Ракетный разгонный блок (варианты)

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции ракетных разгонных блоков, входящих в состав ракет космического назначения, предназначенных для выведения с опорной орбиты на рабочие энергетические орбиты различных космических объектов-полезных грузов. В первом варианте, ракетный разгонный блок содержит бак окислителя, бак горючего, межбаковый отсек, маршевый двигатель, средний переходник, нижний переходник, приборный отсек и две двигательные установки средств обеспечения запуска (ДУ СОЗ). Эти ДУ СОЗ установлены на баке с помощью неподвижного крепления. В результате этого момент нагружения оболочки бака горючего снижается и соответственно уменьшается масса бака и блока в целом. Во втором варианте, ракетный разгонный блок содержит бак окислителя, бак горючего, межбаковый отсек, маршевый двигатель, средний переходник, нижний переходник, приборный отсек и одну ДУ СОЗ и блок сопел от этой же ДУ СОЗ. ДУ СОЗ и блок сопел соединены между собой трубопроводами, в результате чего масса разгонного блока уменьшается. Технический результат - уменьшение массы блока за счет снижения момента, воздействующего на нижнее днище бака горючего. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции ракетных разгонных блоков, входящих в состав ракет космического назначения, предназначенных для выведения с опорной орбиты на рабочие энергетические орбиты различных космических объектов-полезных грузов.

Известен ракетный блок (блок Д) для лунного космического комплекса, содержащий корпус, маршевый двигатель, баки горючего и окислителя, две двигательных установки средств обеспечения запуска (Филин В.М. и др. “От первого спутника до “Энергии”-“Бурана” и “Мира”, РКК “Энергия”, М., 1994 г., с. 69). Двигательная установка средств обеспечения запуска (ДУ СОЗ), состоящая из двух автономных узлов, установленных на максимальном удалении от центра масс этого блока, была спроектирована для выведения лунного комплекса массой не менее 95 т на орбиту ИСЗ и доставки лунного корабля на Луну, при этом ДУ СОЗ имела запас топлива на запуск ракетного блока до 7 раз (см. издание РКК “Энергия”, раздел “Ракетно-космический комплекс Н1-Л3”, с. 252, 254, 255).

Известен ракетный блок по патенту RU 2165379, В64 G1/00,1/06,1/40, содержащий ферму сопряжения с полезной нагрузкой, бак окислителя, бак горючего, межбаковый отсек, маршевый двигатель, ферму сопряжения с ракетой-носителем и две ДУ СОЗ.

Наиболее близким аналогом является ракетный блок по патенту RU 2153447, B 64 G 1/40, 1/00, 1/16, который и принят за прототип.

Этот ракетный блок имеет в своем составе бак окислителя, бак горючего, межбаковый отсек, маршевый двигатель, средний переходник, нижний переходник, приборный отсек и две ДУ СОЗ, заимствованные с ранее разработанного ракетного блока для лунного комплекса, которые с помощью механизмов сброса отделяют их от блока после последнего запуска.

Ракетный блок проектировался для выведения полезных нагрузок на ГСО массой до 4500 кг и запуском блока до 2 раз, что значительно меньше по сравнению с массой лунного комплекса и количеством запусков блока, при этом срабатывание механизмов сброса ДУ СОЗ блокировалось (см. издание РКК “Энергия”, раздел “Многоцелевые унифицированные ракетные блоки Д и ДМ, двигатели и топлива для них” с. 252-255).

Недостатком прототипа является то, что ракетный блок имеет избыточную массу бака горючего, на нижнем днище которого консольно закреплены ДУ СОЗ избыточной массы, а также сохранены и заблокированы от срабатывания механизмы сброса ДУ СОЗ.

Задачей предложенного ракетного блока в первом варианте является уменьшение массы блока за счет снижения момента, воздействующего на нижнее днище бака горючего.

Эта задача достигается тем, что в первом варианте в ракетном блоке, содержащем бак окислителя, бак горючего, межбаковый отсек, маршевый двигатель, средний переходник, нижний переходник, приборный отсек и две ДУ СОЗ, применены две неподвижно закрепленные на баке горючего ДУ СОЗ.

Задачей предложенного ракетного блока во втором варианте является уменьшение массы блока.

Эта задача достигается тем, что во втором варианте в ракетном блоке, содержащем бак окислителя, бак горючего, межбаковый отсек, маршевый двигатель, средний переходник, нижний переходник, приборный отсек и две ДУ СОЗ, используется одна ДУ СОЗ и блок сопел от этой же двигательной установки, при этом ДУ СОЗ и блок сопел соединены между собой трубопроводами.

На фиг.1 и 2 изображены конструкции ракетных блоков, где:

1 - бак окислителя;

2 - бак горючего;

3 - маршевый двигатель;

4 - межбаковый отсек;

5 - средний переходник;

6 - нижний переходник;

7 - двигательная установка средств обеспечения запуска (ДУ СОЗ);

8 - блок сопел;

9 - приборный отсек;

10 - неподвижное крепление;

11 - трубопроводы.

В первом варианте предложен ракетный разгонный блок, содержащий бак окислителя 1, бак горючего 2, межбаковый отсек 4, маршевый двигатель 3, средний переходник 5, нижний переходник 6, приборный отсек 9 и две ДУ СОЗ 7, которые могут быть выполнены в малогабаритном варианте. Эти ДУ СОЗ 7 установлены на баке 2 с помощью неподвижного крепления 10, в результате чего момент нагружения оболочки бака горючего 2 снижается и соответственно уменьшается масса бака и блока в целом.

Во втором варианте предложен ракетный разгонный блок, содержащий бак окислителя 1, бак горючего 2, межбаковый отсек 4, маршевый двигатель 3, средний переходник 5, нижний переходник 6, приборный отсек 9 и одну ДУ СОЗ 7 и блок сопел 8 от этой же ДУ СОЗ 7, при этом ДУ СОЗ 7 и блок сопел 8 соединены между собой трубопроводами 11, в результате чего масса разгонного блока уменьшается.

В первом варианте предложенный ракетный разгонный блок функционирует следующим образом.

После завершения работы ракеты-носителя производится отделение разгонного блока по стыку среднего переходника 5 и нижнего переходника 6. Сразу же после отделения блока от носителя производится сброс среднего переходника 5, после чего осуществляется запуск маршевого двигателя 3. В большинстве случаев в результате первого запуска формируется опорная отбита, далее осуществляется программный разворот в положение, необходимое для второго запуска маршевого двигателя 3, в результате чего блок с полезной нагрузкой выводится на целевую орбиту.

ДУ СОЗ 7, после отделения блока от ракеты-носителя, обеспечивают продольную перегрузку блоку для запуска маршевого двигателя 3. После выхода блока на опорную орбиту посредством ДУ СОЗ 7 осуществляется программный разворот в положение, необходимое для второго включения маршевого двигателя 3, после чего ДУ СОЗ 7 обеспечивает поддержание ориентации блока. После выполнения программы полета ДУ СОЗ 7 обеспечивает разворот блока в положение увода и блок переводится на орбиту хранения, где осуществляется выработка топлива из ДУ СОЗ 7.

ДУ СОЗ 7, размещаясь на нижнем днище бака горючего 2, нагружают бак своей массой в процессе транспортирования и полета блока.

Возможность применения двух ДУ СОЗ 7 меньшей массы и габаритов, которые заправляются меньшей массой топлива, необходимой для выполнения программы полета блока, дает возможность уменьшить нагружение бака горючего 2, установить ДУ СОЗ 7 на баке горючего 2 с помощью неподвижного крепления 10, не предусматривающего сброс ДУ СОЗ 7, и, при меньших массовых затратах на разгонном блоке ~ на 1,5%, обеспечить выполнение задач по запускам маршевого двигателя 3, ориентации блока и его увода на орбиту хранения.

Кроме того, применение ДУ СОЗ 7 меньшей массы и габаритов позволяет значительно улучшить эксплуатационные качества разгонного блока за счет увеличения срока хранения блока с заправленными ДУ СОЗ.

Во втором варианте предложенный ракетный разгонный блок функционирует следующим образом.

После завершения работы ракеты-носителя производится отделение разгонного блока по стыку среднего переходника 5 и нижнего переходника 6. Сразу же после отделения блока от носителя производится сброс среднего переходника 5, после чего осуществляется запуск маршевого двигателя 3. В большинстве случае в результате первого запуска формируется опорная отбита, далее осуществляется программный разворот в положение, необходимое для второго запуска маршевого двигателя 3, в результате чего блок с полезной нагрузкой выводится на целевую орбиту.

ДУ СОЗ 7 и блок сопел 8, соединенные между собой трубопроводами 11, по которым подается топливо, после отделения блока от ракеты-носителя обеспечивают продольную перегрузку блоку для запуска маршевого двигателя 3, и с помощью ДУ СОЗ 7 и блока сопел 8, после выхода блока на опорную орбиту, осуществляется программный разворот блока в положение, необходимое для второго включения маршевого двигателя 3, после чего ДУ СОЗ 7 и блок сопел 8 обеспечивают поддержание ориентации блока. После выполнения программы полета ДУ СОЗ 7 и блок сопел 8 обеспечивает разворот блока в положение увода и блок переводится на орбиту хранения, где осуществляется выработка топлива из ДУ СОЗ 7.

Применение одного ДУ СОЗ 7 и блока сопел 8, объединенных между собой трубопроводами 11, позволяет, при меньших массовых затратах на разгонном блоке ~ на 1,5%, обеспечить выполнение задач по запускам маршевого двигателя 3, ориентации блока и его увода на орбиту хранения.

Формула изобретения

1. Ракетный разгонный блок, содержащий бак окислителя, бак горючего, межбаковый отсек, маршевый двигатель, средний переходник, нижний переходник, приборный отсек и двигательные установки средств обеспечения запуска, отличающийся тем, что двигательные установки средств обеспечения запуска установлены на баке горючего с помощью неподвижного крепления.

2. Ракетный разгонный блок, содержащий бак окислителя, бак горючего, межбаковый отсек, маршевый двигатель, средний переходник, нижний переходник, приборный отсек, отличающийся тем, что на нижнее днище бака горючего установлены одна двигательная установка средств обеспечения запуска и блок сопел от этой же двигательной установки, которые соединены между собой трубопроводами.

РИСУНКИ