Двигательная установка ракетного блока

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Двигательная установка ракетного блока содержит топливный бак окислителя и топливный бак горючего, снабжающие топливом маршевый двигатель, баллон высокого давления, газ которого используется для работы исполнительных органов двигательной установки, редуктор понижения давления, соединенный трубопроводом с баллоном высокого давления и обеспечивающий рабочее давление на входе в исполнительные органы. В двигательную установку введен трубопровод, вход которого соединен с дренажным штуцером редуктора понижения давления, а выход - с тройником, введенным в состав трубопровода наддува топливного бака горючего. Достигается улучшение массовых характеристик двигательной установки ракетного блока. 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике.

Известна двигательная установка ракетного блока по патенту 2286924, содержащая топливный бак окислителя, топливный бак горючего, маршевый двигатель, баллон высокого давления с гелием, исполнительные органы, которая принята за прототип.

В состав исполнительных органов двигательной установки ракетного блока входит редуктор, который понижает высокое давление баллона до рабочего давления, необходимого для работы других исполнительных органов (электропневмоклапанов, пневмоклапанов). В процессе всего времени работы редуктора из его полости дренируется гелий, в результате чего происходит его потеря, которую необходимо учитывать при расчете запасов гелия для работы двигательной установки ракетного блока. Кроме того, гелий, загазовывая внутреннее пространство ракетного блока, может негативно влиять на работу авионики как ракетного блока, так и полезной нагрузки.

Задачей предложенной двигательной установки ракетного блока является улучшение ее массовых характеристик за счет использования для наддува бака горючего дренажа гелия из полости редуктора понижения давления.

Задача решается за счет того, что в двигательную установку ракетного блока, содержащую топливный бак окислителя и топливный бак горючего, снабжающие топливом маршевый двигатель, баллон высокого давления, газ которого используется для работы исполнительных органов двигательной установки, редуктор понижения давления, соединенный трубопроводом с баллоном высокого давления и обеспечивающий рабочее давление на входе в исполнительные органы, введен трубопровод, вход которого сообщен с дренажным штуцером редуктора понижения давления, а выход - с тройником, введенным в состав трубопровода наддува бака горючего.

На чертеже схематично изображена двигательная установка ракетного блока с трубопроводом, при помощи которого дренаж гелия из редуктора понижения давления используется на наддув бака горючего, где:

1 - топливный бак окислителя;

2 - топливный бак горючего;

3 - баллон высокого давления;

4 - маршевый двигатель;

5 - трубопровод;

6 - трубопровод наддува;

7 - редуктор понижения давления;

8 - тройник;

9 - дренажный штуцер.

В двигательную установку ракетного блока, содержащую топливный бак окислителя 1 и топливный бак горючего 2, снабжающие топливом маршевый двигатель 4, баллон высокого давления 3, газ которого используется для работы исполнительных органов двигательной установки, редуктор понижения давления 7, соединенный трубопроводом с баллоном высокого давления 3 и обеспечивающий рабочее давление на входе в исполнительные органы, введен трубопровод 5, вход которого сообщен с дренажным штуцером 9 редуктора понижения давления 7, а выход - с тройником 8 трубопровода наддува 6 топливного бака горючего 2.

В результате потери гелия исключаются, при этом гелий используется для наддува топливного бака горючего 2.

В процессе работы двигательной установки ракетного разгонного блока после запуска маршевого двигателя 4 гелий поступает из баллона высокого давления 3 в редуктор понижения давления 7, при этом дренируемый из редуктора понижения давления 7 гелий с помощью трубопровода 5 и тройника 8 трубопровода наддува 6 используется для наддува топливного бака горючего 2.

Использование дренируемого гелия из редуктора понижения давления 7 для наддува топливного бака горючего 2 ракетного блока позволяет учитывать это количество газа при расчете запасов гелия в баллоне высокого давления 3, потребного для работы двигательной установки и, соответственно, снизить массу ракетного блока.

Кроме того, исключается негативное влияние гелия на работу авионики ракетного блока и полезной нагрузки.

Двигательная установка ракетного блока, содержащая топливный бак окислителя и топливный бак горючего, снабжающие топливом маршевый двигатель, баллон высокого давления, газ которого используется для работы исполнительных органов двигательной установки, редуктор понижения давления, соединенный трубопроводом с баллоном высокого давления и обеспечивающий рабочее давление на входе в исполнительные органы, отличающаяся тем, что в нее введен трубопровод, вход которого соединен с дренажным штуцером редуктора понижения давления, а выход - с тройником, введенным в состав трубопровода наддува топливного бака горючего.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к двигательным установкам ракетного блока. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к двигательным установкам ракетного разгонного блока. .

Ракета // 2397925
Изобретение относится к космонавтике. .

Изобретение относится к области авиационно-космической техники, касается летательных аппаратов с ядерным ракетным двигателем, использующим в качестве рабочего тела атмосферный газ (воздух), и может найти эффективное применение для осуществления активных длительных беспосадочных полетов как в атмосфере, так и в безвоздушном (стратосфере) и околоземном космическом пространстве.

Изобретение относится к двигательным системам космических аппаратов (КА) и, более конкретно, к маневрированию КА с помощью солнечного паруса (СП). .

Изобретение относится к области управления движением космических аппаратов (КА) с помощью реактивных двигателей и м.б. .

Изобретение относится к области ракетостроения. .

Изобретение относится к ракетостроению и космонавтике, а именно к способам и космическим транспортным системам доставки грузов. .

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к многоступенчатой ракете-носителю, к способу его запуска, а также к жидкостным ракетным двигателям, работающим на трех компонентах.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при проектировании первых ступеней ракет-носителей с многобаковыми топливными отсеками пакетной схемы.

Звездолет // 2420433
Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов в космосе

Изобретение относится к космонавтике и служит для перевозки грузов в космосе

Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов в космосе

Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов в космосе

Изобретение относится к корпусам топливных баков для изделий ракетной и космической техники, в частности к устройствам, корпус которых является пневмогидравлической емкостью с эластичной разделительной мембраной для хранения жидкости с возможностью ее вытеснения

Ракета // 2437803
Изобретение относится к космонавтике

Ракета // 2437804
Изобретение относится к космонавтике
Наверх