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, редуктор понижения давления с дренажным штуцером редуктора понижения давления, соединенный питающим трубопроводом с баллоном высокого давления. В двигательную установку введен пироклапан с двумя выходами и обратный клапан. Вход пироклапана сообщен с дренажным штуцером редуктора понижения давления. На первый выход пироклапана установлен защитный элемент внутренней полости пироклапана с выходным штуцером. Второй выход пироклапана через обратный клапан сообщен с трубопроводом наддува бака горючего. Достигается повышение надежности работы двигательной установки ракетного блока в процессе проведения пневмоиспытаний и подготовки к пуску ракетного блока. 2 ил.

 

Известна двигательная установка ракетного блока по патенту RU 2399564, содержащая топливный бак окислителя и топливный бак горючего, снабжающие топливом маршевый двигатель, баллон высокого давления, редуктор понижения давления, который соединен питающим трубопроводом с баллоном высокого давления, а дренажный штуцер редуктора понижения давления соединен с трубопроводом наддува топливного бака горючего - прототип.

Из баллона высокого давления газ поступает на редуктор, который понижает высокое давление баллона до рабочего давления, необходимого для функционирования элементов двигательной установки, в том числе для работы исполнительных органов (электропневмоклапанов, пневмоклапанов). В процессе проведения пневмоиспытаний двигательной установки ракетного блока, которые могут проводиться в течение длительного времени (несколько часов), используется, как правило, сжатый воздух как наиболее дешевый и доступный газ, которым заполняют баллон высокого давления, и в результате работы редуктора из его полости дренируется воздух.

В процессе подготовки ракетного блока к пуску на стартовой позиции баллон высокого давления заполняют гелием, и в результате работы редуктора в полете, который происходит за значительно меньшее время (измеряется минутами), из его полости дренируется гелий.

Поскольку пневмоиспытания двигательной установки ракетного блока проводятся в течение длительного времени, то дренируемый воздух из полости редуктора, поступая в полость бака горючего, может привести к его перенаддуву, вследствие чего возможна деформация оболочки бака горючего или ее разрушение - недостаток прототипа.

Задачей предложенной двигательной установки ракетного блока является повышение ее надежности в процессе проведения пневмоиспытаний и подготовки к пуску ракетного блока за счет исключения возможности передува бака горючего вследствие подачи в этот бак газа наддува в течение длительного времени пневмоиспытаний.

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, редуктор понижения давления с дренажным штуцером редуктора понижения давления, соединенный питающим трубопроводом с баллоном высокого давления, введен пироклапан с двумя выходами и обратный клапан, причем вход пироклапана сообщен с дренажным штуцером редуктора понижения давления. На первый выход пироклапана установлен защитный элемент внутренней полости пироклапана с выходным штуцером, а второй выход пироклапана через обратный клапан сообщен с трубопроводом наддува бака горючего, при этом в исходном состоянии пироклапана дренажный газ, поступающий из редуктора понижения давления на вход пироклапана, свободно выходит из первого выхода пироклапана, а второй выход пироклапана закрыт, после срабатывания пироклапана первый выход пироклапана перекрывается и открывается второй выход пироклапана.

На фиг 1. схематично изображена двигательная установка ракетного блока, причем пироклапан изображен в исходном состоянии, на фиг.2 пироклапан изображен после его срабатывания, где:

1 - топливный бак окислителя;

2 - топливный бак горючего;

3 - баллон высокого давления;

4 - маршевый двигатель;

5 - питающий трубопровод;

6 - трубопровод наддува;

7 - редуктор понижения давления;

8 - дренажный штуцер редуктора понижения давления;

9 - пироклапан;

10 - защитный элемент внутренней полости пироклапана;

11 - выходной штуцер защитного элемента;

12 - обратный клапан;

13 - первый выход пироклапана;

14 - второй выход пироклапана.

В двигательную установку ракетного блока, содержащую топливный бак окислителя 1 и топливный бак горючего 2, снабжающие топливом маршевый двигатель 4, баллон высокого давления 3, редуктор понижения давления 7 с дренажным штуцером редуктора понижения давления 8, соединенный питающим трубопроводом 5 с баллоном высокого давления 3, введен пироклапан 9 с двумя выходами 13 и 14 и обратный клапан 12, причем вход пироклапана 9 сообщен с дренажным штуцером редуктора понижения давления 8. На первый выход пироклапана 13 установлен защитный элемент внутренней полости пироклапана 10 с выходным штуцером защитного элемента 11, а второй выход пироклапана 14 через обратный клапан 12 сообщен с трубопроводом наддува 6 бака горючего 2, при этом в исходном состоянии пироклапана 9 дренажный газ, поступающий из редуктора понижения давления 7 на вход пироклапана 9, свободно выходит из первого выхода пироклапана 13, а второй выход пироклапана 14 закрыт, после срабатывания пироклапана 9 первый выход пироклапана 13 перекрывается и открывается второй выход пироклапана 14.

В процессе проведения пневмоиспытаний двигательной установки и подготовки к пуску ракетного блока дренируемый газ, как правило, воздух, из редуктора понижения давления 7 проходит через пироклапан 9, защитный элемент внутренней полости пироклапана 10 и выходит в полость ракетного блока через выходной штуцер защитного элемента 11, не попадая в полость топливного бака горючего 2. Защитный элемент внутренней полости пироклапана 10 может быть выполнен, например, в виде сетчатой конструкции, которая защищает пироклапан 9 от попадания в его внутреннюю полость посторонних механических элементов. Обратный клапан 12 препятствует попаданию газа на второй выход пироклапана 14 внутреннего давления топливного бака горючего 2. В процессе эксплуатации ракетного блока баллон высокого давления 3 заполняется гелием, гелий поступает из баллона высокого давления 3 в редуктор понижения давления 7, а после начала функционирования двигательной установки срабатывает пироклапан 9, в результате чего первый выход пироклапана 13 закрывается, а второй выход пироклапана 14 открывается и дренируемый гелий из редуктора понижения давления 7, открывая обратный клапан 12, поддерживает необходимое давление в топливном баке горючего 2 в процессе расходования его топлива для работы маршевого двигателя 4, при этом потерь гелия не происходит и внутренняя полость ракетного блока гелием не загазовывается, что благоприятно отражается на работе авионики.

Решение поставленной задачи другими способами, например, контролем давления в топливном баке горючего 2 или открытием одного из выходов из него на время проведения длительных пневмоиспытаний не позволяет исключить влияние человеческого фактора и не дает 100-процентной уверенности в положительных результатах испытаний.

Пироклапан 9 в исходном состоянии позволяет дренируемый воздух из редуктора понижения давления 7 сбрасывать, минуя топливный бак горючего 2 и исключая его наддув этим воздухом, а после срабатывания пироклапана 9 дренируемый гелий из редуктора понижения давления 7 используется для наддува топливного бака горючего 2, а обратный клапан 12 исключает нагружение пироклапана 9 давлением топливного бака горючего 2.

В результате обеспечивается повышение надежности двигательной установки ракетного блока в процессе проведения пневмоиспытаний и подготовки к пуску ракетного блока за счет исключения возможности передува бака горючего вследствие подачи в этот бак газа наддува в течение длительного времени пневмоиспытаний.

Двигательная установка ракетного блока, содержащая топливный бак окислителя и топливный бак горючего, снабжающие топливом маршевый двигатель, баллон высокого давления, редуктор понижения давления с дренажным штуцером редуктора понижения давления, соединенный питающим трубопроводом с баллоном высокого давления, отличающаяся тем, что в нее введен пироклапан с двумя выходами и обратный клапан, причем вход пироклапана сообщен с дренажным штуцером редуктора понижения давления, на первый выход пироклапана установлен защитный элемент внутренней полости пироклапана с выходным штуцером, а второй выход пироклапана через обратный клапан сообщен с трубопроводом наддува бака горючего, при этом в исходном состоянии пироклапана дренажный газ, поступающий из редуктора понижения давления на вход пироклапана, свободно выходит из первого выхода пироклапана, а второй выход пироклапана закрыт, после срабатывания пироклапана первый выход пироклапана перекрывается, и открывается второй выход пироклапана.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к гондоле реактивного двигателя летательного аппарата с высокой степенью двухконтурности, в которой установлен реактивный двигатель с продольной осью.

Изобретение относится к гондоле реактивного двигателя летательного аппарата с высокой степенью двухконтурности, в которой установлен реактивный двигатель с продольной осью.

Изобретение относится к области электротехники и энергетики, в частности к приводам для телескопических линейных исполнительных механизмов двойного действия, предназначенных для перемещения первой и второй деталей относительно неподвижной детали, причем указанные три детали относятся, в частности, к реверсору тяги для гондолы турбореактивного двигателя.

Изобретение относится к области электротехники и энергетики, в частности к приводам для телескопических линейных исполнительных механизмов двойного действия, предназначенных для перемещения первой и второй деталей относительно неподвижной детали, причем указанные три детали относятся, в частности, к реверсору тяги для гондолы турбореактивного двигателя.

Изобретение относится к способу и системе управления, по меньшей мере, одним приводом капотов реверсора тяги для турбореактивного двигателя, содержащая группу приводных и/или контрольных компонентов.

Изобретение относится к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкциям многоступенчатых ракет-носителей (РН), состоящих из ракетных модулей (блоков) и предназначенных для выведения полезных грузов на различные околоземные орбиты как непосредственно, так и с помощью дополнительной верхней ступени - блока довыведения, составляющей вместе с полезным грузом головной блок РН.

Изобретение относится к ракетной технике. .
Изобретение относится к контролю запуска маршевого двигателя (МД) разгонного блока (РБ) при выведении его на опорную орбиту после отделения от ракеты-носителя (РН). .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при расчете энергетически оптимальных программ управления выведением первых ступеней ракет космического назначения (РКН) исходя из снижения влияния ограничений, обусловленных обеспечением падения отделяющихся частей (ОЧ) в существующие зоны отчуждения земель под поля падения ОЧ.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции дренажа криогенного компонента из криогенного бака разгонного ракетного блока. .

Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов астронавтов в космос. .
Изобретение относится к космическим транспортным системам, их энергообеспечению, способам доставки грузов в космос и организации грузообмена между космическими аппаратами.

Изобретение относится к воздушно-космической технике. .

Изобретение относится к двигательным системам космических аппаратов (КА) и, более конкретно, к системам парусного типа, использующим солнечный ветер в качестве источника тяги.

Изобретение относится к космической технике и касается полетов в высоких слоях атмосферы и в космосе. .

Изобретение относится к электротехнике, к электрическим двигателям, и может быть использовано для создания моментов сил, способных поворачивать подвижные объекты, перемещающиеся в пространстве относительно силовых линий магнитного поля.

Изобретение относится к ракетно-космической технике

Наверх