Двигательная установка ракетного блока


 


Владельцы патента RU 2423298:

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

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к двигательным установкам с пневмосистемами. Двигательная установка ракетного блока содержит бак окислителя, заполненный низкокипящим компонентом, бак горючего, заполненный высококипящим компонентом, маршевый двигатель, исполнительные органы, баллон высокого давления с газом, установленный в баке окислителя, теплообменное устройство, включающее упомянутый бак и установленные на нем трубопроводы-теплообменники. В состав теплообменного устройства введен ресивер и трубопровод-змеевик с тройником. Трубопровод-змеевик одним концом сообщен с ресивером, а другим - с общим выходом из трубопроводов-теплообменников. Ресивер и трубопровод-змеевик закреплены на баке горючего и имеют с ним тепловой контакт. Тройник в трубопроводе-змеевике установлен после выхода из трубопроводов-теплообменников. Боковой штуцер тройника сообщен с исполнительными органами двигательной установки. Трубопровод-змеевик и ресивер вместе с баком горючего размещены в объеме, закрытом общей экранно-вакуумной теплоизоляцией ракетного блока. Достигается снижение динамических свойств потока газового компонента и повышение надежности работы теплообменного устройства двигательной установки ракетного блока. 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к двигательным установкам с пневмосистемами, в которых необходимо снизить динамику потока газового компонента.

Динамические свойства газового компонента негативно влияют на работоспособность (снижают ресурс и надежность) исполнительных органов (пневмоклапанов, электропневмоклапанов и др.), используемых в пневмосистемах.

Известна двигательная установка ракетного блока по патенту №2286924 (прототип), содержащая топливный бак окислителя, заполненный низкокипящим компонентом, топливный бак горючего, заполненный высококипящим компонентом, маршевый двигатель, исполнительные органы двигательной установки, баллон высокого давления с газом, установленный в топливном баке окислителя, при этом теплообменное устройство состоит из бака горючего и установленных на нем трубопроводов-теплообменников, в которых производится подогрев газового компонента за счет тепла бака горючего, заполненного высококипящим топливом (например, керосином).

Прототип имеет следующие недостатки.

Поток газового компонента, поступая напрямую на исполнительные органы, расположенные в непосредственной близости от выхода из теплообменного устройства, имеет такие динамические свойства (высокая скорость, турбулентность), которые могут привести к нестабильной работе, к снижению ресурса и надежности исполнительных органов.

Кроме того, газовый компонент, необходимый для работы исполнительных органов двигательной установки, может храниться в баллонах, погруженных в криогенный окислитель (например, кислород) бака окислителя и имеет соответственно криогенную температуру. С помощью теплообменного устройства газовый компонент подогревается до температуры, при которой исполнительные органы двигательной установки могут надежно работать. В течение работы двигательной установки, обеспечивающей заданную траекторию полета, при небольших перерывах между запусками маршевого двигателя времени на подогрев криогенного компонента до заданной температуры может оказаться недостаточно.

Задачей предложенной двигательной установки ракетного блока является повышение надежности ее работы за счет снижения динамических свойств потока газового компонента на выходе из теплообменного устройства, а также за счет дополнительного подогрева поступающего из теплообменного устройства газового компонента до подачи его в исполнительные органы на всех этапах работы двигательной установки с использованием запасов тепла бака горючего.

Задача решается за счет того, что в двигательной установке ракетного блока, содержащей бак окислителя, заполненный низкокипящим компонентом, бак горючего, заполненный высококипящим компонентом, маршевый двигатель, исполнительные органы, баллон высокого давления с газом, установленный в баке окислителя, теплообменное устройство, включающее упомянутый бак горючего и установленные на нем трубопроводы-теплообменники, при этом в состав теплообменного устройства введен ресивер и трубопровод-змеевик с тройником. Трубопровод-змеевик одним концом сообщен с ресивером, а другим - с общим выходом из трубопроводов-теплообменников. Ресивер и трубопровод-змеевик закреплены на баке горючего и имеют с баком горючего тепловой контакт. Тройник в трубопроводе-змеевике установлен после общего выхода из трубопроводов-теплообменников, боковой штуцер тройника сообщен с исполнительными органами двигательной установки. Трубопровод-змеевик и ресивер вместе с баком горючего размещены в объеме, закрытом общей экранно-вакуумной теплоизоляцией ракетного блока.

На чертеже схематично изображена двигательная установка ракетного блока, где:

1. бак окислителя;

2. бак горючего;

3. маршевый двигатель;

4. трубопровод-змеевик;

5. баллон высокого давления;

6. тройник;

7. боковой штуцер тройника;

8. ресивер;

9. исполнительные органы;

10. трубопроводы-теплообменники;

11. экранно-вакуумная теплоизоляция;

12. выход из трубопроводов-теплообменников.

В двигательной установке ракетного блока, содержащей бак окислителя 1, заполненный низкокипящим компонентом, бак горючего 2, заполненный высококипящим компонентом, маршевый двигатель 3, исполнительные органы 9, баллон высокого давления 5, теплообменное устройство, включающее бак горючего 2 и установленные на нем трубопроводы-теплообменники 10, в состав теплообменного устройства введен ресивер 8 и трубопровод-змеевик 4 с тройником 6, трубопровод-змеевик 4 одним концом сообщен с ресивером 8, а другим - с общим выходом из трубопроводов-теплообменников 12. Ресивер 8 и трубопровод-змеевик 4 закреплены на баке горючего 2 и имеют с ним тепловой контакт; тройник 6 в трубопроводе-змеевике 4 установлен после общего выхода из трубопроводов-теплообменников 12, боковой штуцер тройника 7 сообщен с исполнительными органами 9 двигательной установки. Трубопровод-змеевик 4 и ресивер 8 вместе с баком горючего 2 размещены в объеме, закрытом общей экранно-вакуумной теплоизоляцией 11 ракетного блока, чем достигается дополнительный подогрев поступающего из теплообменного устройства газового компонента до подачи его в исполнительные органы 9 на всех этапах работы двигательной установки с использованием запасов тепла бака горючего 2.

Трубопровод-змеевик 4, тройник 6 и ресивер 8 обеспечивают снижение динамических свойств потока газового компонента за счет изменения направления движения потока.

При малых промежутках времени между запусками маршевого двигателя 3 двигательной установки ракетного блока газовый компонент не успевает приобрести стабильную температуру, необходимую для работы исполнительных органов 9, поэтому требуется дополнительное устройство для его подогрева.

Трубопровод-змеевик 4 и ресивер 8 (например, объемом 0,5 литра) получают тепло за счет непосредственного теплового контакта с баком горючего 2, заполненным высококипящим компонентом (например, керосином), имеющим запас тепла за счет большого объема высококипящего топлива и конструкции топливного бака 2, причем наличие экранно-вакуумной теплоизоляции 11, в тепловом пространстве которой находятся перечисленные выше элементы двигательной установки, обеспечивает сохранение тепла между пусками маршевого двигателя 3 ракетного блока.

В процессе работы двигательной установки, после запуска маршевого двигателя 3, газовый компонент из баллона высокого давления 5, погруженного в криогенный компонент бака окислителя 1, поступает в трубопроводы-теплообменники 10 теплообменного устройства и далее по трубопроводу-змеевику 4 - в ресивер 8, нагревается за счет теплового контакта и излучения тепла от бака горючего 2 и дополнительно подогретым используется для работы исполнительных органов 9 (например, электропневмоклапанов) двигательной установки.

Поток газового компонента из трубопроводов-теплообменников 10 напрямую поступает по трубопроводу-змеевику 4 в ресивер 8, теряет свои динамические свойства за счет многократного изменения направления своего движения и далее через боковой штуцер тройника 7 поступает в исполнительные органы 9. Аналогичный процесс происходит при каждом запуске маршевого двигателя 3 двигательной установки ракетного блока.

Повышение надежности работы двигательной установки ракетного блока достигается за счет снижения динамических свойств потока газового компонента на выходе из теплообменного устройства, а также за счет дополнительного подогрева поступающего из трубопроводов-теплообменников 10 теплообменного устройства газового компонента до подачи его в исполнительные органы 9 на всех этапах работы двигательной установки с использованием запасов тепла бака горючего 2.

Двигательная установка ракетного блока, содержащая бак окислителя, заполненный низкокипящим компонентом, бак горючего, заполненный высококипящим компонентом, маршевый двигатель, исполнительные органы, баллон высокого давления с газом, установленный в баке окислителя, теплообменное устройство, включающее упомянутый бак и установленные на нем трубопроводы-теплообменники, отличающаяся тем, что в состав теплообменного устройства введен ресивер и трубопровод-змеевик с тройником, трубопровод-змеевик одним концом сообщен с ресивером, а другим - с общим выходом из трубопроводов-теплообменников, ресивер и трубопровод-змеевик закреплены на баке горючего и имеют с ним тепловой контакт, тройник в трубопроводе-змеевике установлен после выхода из трубопроводов-теплообменников, боковой штуцер тройника сообщен с исполнительными органами двигательной установки, трубопровод-змеевик и ресивер вместе с баком горючего размещены в объеме, закрытом общей экранно-вакуумной теплоизоляцией ракетного блока.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к двигательным системам ракетных блоков. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к элементам конструкции двигательных установок ракетных блоков. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетных твердотопливных двигателей, управляемых с помощью газовых рулей по командам системы управления ракеты.

Изобретение относится к космической технике и предназначено для обеспечения жизнедеятельности на космических орбитальных станциях (КОС) при длительных полетах. .

Изобретение относится к космической технике, а конкретнее к области проектирования и эксплуатации систем дозаправки жидких продуктов, используемых на длительно действующих космических орбитальных станциях.

Изобретение относится к космической технике, а точнее к области проектирования и эксплуатации систем и устройств для перекачки топлива двигательных установок (ДУ) космических летательных аппаратов (КЛА).

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, в частности к системам дренажирования рабочей среды. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для запуска с Земли как беспилотных, так и пилотируемых воздушно-космических аппаратов.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции космической головной части. .

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

Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов в космосе. .

Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов в космосе. .

Изобретение относится к космонавтике и служит для проживания астронавтов. .

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