Ракетный разгонный блок



Ракетный разгонный блок
Ракетный разгонный блок
Ракетный разгонный блок

 


Владельцы патента RU 2412871:

Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции ракетных разгонных блоков. Ракетный разгонный блок содержит корпус, состоящий из верхнего переходника с металлической обшивкой, среднего переходника, нижнего переходника, бак окислителя, бак горючего, межбаковую ферму, маршевый двигатель и двигательную установку стабилизации, ориентации и обеспечения запуска с блоками двигателей малой тяги. На верхний переходник установлена приборная ферма, верхний шпангоут которой используется для установки космического аппарата. На приборной ферме установлены контейнеры приборов системы управления, химический источник тока, система обеспечения теплового режима, информационно-телеметрическая система с антенно-фидерными устройствами. К контейнерам приборов подстыкованы трубопроводы системы обеспечения теплового режима, по которым к средствам термостатирования приборов поступает теплоноситель. В состав системы обеспечения теплового режима введено установленное на нижнем переходнике разъемное соединение, соединяющее наземные устройства подачи теплоносителя и трубопроводы для съема тепла с приборов при подготовке ракетного разгонного блока к старту. Трубопроводы закреплены соответственно на баке горючего, межбаковой ферме, верхнем переходнике и приборной ферме. В качестве радиационного теплообменника для сброса тепла в окружающее пространство в процессе полета использована металлическая обшивка верхнего переходника, на которую тепло поступает с помощью трубопроводов системы обеспечения теплового режима, которые жестко закреплены на этой металлической обшивке. На среднем переходнике установлены фитинги для крепления замков отделения головного обтекателя от ракетного разгонного блока и кронштейны для крепления узлов разворота створок головного обтекателя после срабатывания замков отделения. В блоки двигателей малой тяги, установленные на нижнем днище бака горючего, введены дополнительные сопла перегрузки увеличенной тяги, обеспечивающие прилив компонентов топлива к заборникам баков для обеспечения запуска маршевого двигателя ракетного разгонного блока при минимальных запасах топлива на последнем этапе его работы. Достигается улучшение энергомассовых характеристик разгонного блока. 3 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.

В настоящее время успешно эксплуатируется ракета космического назначения по проекту «Морской старт», в состав которой входят ракета-носитель «Зенит-2S» разработки ГКБ «Южное», Украина, ракетный разгонный блок ДМ-SL разработки РКК «Энергия», Россия, и блок полезного груза разработки фирмы «Боинг», США.

Блок полезного груза, в состав которого входит космический аппарат и обтекатель, выполнен в виде отдельной сборки в капсулированном варианте, т.е. полость космического аппарата отделена от ракетного разгонного блока переходным отсеком с переходной юбкой и мембраной.

Отсек полезного груза установлен на базовый шпангоут ракетного разгонного блока, а головной обтекатель оперт на переходную юбку.

После сброса головного обтекателя переходная юбка остается на ракетном разгонном блоке, что приводит к увеличению массы орбитального блока (космический аппарат + переходная юбка + ракетный разгонный блок).

Тем не менее, за счет пуска ракеты с экваториальной части Земли эта система среднего класса позволяет выводить более 6000 кг полезного груза на геопереходную орбиту.

В связи с применением более современной элементной базы электронной техники наблюдается тенденция к снижению массы полезных грузов, в результате чего возникла возможность выведения полезных грузов с помощью ракеты космического назначения «Зенит» с космодрома «Байконур».

С целью реализации этой возможности была разработана ракета космического назначения по проекту «Наземный старт», в состав которой вошли ракета-носитель «Зенит-2SLБ» разработки ГКБ «Южное», Украина, ракетный разгонный блок ДМ- SLБ, разработки РКК «Энергия», Россия, головной обтекатель разработки НПО им. С.А.Лавочкина и космический аппарат.

За счет удаления стартовой площадки от экваториальной зоны Земли снижается эффективность ракеты космического назначения, однако значительная преемственность составных частей ракеты-носителя и ракетного разгонного блока, а также наличие технического и стартового комплексов космодрома «Байконур» позволяет создать систему среднего класса «Наземный старт» и дает возможность выводить на геопереходную орбиту полезные грузы массой более 4000 кг.

Для реализации проекта «Наземный старт» потребовалось создание ракетного разгонного блока, адаптированного к новым условиям взаимодействия его с полезной нагрузкой и наземным комплексом.

Известен ракетный разгонный блок по патенту RU 2153447, B64G 1/40, 1/00, 1/16, содержащий корпус, состоящий из верхнего переходника с металлической обшивкой, среднего переходника и нижнего переходника, бак окислителя, бак горючего, межбаковую ферму, маршевый двигатель, герметичный тороидальный приборный контейнер, установленный на верхний переходник, внутри этого контейнера размещены основные приборы систем блока (системы управления, системы бортовых измерений, системы обеспечения теплового режима), двигательная установка стабилизации, ориентации и обеспечения запуска с двигателями малой тяги. Этот ракетный разгонный блок принят за прототип заявляемого ракетного разгонного блока.

Недостатками прототипа является то, что ракетный разгонный блок, разработанный по проекту «Морской старт», адаптирован к капсулированному блоку полезного груза разработки фирмы «Боинг» и не может быть использован без адаптации ракетного разгонного блока к головному обтекателю российского производства, к полезной нагрузке и к наземному комплекса космодрома «Байконур». Такая адаптация приводит к снижению эффективности ракетного разгонного блока в части выведения полезных грузов необходимой массы на целевые орбиты с космодрома «Байконур».

Задачей изобретения является создание ракетного разгонного блока с улучшенными энергомассовыми характеристиками (в обеспечение выведения полезных грузов необходимой массы на целевые орбиты с космодрома «Байконур»).

Эта задача решается за счет того, что на верхний переходник установлена приборная ферма, верхний шпангоут которой используется для установки космического аппарата, на приборной ферме установлены контейнеры приборов системы управления, химический источник тока, система обеспечения теплового режима, бортовая информационно-телеметрическая система с антенно-фидерными устройствами. К контейнерам приборов подстыкованы трубопроводы системы обеспечения теплового режима, по которым к средствам термостатирования приборов поступает теплоноситель. В состав системы обеспечения теплового режима введено установленное на нижнем переходнике разъемное соединение, соединяющее наземные устройства подачи теплоносителя и упомянутые трубопроводы для съема тепла с приборов при подготовке ракетного разгонного блока к старту, указанные трубопроводы закреплены соответственно на баке горючего, межбаковой ферме, верхнем переходнике и приборной ферме, а в качестве радиационного теплообменника для сброса тепла в окружающее пространство в процессе полета использована металлическая обшивка верхнего переходника, на которую тепло поступает с помощью трубопроводов системы обеспечения теплового режима, которые жестко закреплены на этой металлической обшивке. На среднем переходнике установлены фитинги для крепления замков отделения головного обтекателя от ракетного разгонного блока и кронштейны для крепления узлов разворота створок головного обтекателя после срабатывания замков отделения. В блоки двигателей малой тяги, установленные на нижнем днище бака горючего, введены дополнительные сопла перегрузки увеличенной тяги, обеспечивающие прилив компонентов топлива к заборникам баков для обеспечения запуска маршевого двигателя ракетного разгонного блока при минимальных запасах топлива на последнем этапе его работы.

На фиг.1, 2 и 3 изображен ракетный разгонный блок, где:

1. приборная ферма;

2. верхний переходник;

3. бак окислителя;

4. бак горючего;

5. маршевый двигатель;

6. межбаковая ферма;

7. средний переходник;

8. нижний переходник;

9. двигательная установка стабилизации, ориентации и обеспечения запуска;

10. контейнеры приборов;

11. бортовая информационно-телеметрическая система;

12. химический источник тока;

13. система обеспечения теплового режима;

14. антенно-фидерные устройства;

15. кронштейны;

16. головной обтекатель;

17. космический аппарат;

18. разъемное соединение;

19. металлическая обшивка;

20. адаптер;

21. блоки двигателей малой тяги;

22. трубопроводы;

23. фитинги;

24. базовый шпангоут;

25. сопла перегрузки увеличенной тяги;

26. верхний шпангоут.

В ракетном разгонном блоке, содержащем корпус, состоящий из верхнего переходника 2 с металлической обшивкой 19, среднего переходника 7 и нижнего переходника 8, бак окислителя 3, бак горючего 4, межбаковую ферму 6, маршевый двигатель 5 и двигательную установку стабилизации, ориентации и обеспечения запуска 9 с блоками двигателей малой тяги 21, на верхний переходник 2 установлена приборная ферма 1, верхний шпангоут 26 которой используется для установки космического аппарата 17, на приборной ферме 1 установлены контейнеры приборов 10 системы управления, химический источник тока 12, система обеспечения теплового режима 13, бортовая информационно-телеметрическая система 11 с антенно-фидерными устройствами 14. К контейнерам приборов 10 подстыкованы трубопроводы 22 системы обеспечения теплового режима 13, по которым к средствам термостатирования приборов поступает теплоноситель. В состав системы обеспечения теплового режима 13 введено установленное на нижнем переходнике 8 разъемное соединение 18, соединяющее наземные устройства подачи теплоносителя и упомянутые трубопроводы 22 для съема тепла с приборов при подготовке ракетного разгонного блока к старту, указанные трубопроводы 22 закреплены соответственно на баке горючего 4, межбаковой ферме 6, верхнем переходнике 2 и приборной ферме 1, а в качестве радиационного теплообменника для сброса тепла в окружающее пространство в процессе полета использована металлическая обшивка 19 верхнего переходника 2, на которую тепло поступает с помощью трубопроводов 22 системы обеспечения теплового режима 13, которые жестко закреплены на этой металлической обшивке 19. На среднем переходнике 7 установлены фитинги 23 для крепления замков отделения головного обтекателя 16 от ракетного разгонного блока и кронштейны 15 для крепления узлов разворота створок головного обтекателя 16 после срабатывания замков отделения. В блоки двигателей малой тяги 21, установленные на нижнем днище бака горючего 4, введены дополнительные сопла перегрузки увеличенной тяги 25, обеспечивающие прилив компонентов топлива к заборникам баков 3 и 4 для обеспечения запуска маршевого двигателя 5 ракетного разгонного блока при минимальных запасах топлива на последнем этапе его работы.

Приборная ферма 1 одновременно служит опорой для установки на ее верхний шпангоут 26 космического аппарата 17 с использованием адаптера 20, исключив тем самым капсулирование полезной нагрузки, т.е. применение переходного отсека и мембраны, что дает значительное увеличение массы полезного груза.

Головной обтекатель 16 российского производства устанавливается непосредственно на базовый шпангоут 24 ракетного разгонного блока, в результате чего исключается применение переходной юбки. Для этого стык ракетного разгонного блока с головным обтекателем 16 выполнен разделяемым в полете, для чего на среднем переходнике 7 установлены фитинги 23 для замков отделения головного обтекателя 16 и кронштейны 15 крепления узлов разворота створок головного обтекателя 16.

Для доставки космического аппарата 17 на заданную орбиту ракетой-носителем «Зенит» с космодрома «Байконур» производится трехкратный запуск маршевого двигателя 5 ракетного разгонного блока, при этом необходимо обеспечить запуск маршевого двигателя 5 на конечном этапе работы ракетного разгонного блока при минимальных остатках топлива, для чего в обеспечение прилива компонентов топлива к заборникам баков 3 и 4 в состав блоков двигателей малой тяги 21 введены дополнительные сопла перегрузки увеличенной тяги 25, что позволяет увеличить энергетические характеристики ракетного разгонного блока.

Предложенный ракетный разгонный блок функционирует следующим образом.

После завершения работы ракеты-носителя производится отделение ракетного разгонного блока по стыку среднего переходника 7 и нижнего переходника 8. Сразу же после отделения блока от носителя производится сброс среднего переходника 7, после чего осуществляется запуск маршевого двигателя 5. Далее до второго и третьего запусков маршевого двигателя 5 осуществляются программные развороты с помощью двигательной установки стабилизации, ориентации и обеспечения запуска 9, в результате чего блок с полезной нагрузкой выводится на целевую орбиту.

Двигательная установка стабилизации, ориентации и обеспечения запуска 9 после отделения ракетного разгонного блока от ракеты-носителя обеспечивает продольную перегрузку блоку для запуска маршевого двигателя 5 и поддержание ориентации орбитального блока. После выполнения программы полета двигательная установка стабилизации, ориентации и обеспечения запуска 9 обеспечивает разворот ракетного разгонного блока в положение увода, и блок переводится на орбиту хранения.

За счет установки приборной фермы 1 на верхний переходник 2 и размещения на ней контейнеров приборов 10 системы управления и химического источника тока 12 системы обеспечения теплового режима 13, бортовой информационно-телеметрической системы 11 с антенно-фидерными устройствами 14, за счет использования металлической обшивки 19 верхнего переходника 2 в качестве элемента радиационного теплообменника для излучения тепла в окружающее пространство, за счет обеспечения запуска маршевого двигателя 5 при минимальных количествах топлива в баках 3 и 4 значительно повышаются энергомассовые характеристики ракетного разгонного блока, и достигается снижение его массы более 7%, чем обеспечивается создание ракетного разгонного блока в составе системы «Наземный старт» для выведения на целевые орбиты полезных грузов с необходимой массой с космодрома «Байконур» с применением головного обтекателя 16 российского производства.

Изменениями в конструкции среднего переходника 7 совместно с изменениями в базовом шпангоуте 24 ракетного разгонного блока обеспечена адаптация ракетного разгонного блока к головному обтекателю 16 российского производства без изменения основной силовой схемы блока.

Введением в состав ракетного разгонного блока приборной фермы 1 обеспечена адаптация ракетного разгонного блока к космическому аппарату 17 без его капсулирования и размещение на приборной ферме 1 основных агрегатов систем ракетного разгонного блока.

Введением сопел перегрузки увеличенной тяги 25 в состав блоков двигателей малой тяги 21 обеспечивается завершающий запуск маршевого двигателя 5 при минимальных количествах топлива в баках 3 и 4 ракетного разгонного блока, что уменьшает общую массу ракетного разгонного блока.

Все составляющие элементы предложенного ракетного разгонного блока производятся отечественной промышленностью и в настоящее время прошли экспериментальную отработку.

Ракетный разгонный блок в такой конфигурации позволяет выполнять три включения маршевого двигателя 5 при полетах большой продолжительности, осуществлять управление орбитальным блоком на участках пассивного полета, точный выход на расчетную орбиту и необходимый контроль параметров полезной нагрузки при его отделении, при этом используется существующие и действующие наземные сооружения космодрома «Байконур».

Ракетный разгонный блок, содержащий корпус, состоящий из верхнего переходника с металлической обшивкой, среднего переходника и нижнего переходника, бак окислителя, бак горючего, межбаковую ферму, маршевый двигатель и двигательную установку стабилизации, ориентации и обеспечения запуска с блоками двигателей малой тяги, отличающийся тем, что на верхний переходник установлена приборная ферма, верхний шпангоут которой используется для установки космического аппарата, на приборной ферме установлены контейнеры приборов системы управления, химический источник тока, система обеспечения теплового режима, информационно-телеметрическая система с антенно-фидерными устройствами, к контейнерам приборов подстыкованы трубопроводы системы обеспечения теплового режима, по которым к средствам термостатирования приборов поступает теплоноситель, в состав системы обеспечения теплового режима введено установленное на нижнем переходнике разъемное соединение, соединяющее наземные устройства подачи теплоносителя и упомянутые трубопроводы для съема тепла с приборов при подготовке ракетного разгонного блока к старту, указанные трубопроводы закреплены соответственно на баке горючего, межбаковой ферме, верхнем переходнике и приборной ферме, а в качестве радиационного теплообменника для сброса тепла в окружающее пространство в процессе полета использована металлическая обшивка верхнего переходника, на которую тепло поступает с помощью трубопроводов системы обеспечения теплового режима, которые жестко закреплены на этой металлической обшивке, на среднем переходнике установлены фитинги для крепления замков отделения головного обтекателя от ракетного разгонного блока и кронштейны для крепления узлов разворота створок головного обтекателя после срабатывания замков отделения, в блоки двигателей малой тяги, установленные на нижнем днище бака горючего, введены дополнительные сопла перегрузки увеличенной тяги, обеспечивающие прилив компонентов топлива к заборникам баков для обеспечения запуска маршевого двигателя ракетного разгонного блока при минимальных запасах топлива на последнем этапе его работы.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к стержневым (трубчатым), преимущественно космическим конструкциям в виде выдвижных упругих трансформируемых элементов (ВУТЭ). .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции ракетных разгонных блоков. .

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и предназначено для использования в стержневых конструкциях, например форменных или рамных, выполненных с использованием трубчатых элементов из композиционных материалов.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, криогенной технике и может быть применено в других отраслях промышленности. .

Изобретение относится к сетчатым оболочечным конструкциям из композиционных материалов и может быть использовано в изделиях авиационной и ракетно-космической техники.

Изобретение относится к конструкции космических модулей массой до 100 120 кг, предназначенных для создания мини- и микроспутников, запускаемых на орбиты ИСЗ как попутная полезная нагрузка или групповым методом.

Изобретение относится к конструкции космических модулей массой до 100 120 кг, предназначенных для создания мини- и микроспутников, запускаемых на орбиты ИСЗ как попутная полезная нагрузка или групповым методом.

Изобретение относится к люковым устройствам летательных аппаратов и может быть использовано в любой отрасли техники, где необходимо закрывание и герметизация люка без внешнего воздействия.

Изобретение относится к механике, может использоваться, в частности, в космической технике, а именно в вопросах обслуживания внутренней полости собранного изделия без расстыковки пневмогидравлических магистралей.

Изобретение относится к оборудованию космического летательного аппарата, а конкретнее - к средствам установки неосновной (попутной) полезной нагрузки на ракете-носителе.

Изобретение относится к космической технике, в частности к системам управления угловым движением космических аппаратов (КА)

Изобретение относится к космической технике, в частности к зеркальным антеннам с развертываемым крупногабаритным рефлектором зонтичного типа

Изобретение относится к космической технике, в частности к развертываемым (раскрываемым) крупногабаритным рефлекторам, зеркальный отражатель (параболоид вращения) которых, например, имеет диаметр 12 м

Изобретение относится к конструкции и компоновке космических аппаратов (КА), выводимых ракетой-носителем попутно с основным полезным грузом

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано, в частности, для полетов на другие планеты

Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов в космосе

Изобретение относится к элементам конструкции космического аппарата (КА), связанным с таким его оборудованием, как радиолокационные антенны, солнечные батареи и т.п

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических аппаратов (КА) дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ)

Изобретение относится к конструкции и эксплуатации составных частей и оборудования космических аппаратов, в частности искусственных спутников Земли
Наверх