Двигательная установка космического летательного аппарата (варианты) и способ ее эксплуатации



Двигательная установка космического летательного аппарата (варианты) и способ ее эксплуатации
Двигательная установка космического летательного аппарата (варианты) и способ ее эксплуатации

 


Владельцы патента RU 2497730:

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

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Двигательная установка включает криогенный бак с экранно-вакуумной теплоизоляцией, расходный клапан, бустерный насос, трубопровод питания, камеру сгорания двигателя и заборное устройство криогенного бака, содержащее нижнее днище криогенного бака, накопитель капиллярного типа с теплообменником под сеточным разделителем и дроссельное устройство. На входе в камеру сгорания двигателя установлен двухпозиционный пуско-отсечной клапан, обеспечивающий до запуска двигателя выход испаренной криогенной жидкости за пределы космического летательного аппарата, и вводящий в процессе и после запуска двигателя криогенную жидкость в камеру сгорания двигателя. Двигательная установка по первому варианту содержит канал, сообщающий выход из теплообменника с полостью между расходным клапаном и бустерным насосом, обеспечивающий постоянное захолаживание конструкции двигателя до пуска двигателя и между его запусками. Двигательная установка по второму варианту содержит трубопровод с компенсатором перемещений, сообщающий выход из теплообменника с трубопроводом питания за бустерным насосом. Способ эксплуатации двигательной установки включает подачу криогенной жидкости из накопителя в теплообменник через дроссельное устройство и охлаждение криогенной жидкости в накопителе с помощью теплообменника. До очередного запуска двигателя сообщают трубопровод питания двигателя с дренажно-подпорным трубопроводом, далее при очередном запуске и штатной работе двигателя сообщают трубопровод питания двигателя с камерой сгорания двигателя, по окончании работы двигателя сообщают трубопровод питания двигателя с дренажно-подпорным трубопроводом для обеспечения охлаждения конструкции двигателя до следующего его запуска. Достигается улучшение массовых характеристик двигательной установки космического летательного аппарата и повышение надежности ее функционирования. 3 н.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть применено в качестве жидкостной ракетной двигательной установки космического летательного аппарата в условиях ее многоразового включения.

При хранении в космическом летательном аппарате криогенного топлива в космических условиях между запусками двигателя имеет место прогрев заборного устройства и прилегающей к нему криогенной жидкости с возможным образованием паровой фазы. Средства хранения и подачи криогенной жидкости в двигатель, в состав которых входит заборное устройство, должны при заливке и запуске двигателя обеспечить поступление в него криогенной жидкости без паровых включений, при этом температура криогенной жидкости должна быть ниже температуры насыщения при давлении в баке космического летательного аппарата.

Прототипом является двигательная установка, включающая криогенный бак, бустерный насос, трубопровод питания, камеру сгорания двигателя и заборное устройство криогенного бака, содержащее нижнее днище криогенного бака, накопитель капиллярного типа с теплообменником под сеточным разделителем и дроссельным устройством для подачи криогенной жидкости с заданным расходом из накопителя капиллярного типа в теплообменник, для обеспечения запуска двигателя.

Прототипом способа эксплуатации двигательной установки является способ, включающий подачу криогенной жидкости из накопителя в теплообменник через дроссельное устройство и охлаждение криогенной жидкости в накопителе с помощью теплообменника. (Оба прототипа описаны в книге «Капиллярные системы отбора жидкости из баков космических летательных аппаратов». Авторы: В.В. Багров, А.В. Курпатенков, В.Н. Поляев, А.Л. Синцов, В.Ф. Сухоставец. Москва, УНПЦ «Энергомаш», 1977 г., стр.99-105).

Согласно известной двигательной установке накопитель криогенной жидкости, предназначенный для удержания жидкости, установлен на нижнем днище бака и представляет собой цилиндрическую обечайку с конусной крышкой.

Для предотвращения высыхания фазоразделяющих экранов (сеточный разделитель) на боковой поверхности накопителя и его крышке расположен охлаждающий змеевик. Змеевик установлен также на днище бака, что предотвращает поступление тепла к накопителю от двигателя (кислородного бустерного насоса) и других элементов конструкции.

В накопителе предусмотрена конструкция переохлаждения жидкости, состоящая из заборного устройства и теплообменника. Теплообменник предназначен для охлаждения находящегося в накопителе кислорода между запусками и в период запуска двигателя. В процессе запуска двигателя элементы конструкции двигателя захолаживаются за счет протока кислорода из накопителя через бустерный насос, трубопровод питания и основной турбонасосный агрегат в двигатель. Сброс кислорода осуществляется через камеру сгорания двигателя.

Охладителем в змеевике и теплообменнике является хранимый в накопителе жидкий кислород, который во время полета поступает из накопителя через дроссельное устройство в теплообменник и в змеевик, где из-за уменьшения давления насыщения и соответственно снижения температуры появляется разница между температурой охладителя и конструкцией. Жидкость в змеевике и теплообменнике частично испаряется, и через клапан и дренажный трубопровод удаляется за борт в окружающее пространство (практический вакуум). Это устройство термостатирования испарительного типа.

Такое устройство обеспечения температуры жидкости и конструкции имеет следующие недостатки:

- Из-за неполного испарения кислорода в теплообменнике имеет место неэффективное использование холодозапаса криогенной жидкости, что приводит к непроизводительному выбросу кислорода и ухудшению массовых характеристик двигательной установки.

- Наличие клапанов на выходе из каналов охлаждения и необходимость управления ими усложняет работу системы управления и снижает надежность функционирования двигательной установки.

- Захолаживание прогретой конструкции двигателя проводится непосредственно в процессе его запуска. В условиях кипения и парообразования криогенной жидкости на неохлажденных, элементах конструкции расход кислорода в начале запуска не стабилен. Затягивается время выхода двигателя на номинальный режим, при этом происходит непроизводительный выброс кислорода, что приводит к ухудшению массовых характеристик двигательной установки. Задачей предложенной двигательной установки космического летательного аппарата и способа ее эксплуатации является улучшение массовых характеристик двигательной установки космического летательного аппарата и повышение надежности ее функционирования.

Задача по первому варианту решается за счет того, что в двигательную установку космического летательного аппарата, включающую криогенный бак, с экранно-вакуумной теплоизоляцией, расходный клапан, бустерный насос, трубопровод питания, камеру сгорания двигателя и заборное устройство криогенного бака, содержащее нижнее днище криогенного бака, накопитель капиллярного типа с теплообменником под сеточным разделителем и дроссельным устройством для подачи криогенной жидкости с заданным расходом из накопителя капиллярного типа в теплообменник, введен канал, сообщающий выход из теплообменника с полостью между расходным клапаном и бустерным насосом, обеспечивающий постоянное захолаживание конструкции двигателя до пуска двигателя и между его запусками, причем в канале установлена подпорная шайба, поддерживающая заданное давление и температуру криогенной жидкости в теплообменнике.

На входе в камеру сгорания двигателя установлен двухпозиционный пуско-отсечной клапан, обеспечивающий до запуска двигателя, с помощью подсоединенного к нему дренажно-подпорного трубопровода, выход испаренной криогенной жидкости за пределы космического летательного аппарата. А в процессе и после запуска двигателя двухпозиционный пуско-отсечной клапан вводит криогенную жидкость в камеру сгорания двигателя, при этом проходное сечение дренажно-подпорного трубопровода совместно с подпорной шайбой выбирают обеспечивающим давление в полости двигателя выше давления замерзания криогенной жидкости.

Задача по второму варианту решается за счет того, что в двигательную установку космического летательного аппарата, включающую криогенный бак с экранно-вакуумной теплоизоляцией, расходный клапан, бустерный насос, трубопровод питания, камеру сгорания двигателя и заборное устройство криогенного бака, содержащее нижнее днище криогенного бака, накопитель капиллярного типа с теплообменником под сеточным разделителем и дроссельное устройство для подачи криогенной жидкости с заданным расходом из накопителя капиллярного типа в теплообменник, введен трубопровод с компенсатором перемещений. Трубопровод сообщает выход из теплообменника с трубопроводом питания за бустерным насосом, обеспечивающий постоянное захолаживание конструкции двигателя до пуска двигателя и между его запусками. В трубопроводе установлена подпорная шайба, поддерживающая заданное давление и температуру криогенной жидкости в теплообменнике, а компенсатор перемещений трубопровода обеспечивает компенсацию технологических и относительных перемещений конструкции в процессе монтажа трубопровода и эксплуатации двигательной установки.

На входе в камеру сгорания двигателя установлен двухпозиционный пуско-отсечной клапан, обеспечивающий до запуска двигателя, с помощью подсоединенного к нему дренажно-подпорного трубопровода, выход испаренной криогенной жидкости за пределы космического летательного аппарата. А в процессе и после запуска двигателя двухпозиционный пуско-отсечной клапан вводит криогенную жидкость в камеру сгорания двигателя, при этом проходное сечение дренажно-подпорного трубопровода совместно-с подпорной шайбой выбирают обеспечивающим давление в полости двигателя выше давления замерзания криогенной жидкости.

Задача решается за счет того, что в способе эксплуатации двигательной установки, включающим подачу криогенной жидкости из накопителя в теплообменник через дроссельное устройство и охлаждение криогенной жидкости в накопителе с помощью теплообменника, сначала до очередного запуска двигателя сообщают трубопровод питания двигателя с дренажно-подпорным трубопроводом, при этом обеспечивается прохождение криогенной жидкости через подпорную шайбу и выход испаренной в процессе охлаждения конструкции двигателя криогенной жидкости за пределы космического летательного аппарата. Далее при очередном запуске и штатной работе двигателя сообщают трубопровод питания двигателя с камерой сгорания двигателя, затем по окончании работы двигателя сообщают трубопровод питания двигателя с дренажно-подпорным трубопроводом для обеспечения охлаждения конструкции двигателя до следующего его запуска.

На фиг.1 схематично представлена двигательная установка космического летательного аппарата по первому варианту, на фиг.2 схематично представлена двигательная установка космического летательного аппарата по второму варианту, где:

1. криогенный бак с экранно-вакуумной теплоизоляцией;

2. расходный клапан;

3. бустерный насос;

4. трубопровод питания двигателя;

5. камера сгорания двигателя;

6. нижнее днище криогенного бака;

7. накопитель капиллярного типа;

8. теплообменник;

9. сеточный разделитель;

10. дроссельное устройство;

11. трубопровод;

12. компенсатор перемещений;

13. подпорная шайба;

14. двухпозиционный пуско-отсечной клапан;

15. дренажно-подпорный трубопровод;

16. основной турбонасосный агрегат;

17. канал;

18. выход из теплообменника;

19. полость между расходным клапаном и бустерным насосом.

По первому варианту в двигательную установку космического летательного аппарата, включающую криогенный бак с экранно-вакуумной теплоизоляцией 1, расходный клапан 2, бустерный насос 3, трубопровод питания двигателя 4, камеру сгорания двигателя 5 и заборное устройство криогенного бака, содержащее нижнее днище криогенного бака 6, накопитель капиллярного типа 7 с теплообменником 8 под сеточным разделителем 9 и дроссельное устройство 10 для подачи криогенной жидкости с заданным расходом из накопителя капиллярного типа 7 в теплообменник 8, введен канал 17, сообщающий выход из теплообменника 18 с полостью между расходным клапаном и бустерным насосом 19, обеспечивающий постоянное захолаживание конструкции двигателя до пуска двигателя и между его запусками, причем в канале 17 установлена подпорная шайба 13, поддерживающая заданное давление и температуру криогенной жидкости в теплообменнике 8.

Канал 17, например, может быть выполнен в виде патрубка, сообщающего выход из теплообменника 18 с полостью между расходным клапаном и бустерным насосом 19, или в виде сообщения выхода из теплообменника 18 с полостью между расходным клапаном и бустерным насосом 19 с помощью сверлений в теле фланцевого соединения криогенного бака с экранно-вакуумной теплоизоляцией 1 и расходного клапана 2.

На входе в камеру сгорания двигателя 5 установлен двухпозиционный пуско-отсечной клапан 14, обеспечивающий до запуска двигателя, с помощью подсоединенного к нему дренажно-подпорного трубопровода 15, выход испаренной криогенной жидкости за пределы космического летательного аппарата. А в процессе и после запуска двигателя двухпозиционный пуско-отсечной клапан 14 вводит криогенную жидкость в камеру сгорания двигателя 5, при этом проходное сечение дренажно-подпорного трубопровода 15 совместно с подпорной шайбой 13 выбирают обеспечивающим давление в полости двигателя выше давления замерзания криогенной жидкости.

По второму варианту в двигательную установку космического летательного аппарата, включающую криогенный бак с экранно-вакуумной теплоизоляцией 1, расходный клапан 2, бустерный насос 3, трубопровод, питания двигателя 4, камеру сгорания двигателя 5 и заборное устройство криогенного бака, содержащее нижнее днище криогенного бака 6, накопитель капиллярного типа 7 с теплообменником 8 под сеточным разделителем 9 и дроссельное устройство 10 для подачи криогенной жидкости с заданным расходом из накопителя капиллярного типа 7 в теплообменник 8, введен трубопровод 11 с компенсатором перемещений 12. Трубопровод 11 сообщает выход из теплообменника 8 с трубопроводом питания 4 за бустерным насосом 3, обеспечивающий постоянное захолаживание конструкции двигателя до пуска двигателя и между его запусками. В трубопроводе 11 установлена подпорная шайба 13, поддерживающая заданное давление и температуру криогенной жидкости в теплообменнике 8, а компенсатор перемещений 12 трубопровода 11 обеспечивает компенсацию технологических и относительных перемещений конструкции в процессе монтажа трубопровода 11 и эксплуатации двигательной установки.

На входе в камеру сгорания двигателя 5 установлен двухпозиционный пуско-отсечной клапан 14, обеспечивающий до запуска двигателя, с помощью подсоединенного к нему дренажно-подпорного трубопровода 15, выход испаренной криогенной жидкости за пределы космического летательного аппарата. А в процессе и после запуска двигателя двухпозиционный пуско-отсечной клапан 14 вводит криогенную жидкость в камеру сгорания двигателя 5, при этом проходное сечение дренажно-подпорного трубопровода 15 совместно с подпорной шайбой 13 выбирают обеспечивающим давление в полости двигателя выше давления замерзания криогенной жидкости.

Сообщение выхода из теплообменника 18 с полостью между расходным клапаном и бустерным насосом 19 по первому варианту позволяет за счет охлаждения трубопровода питания двигателя 4, бустерного насоса 3 и основного турбонасосного агрегата 16 двигателя во время полета между запусками двигателя существенно уменьшить теплоприток к заборному устройству криогенного бака 6 теплопроводностью по конструкции и излучением, а также снизить потребный расход криогенной жидкости через теплообменник 8. Позволяет также поднять давление в трубопроводе питания двигателя 4 выше тройной точки криогенной жидкости (например, жидкого кислорода), что исключает образование криогенного льда на расходном клапане 2 и тем самым повышает надежность функционирования космического летательного аппарата. Постоянное до запуска охлаждение конструкции двигателя улучшает условия его запуска, а отсутствие клапана за теплообменником 8 исключает необходимость управления его работой при смене режимов полета космического летательного аппарата.

При сообщении теплообменника 8 с трубопроводом питания двигателя 4 за бустерным насосом 3 по второму варианту сохраняются положительные качества, перечисленные выше по первому варианту.

Однако, из-за отсутствия клапана в теплообменнике 8 во время работы бустерного агрегата 3 криогенная жидкость из трубопровода питания двигателя 4, где давление выше, чем давление в криогенном баке с экранно-вакуумной теплоизоляцией 1, поступит по теплообменнику 8 и через дроссельное устройство 10 в полость накопителя капиллярного типа 7 под сеточным разделителем 9. В виду малого проходного сечения дроссельного устройства 10 расход через него не превысит 10-2% от величины расхода через бустерный агрегат 3, поэтому влиянием этого расхода на работу и характеристики двигательной установки можно пренебречь.

При сообщении выхода из теплообменника 18 с полостью между расходным клапаном и бустерным насосом 19 по первому варианту перетекание криогенной жидкости в криогенный бак с экранно-вакуумной теплоизоляцией 1 из-за незначительной разницы давления между полостью накопителя капиллярного типа 7 под сеточным разделителем 9 и давлением за расходным клапаном 2 при работе двигательной установки практически отсутствует.

Теплообменник 8 охлаждает криогенную жидкость в полости накопителя капиллярного типа 7 под сеточным разделителем 9 до температуры не ниже температуры насыщения криогенной жидкости при давлении в теплообменнике 8, создаваемом за счет введения подпорной шайбы 13 в канал 17 по первому варианту в трубопровод 11 по второму варианту. Таким образом, подпорная шайба 13 заданного проходного сечения обеспечивает требуемую температуру криогенной жидкости на выходе из криогенного бака с экранно-вакуумной теплоизоляцией 1 при запуске двигателя.

Двигательная установка космического летательного аппарата, включающая криогенный бак с экранно-вакуумной теплоизоляцией 1, расходный клапан 2, бустерный насос 3, трубопровод питания двигателя 4, камеру сгорания двигателя 5 и заборное устройство криогенного бака, содержащее нижнее днище криогенного бака 6, накопитель капиллярного типа 7 с теплообменником 8 под сеточным разделителем 9 и дроссельным устройством 10 для подачи криогенной жидкости с заданным расходом из накопителя капиллярного типа 7 в теплообменник 8, работает следующим образом.

Во время заправки и стоянки заправленного криогенного бака с экранно-вакуумной теплоизоляцией 1 из-за наличия в полости двигателя атмосферного давления, которое значительно выше рабочего давления в теплообменнике 8, проходящая через дроссельное устройство 10 в теплообменник 8 криогенная жидкость не газифицируется и не понижает температуру нижнего днища криогенного бака 6 и установленного на нем заборного устройства криогенного бака. Однако, криогенная жидкость, попадая в трубопровод питания двигателя 4 по каналу 17 по первому варианту или по трубопроводу 11 по второму варианту, испаряется, охлаждает элементы конструкции двигателя, подготавливая его к первому запуску, и через дренажи удаляется в атмосферу. При этом температура заборного устройства криогенного бака и нижнего днища криогенного бака 6 соответствует температуре жидкости в криогенном баке с экранно-вакуумной теплоизоляцией 1. После прохождения космическим летательным аппаратом атмосферы и снижения давления в трубопроводе питания двигателя 4, в процессе последующего полета космического летательного аппарата криогенная жидкость за дроссельным устройством 10 газифицируется, ее температура становится ниже температуры жидкости в криогенном баке с экранно-вакуумной теплоизоляцией 1 и соответствует температуре насыщения при давлении, обеспечиваемым подпорной шайбой 13. За счет разницы между температурой криогенной жидкости в нижней части криогенного бака с экранно-вакуумной теплоизоляцией 1, температурой заборного устройства криогенного бака и температурой криогенной жидкости в теплообменнике 8 охлаждается заборное устройство криогенного бака и криогенная жидкость в полости накопителя капиллярного типа 7 под сеточным разделителем 9. В теплообменник 8 за счет передачи тепла теплопроводностью по конструкции также поступает теплоприток от бустерного насоса 3, что приводит к испарению криогенной жидкости в теплообменнике 8. По мере охлаждения криогенной жидкости в накопителе капиллярного типа 7 под сеточным разделителем 9 в теплообменнике 8 уменьшается доля испаряющейся криогенной жидкости. Испаренная и частично испаренная криогенная жидкость поступает в трубопровод питания двигателя 4, где за счет теплообмена с конструкцией доиспаряется, понижая температуру элементов конструкции двигателя и увеличивая надежность его запуска. Криогенная жидкость, поступающая из теплообменника 8, повышает давление в трубопроводе питания двигателя 4 выше его тройной точки (например, для жидкого кислорода ~ 0,146·10-3 МПа), исключая возможность образования криогенного льда на расходном клапане 2 и тем самым повышая надежность запуска двигателя.

Испаренная и нагретая за счет контакта с конструкцией двигателя криогенная жидкость через двухпозиционный пуско-отсечной клапан 14 и дренажно-подпорный трубопровод 15 удаляется за пределы космического летательного аппарата, при этом проходное сечение дренажно-подпорного трубопровода 15 обеспечивает давление в трубопроводе питания двигателя 4 выше тройной точки криогенной жидкости. При запуске двигателя открывается расходный клапан 2, раскручивается вал бустерного насоса 3, двухпозиционный пуско-отсечной клапан 14 перекрывает дренажно-подпорный трубопровод 15 и открывает подачу криогенной жидкости в камеру сгорания двигателя 5.

Предложенная двигательная установка космического летательного аппарата и способ ее эксплуатации обеспечивает повышение массовых характеристик двигательной установки космического летательного аппарата за счет сокращения от 50 до 100% расхода криогенной жидкости (например, жидкого кислорода) на предпусковое захолаживание двигателя, и увеличение надежности функционирования двигательной установки космического летательного аппарата за счет повышение эффективности термостатирования криогенной жидкости в накопителе капиллярного типа 7 под сеточным разделителем 9 в требуемом температурном режиме с помощью подпорной шайбы 13, размещенной на выходе из теплообменника 8, а также за счет постоянного захолаживания конструкции двигателя малым расходом криогенной жидкости через подпорную шайбу 13 до пуска двигателя и между его запусками, при этом обеспечивается снижение теплопритоков к заборному устройству криогенного бака.

Кроме того, повышение давления в трубопроводе питания двигателя 5 выше тройной точки криогенной жидкости исключает образование криогенного льда на расходном клапане 2, повышая надежность запуска двигателя.

1. Двигательная установка космического летательного аппарата, включающая криогенный бак с экранно-вакуумной теплоизоляцией, расходный клапан, бустерный насос, трубопровод питания, камеру сгорания двигателя и заборное устройство криогенного бака, содержащее нижнее днище криогенного бака, накопитель капиллярного типа с теплообменником под сеточным разделителем и дроссельное устройство для подачи криогенной жидкости с заданным расходом из накопителя капиллярного типа в теплообменник, отличающаяся тем, что введен канал, сообщающий выход из теплообменника с полостью между расходным клапаном и бустерным насосом, обеспечивающий постоянное захолаживание конструкции двигателя до пуска двигателя и между его запусками, причем в канале установлена подпорная шайба, поддерживающая заданные давление и температуру криогенной жидкости в теплообменнике; на входе в камеру сгорания двигателя установлен двухпозиционный пускоотсечной клапан, обеспечивающий до запуска двигателя, с помощью подсоединенного к нему дренажно-подпорного трубопровода, выход испаренной криогенной жидкости за пределы космического летательного аппарата и вводящий в процессе и после запуска двигателя криогенную жидкость в камеру сгорания двигателя, при этом проходное сечение дренажно-подпорного трубопровода совместно с подпорной шайбой выбирают обеспечивающим давление в полости двигателя выше давления замерзания криогенной жидкости.

2. Двигательная установка космического летательного аппарата, включающая криогенный бак с экранно-вакуумной теплоизоляцией, расходный клапан, бустерный насос, трубопровод питания, камеру сгорания двигателя и заборное устройство криогенного бака, содержащее нижнее днище криогенного бака, накопитель капиллярного типа с теплообменником под сеточным разделителем и дроссельное устройство для подачи криогенной жидкости с заданным расходом из накопителя капиллярного типа в теплообменник, отличающаяся тем, что введен трубопровод с компенсатором перемещений, сообщающий выход из теплообменника с трубопроводом питания за бустерным насосом, обеспечивающий постоянное захолаживание конструкции двигателя до пуска двигателя и между его запусками, причем в трубопроводе установлена подпорная шайба, поддерживающая заданные давление и температуру криогенной жидкости в теплообменнике, а компенсатор перемещений трубопровода обеспечивает компенсацию технологических и относительных перемещений конструкции в процессе монтажа трубопровода и эксплуатации двигательной установки; на входе в камеру сгорания двигателя установлен двухпозиционный пускоотсечной клапан, обеспечивающий до запуска двигателя, с помощью подсоединенного к нему дренажно-подпорного трубопровода, выход испаренной криогенной жидкости за пределы космического летательного аппарата и вводящий в процессе и после запуска двигателя криогенную жидкость в камеру сгорания двигателя, при этом проходное сечение дренажно-подпорного трубопровода совместно с подпорной шайбой выбирают обеспечивающим давление в двигателе выше давления замерзания криогенной жидкости.

3. Способ эксплуатации двигательной установки, включающий подачу криогенной жидкости из накопителя в теплообменник через дроссельное устройство и охлаждение криогенной жидкости в накопителе с помощью теплообменника, отличающийся тем, что сначала до очередного запуска двигателя сообщают трубопровод питания двигателя с дренажно-подпорным трубопроводом, при этом обеспечивается прохождение криогенной жидкости через подпорную шайбу и выход испаренной в процессе охлаждения конструкции двигателя криогенной жидкости за пределы космического летательного аппарата, далее при очередном запуске и штатной работе двигателя сообщают трубопровод питания двигателя с камерой сгорания двигателя, затем по окончании работы двигателя сообщают трубопровод питания двигателя с дренажно-подпорным трубопроводом для обеспечения охлаждения конструкции двигателя до следующего его запуска.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к реактивной технике. Покрытие мультипликатора инжекторного ускорителя состоит из плоских, скругленных по углам пластин, изготовленных из легкого, прочного, жаростойкого сплава металла, размерами от 30 мм до 70 мм, толщиной от 3 мм до 5 мм.

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат состоит из жестко связанных с корпусом блока управления, двух реактивных двигателей, двух изогнутых и повернутых в разные стороны выхлопных труб для выхода воспламененного топлива, выходящего также и через выхлопное сопло, размещенной впереди этого сопла камеры сгорания с конусообразным выступом впереди.

Изобретение относится к области космической техники, а более конкретно к способам космического захоронения радиоактивных отходов и космическим аппаратам (КА) с электроракетной двигательной установкой для транспортировки на орбиты захоронения в дальний космос радиоактивных отходов (РАО).

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. .

Изобретение относится к области ракетостроения. .

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам на криогенном топливе. .

Изобретение относится к космической технике. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракетных летательных аппаратов и ракетных двигателей. .

Изобретение относится к ракетной технике. Блок тяги жидкостного ракетного двигателя содержит раму, камеру сгорания с соплом и устройство защиты блока тяги, имеющее донные экраны. Устройство защиты блока тяги дополнительно оснащено устройством тепловой защиты рамы, выполненным в виде устройства охлаждения стенки камеры сгорания с каналами в ней, сообщающимися с каналами подачи одного из компонентов топлива к форсуночной камере. Достигается повышение надежности блока тяги жидкостного ракетного двигателя. 1 ил.

Группа изобретений относится к космической технике, в частности к перемещению в межпланетном пространстве с использованием ресурсов космоса, и может быть использована для ударного воздействия на опасные космические объекты (ОКО). Способ включает выбор в качестве космического тела-ударника (КТУ) кометного ядра одной из мини-комет с орбитами (6), сближающимися с Землей (1). По траектории (8) к КТУ выводят с Земли ракетную двигательную установку, использующую в качестве рабочего тела испаряемое вещество кометного ядра. Посадку на КТУ производят в точке (9). С помощью данной двигательной установки переводят КТУ с начальной орбиты (7) на траекторию (10), обеспечивающую его столкновение с ОКО (3). В результате столкновения с КТУ в точке (11) ОКО приобретает импульс, переводящий его с начальной, грозящей столкновением с Землей в точке (5), орбиты (4) на безопасную траекторию (12). Устройство для реализации способа (не показано) содержит указанную ракетную двигательную установку, грунтозаборник с испарителем кометного вещества, энергетическую установку (с солнечным концентратором) и астронавигационное устройство. После внедрения грунтозаборника в кометное ядро испаритель производит возгонку летучих веществ ядра. Испарившиеся газы, нагреваясь (солнечным концентратором), истекают из сопла двигательной установки, создавая тягу. Астронавигационное устройство задает требуемую ориентацию вектора тяги. Техническим результатом изобретений является сокращение времени на отклонение ОКО или его фрагментов от столкновения с Землей при минимальных энергетических затратах на проведение миссии с обеспечением необходимой длительности работы двигательной установки и повышением ее надежности. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам, а именно к летательным пусковым установкам (ЛПУ). ЛПУ содержит связку баков, крепежные средства, крыло, двигатель, полезную нагрузку. Связка баков содержит две пары одинаковых по объему цилиндрических баков с ракетным топливом одинаковой плотности и одинаковым объемным расходом. Четыре бака прикреплены друг к другу усиливающими поясами, образующими части баков, с неизменным центром тяжести при истечении ракетного топлива. Крепежные средства прикреплены к двум бакам с возможностью крепления к ним крыла. Связка баков размещена в верхней ступени с квадратным сечением и закругленными углами. Изобретение позволяет уменьшить длину пусковой установки. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к двигательным системам космических аппаратов. Предлагаемая ионная двигательная установка (ДУ) включает в себя источник рабочего тела, выполненный в виде системы хранения и подачи изотопа алюминия 27 с источником паров (ИП) данного изотопа. ДУ также содержит связанные с источником электрической энергии через преобразователь, нейтрализатор, ускоряющую систему, ионизационную камеру (ИК) и магнитную систему. Выход ИП сообщен с ИК. В состав ДУ введены теплообменники для нагрева ИП и ИК, связанные с источником тепловой энергии, а также источники альфа-частиц (радиоактивные изотопы), встроенные в ИК. На внутреннюю поверхность ИК нанесен слой высокопористой структуры из смеси карбида бора и оксида бериллия. ИП и ИК нагреваются до температуры не ниже температуры кипения алюминия 27 (при разрежении, существующем в ИК). В ИК алюминиевые пары облучаются альфа-частицами. При этом наряду с ионизацией протекают некоторые ядерные реакции с выходом высокоэнергетических частиц и гамма-квантов. Например, можно ожидать скоростей порядка 2,5·104 м/с у ядер кремния 30 и порядка 3·107 м/с у некоторой части нейтронов. Техническим результатом изобретения является уменьшение затрат электроэнергии на ионизацию рабочего тела (повышение КПД ДУ) и увеличение удельного импульса ДУ. 1 ил.

Изобретение относится к аэрокосмической технике, а именно к летательным аппаратам (ЛА). ЛА содержит корпус, реактивные двигатели, блок управления подачи, воспламенения и истечения топлива, блок симметричных конусообразных камер сгорания, два блока выхлопных сопел, блок симметричных изогнутых выхлопных труб с оконечностью. Каждая камера сгорания жестко связана с соответствующим выхлопным соплом первого блока выхлопных сопел позади камер сгорания и жестко связана с соответствующим выхлопным соплом второго блока выхлопных сопел впереди камер сгорания. Каждое сопло жестко связано с размещенной впереди соответствующей изогнутой выхлопной трубой внутри корпуса, гидравлические входы которого блока симметричных изогнутых выхлопных труб связаны с соответствующими гидравлическими выходами блока управления. Изобретение позволяет уменьшить время полета до удаленных объектов, снизить количество потребляемой энергии. 1 ил.

Изобретение относится к пневмогидравлической системе подачи компонентов топлива реактивной двигательной установки космического аппарата. Топливный бак содержит герметичный корпус, выполненный из двух полусфер с входным и выходным штуцерами и элементами внешнего крепления. Внутри корпуса расположена и герметично соединена с ним по периметру металлическая диафрагма. Ее толщина наибольшая в экваториальной части и плавно уменьшается к полюсной части. При этом диафрагма в экваториальной части (6) выполнена в форме усеченного конуса, в средней части (7) - в форме торовой поверхности, а в полюсной части (8) - в форме сегмента сферической поверхности. Конечное (после перекладки) положение диафрагмы на чертеже показано внешним пунктиром. Техническим результатом изобретения является повышение эксплуатационных качеств металлической мембраны за счет уменьшения нагрузок и деформаций мембраны в местах ее крепления к корпусу бака. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (КА) и, в частности, к их энергодвигательным системам. Электролизная установка КА включает в себя твердополимерный электролизер, подключенный к системе электропитания КА, и систему водоснабжения. Последняя содержит циркуляционный насос, кислородный и водородный контуры циркуляции воды. Каждый из контуров включает в себя соответствующую полость электролизера и газоотделитель в виде центробежного сепаратора. Сепараторы соединены с общим электроприводом постоянного тока циркуляционного насоса. Этот электропривод подключен к системе электропитания КА последовательно с электролизером. Кислородный контур снабжен входной водяной магистралью с клапаном и в нем установлен теплообменник, подключенный к системе терморегулирования КА. Техническим результатом изобретения является стабилизация режима работы электролизера и повышение надежности бортовой электролизной установки. 1 ил.

Изобретение относится к системе хранения криогенной жидкости, в частности, для двигательной установки космического аппарата. Система содержит по меньшей мере один резервуар (1А) для жидкости и внешнюю оболочку (1В), отделенную от резервуара (1А) вакуумным пространством. В этом пространстве размещен многослойный сверхизолятор (20). Предусмотрено устройство (14) для управления подачей топлива, выполненное из материала с высокой теплопроводностью и охлаждаемое криорефрижератором (11). Данное устройство служит для локализации жидкости внутри резервуара (1А) при нахождении в условиях микрогравитации. Заливной трубопровод (21) расположен в нижней (при нахождении на Земле) части резервуара (1А) и окружен двойной стенкой вакуумной изоляции. Спускной трубопровод (22А), соединяющий резервуар (1А) с внешней оболочкой (1В), имеет длину внутренней части не менее половины диаметра резервуара (1А). Технический результат изобретения состоит в повышении конструкционного совершенства резервуаров с гидроарматурой и безопасности обслуживающего персонала. 17 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к космонавтике, а именно к бакам для хранения компонентов ракетного топлива. Космическая пусковая установка содержит криогенный бак, содержащий оболочку, одну перегородку (ограничивающую верхний и нижний объём текучей среды) с центральным проёмом (связывающий верхний и нижний объём текучей среды), вентиляционный канал с корпусом, удерживающим барьером (стенка) или механическим ограничителем, и проходами в перегородке. Проходы в перегородке способствуют перемещению пара из нижнего объёма в верхний объём, предотвращают или ограничивают подъём жидкости из нижнего объёма в верхний объём. Изобретение позволяет устранить утечки текучей среды в верхней части бака, образующийся пар в нижней части бака. 2 н. и 19 з.п. ф-лы, 5 ил.

Группа изобретений относится к ионному двигателю (ИД) для космического аппарата и способу его эксплуатации. ИД (1) включает в себя ионизационную камеру (2) с высокочастотным генератором (4) ионизирующего электромагнитного поля. Система (7) ускорения носителей заряда имеет экранирующую (8) и ускоряющую (9) решетки. ИД снабжен нейтрализатором (14). Высокие напряжения для системы (7) и, возможно, нейтрализатора (14) получают с помощью первого средства (12), которое отбирает эти напряжения из цепи генератора (4). Высокочастотная мощность может отбираться посредством конденсаторов или катушек. Могут быть предусмотрены средства (22) и (23) для выпрямления и сглаживания напряжений. Техническим результатом группы изобретений является создание конструктивно более простого и недорогого ионного двигателя, эксплуатация которого обеспечивает надежность и минимальные затраты на управление. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх