийся в нем объем кислорода и обеспечивает необходимую величину газового объема в отсеке 17. При полете воздушно-космической системы на высоте десантирования (порядка 10 км) температура жидкого кислорода в емкости 12, за счет его раскипания при пониженном давлении, снижается до 81-83 К. Подача этого кислорода в бак окислителя 10 первой ступени позволяет получить к моменту окончания дозаправки бака перед десантированием ракеты-носителя 2 среднемассовую температуру жидкого кислорода 89,5-91,5 К, осуществляя регулирование давления в баке 10 клапаном 21. Перед десантированием ракеты-носителя 2 производится заполнение ее бака 10 жидким кислородом из емкости 12 до полного удаления паровой фазы из полости 18 бака, закрытие клапанов 25 и 21 и предстартовый наддув бака 10 через трубопровод 27. Производится также захолаживание расходного тракта жидкостного ракетного двигателя 11 ракеты-носителя. Десантирование ракеты-носителя производится с помощью вытяжного парашюта (не показан) при маневре самолета-разгонщика 1 с набором им высоты. При проведении десантирования срабатывают пневмозамки на упорах 5 и ракета-носитель 2 по роликам 29, установленным на салазках 4, перемещается в направлении люка десантирования, при этом происходит расстыковка узлов 26, соединяющих магистрали 22 и 23 емкости 12 с баком 10 ракеты-носителя. После десантирования ракеты-носителя производится запуск ее жидкостного ракетного двигателя 11, при этом, поскольку выдача жидкого кислорода в расходную магистраль 15 двигателя осуществляется из полости 18 бака 10, не содержащей в данный момент парогазовых включений, обеспечивается надежный запуск двигателя и последующий старт ракеты-носителя в воздухе.

Таким образом, предложенное выполнение воздушно-космический системы обеспечивает надежный воздушный старт ракеты-носителя космического назначения при ее отделении путем десантирования от самолета-разгонщика. При этом упрощается конструкция и повышается надежность функционирования воздушно-космической системы, снижаются затраты на ее изготовление и увеличивается масса выводимого на орбиту полезного груза.

Формула изобретения

Воздушно-космическая система, включающая самолет-разгонщик и размещенную в его фюзеляже с возможностью десантирования ракету-носитель космического назначения с жидкостной ракетной двигательной установкой первой ступени, отличающаяся тем, что в фюзеляже самолета-разгонщика установлена вертикальная емкость с жидким кислородом, при этом в баке жидкого кислорода ракеты-носителя выполнена поперечная разделительная перегородка, ограничивающая замкнутый газожидкостной отсек в передней части бака, нижняя часть которого через выполненное в перегородке отверстие сообщена с основным объемом этого бака и через трубопровод с насосом жидкого кислорода соединена с нижней частью криогенной емкости, верхняя часть которой через трубопроводы с запорными клапанами соединена с верхними частями газожидкостного отсека и основной полости бака жидкого кислорода, а также сообщена с атмосферой.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4