| 摘要 |
1. Способ увода отделяющейся части ракеты носителя с орбиты полезной нагрузки, основанный на получении импульса путем выброса газифицированных жидких остатков невыработанных компонентов ракетного топлива в баках окислителя и горючего, обеспечении импульса за счет их сгорания в камере газового ракетного двигателя и высокоскоростного истечения продуктов сгорания в космическое пространство, отличающийся тем, что в нижней части топливного бака ограничивают объем, включающий в себя массу невыработанных остатков компонентов ракетного топлива (КРТ) в окрестности заборного устройства путем установки разделительной сетки, секундный массовый расход теплоносителя (ТН), подаваемого в топливный бак, разделяют на 2 части, одну часть ТН подают в объем, ограниченный сеткой, с обеспечением вихревой картины течения из условия создания максимальной теплоотдачи и максимального времени пребывания ТН в этом объеме, а вторую часть ТН подают во вторую часть топливного бака с обеспечением встречных потоков смеси, поступающей из объема, ограниченного разделительной сеткой, количество подаваемого ТН в верхнюю часть топливного бака определяют из условия испарения всех оставшихся капель КРТ к моменту времени выхода газифицированных продуктов из топливного бака.2. Способ по п.1, отличающийся тем, что ТН в выделенные области подают через магистрали, на конце которых установлены акустические излучатели, при этом количество и координаты точек ввода ТН, направление ввода, параметры акустических излучателей определяются из условия минимальных массовых затрат на газификацию заданного количества топлива при заданном давлении гази |
