Способ газификации жидкого ракетного топлива в баке ракеты и устройство для его реализации



Способ газификации жидкого ракетного топлива в баке ракеты и устройство для его реализации
Способ газификации жидкого ракетного топлива в баке ракеты и устройство для его реализации
Способ газификации жидкого ракетного топлива в баке ракеты и устройство для его реализации
Способ газификации жидкого ракетного топлива в баке ракеты и устройство для его реализации

 


Владельцы патента RU 2522536:

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для увода отделяющихся частей ступеней ракет космического назначения. Получают импульс путем выброса газифицированных жидких остатков невыработанных компонентов ракетного топлива (РТ), обеспечивают импульс за счет сгорания невыработанных компонентов РТ в камере газового ракетного двигателя, ограничивают объем невыработанных остатков РТ, разделяют секундный массовый расход теплоносителя (ТН) на 2 части (одну часть подают в объем, ограниченной сеткой, другую - во вторую часть топливного бака), определяют количество подаваемого ТН из условия испарения оставшихся капель компонентов РТ. Устройство для увода отделяющейся части ракеты-носителя содержит топливные баки окислителя и горючего, систему наддува баков, газовый ракетный двигатель с системами питания и газификации, магистрали с акустическими излучателями (рассчитанными из условия минимальных массовых затрат на газификацию заданными количеством топлива и давления), разделительную сетку (рассчитанную от значения силы поверхностного натяжения). Изобретение позволяет снизить энергетические затраты на газификацию заданного количества остатков компонентов РТ. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относятся к ракетно-космической технике, в частности к ракетам космического назначения (РКН) с маршевыми жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), и могут быть использованы для разработки автономных бортовых систем спуска (АБСС) отделяющихся частей (04) ступеней РКН на основе газификации остатков невыработанных жидких компонентов ракетного топлива (КРТ).

Известен способ нейтрализации токсичных компонентов ракетного топлива на основе азотной кислоты и несимметричного диметилгидразина в отделяющейся части ракеты, защищенный патентом РФ №2028468.

Способ включает следующие операции: после останова ЖРД часть жидкого НДМГ подают в магистраль окислителя низкого давления, а газообразные продукты разложения окислителя при достижении предельно допустимого давления в баке окислителя направляют в бак с остатками НДМГ и осуществляют сброс газифицированных продуктов в окружающее пространство.

Устройство для осуществления данного способа содержит: шар-баллон с мембраной и автоматикой для подачи НДМГ, соединительную магистраль бака окислителя и бака горючего с клапанами.

Недостатком данного способа и устройства для его осуществления является невозможность использования газифицированных КРТ в газовом ракетном двигателе для АБСС.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому способу и устройству для его осуществления является способ увода отделившейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и двигательная установка для его осуществления (патент РФ на изобретение №2406856 от 11.06.2008 г. Опуб. 20.12.2010. Бюл. №35).

Способ включает обеспечение вращения ОЧ ступени РКН вокруг продольной оси до достижения стабилизации ее углового положения в пространстве, газификацию жидких остатков невыработанных КРТ в баках окислителя и горючего, обеспечение тормозного импульса за счет их сгорания в камере газового ракетного двигателя (ГРД) и высокоскоростное истечение продуктов сгорания в космическое пространство.

Устройство для осуществления способа представляет собой двигательную установку (ДУ), включающую в свой состав топливные баки окислителя и горючего, систему наддува баков, ГРД с системой питания и системой газификации остатков КРТ. Система питания содержит устройства отбора газа, снабженные пиромембранами, которые подсоединены к коллектору ГРД.

Недостатком этого технического решения является повышенный расход теплоносителя (ТН), подаваемого в объем топливного бака, за счет неопределенности граничного положения остатков топлива в баках, значительные (до 50%) потери тепла, которые идут на нагрев стенок баков конструкции с последующим сбросом тепла в окружающее космическое пространство.

Заявляемое техническое решение направлено на снижение энергетических затрат на газификацию заданного количества остатков КРТ в условиях неопределенности граничного положения жидких остатков КРТ, обусловленных резким падением перегрузки после выключения маршевого ЖРД, упругой деформацией нижнего днища (возврат из положения прогиба за счет перегрузки и наличия давления столба жидкости в исходное состояние) и дальнейшим состоянием невесомости.

На фиг. 1 представлена общая схема расположения элементов системы газификации.

Указанный технический результат достигается за счет того, что в способе увода ОЧ ступени ракеты-носителя, основанном на вращении 04 ступени РКН вокруг продольной оси до достижения стабилизации ее углового положения в пространстве, газификации жидких остатков невыработанных КРТ в баках окислителя и горючего, обеспечении тормозного импульса за счет их сгорания в камере ГРД и высокоскоростного истечения продуктов сгорания в космическое пространство согласно заявленному изобретению в нижней части топливного бака (4) ограничивают объем, включающий в себя массу невыработанных остатков (1) КРТ в окрестности заборного устройства путем установки разделительной сетки (3), секундный массовый расход ТН, подаваемого в топливный бак через магистрали (5), разделяют на 2 части, одна часть ТН подается в объем, ограниченный сеткой, с обеспечением вихревой картины течения из условия создания максимальной теплоотдачи и максимального времени пребывания ТН в этом объеме, а вторая часть ТН подается во вторую часть топливного бака с обеспечением встречных потоков смеси, поступающей из объема ограниченного разделительной сеткой, количество подаваемого ТН в верхнюю часть топливного бака определяют из условия испарения всех оставшихся капель КРТ к моменту времени выхода газифицированных продуктов из топливного бака. ТН в выделенные области подают через магистрали, на конце которых установлены акустические излучатели (2), при этом количество и координаты точек ввода ТН, направление ввода, параметры акустических излучателей определяются из условия минимальных массовых затрат на газификацию заданного количества топлива при заданном давлении газифицированных продуктов в баке в течение всего процесса газификации, и по достижению заданного давления в топливном баке открывают клапан на магистрали подачи газифицированных продуктов, например в газовый ракетный двигатель.

Технический результат в части устройства достигается за счет того, что ДУ, включающая в свой состав топливные баки окислителя и горючего, систему наддува баков, ГРД с системой питания и системой газификации остатков компонентов ракетного топлива, согласно заявляемому изобретению дополнительно в нижней части топливного бака введена разделительная сетка с размерами ячейки в несколько десятков микрон, при этом соотношение объемов ограниченного сеткой нижней части бака с объемом всего бака находится в интервале 1:5.

Такое расположение разделительной сетки обусловлено массой невыработанных остатков КРТ, включающих в себя: гарантированные запасы КРТ, конструктивный незабор КРТ, рабочие запасы КРТ, заливку двигателя РКН, что составляет величину, превышающую минимально возможный объем остатков КРТ в 3 раза, плюс отклонение от максимально возможного объема остатков КРТ:

V с = 3 V o c m min + 6 σ ,

где Vc - объем, ограниченный сеткой, включающий в себя массу невыработанных остатков КРТ;

V o c m min - минимально возможный объем остатков КРТ;

σ - среднеквадратичное отклонение от номинального значения остатков КРТ.

σ = i = 1 n σ i 2 P

P = m n

где σ - среднеквадратичное отклонение, σi - текущее отклонение, P - частота появления данного отклонения, m - количество текущих начений, n - общее количество отклонений.

Размер ячейки сетки определяется физическими параметрами топлива и ускорением, которому подвержена жидкость после разделение ступеней. На фиг. 2 представлена структура сетчатого фазоразделителя. Расчет размера ячейки сводится к расчету капиллярного эффекта:

Fa=FH

FH=σ·2πr·cosΘ

Fa=phr2α

r = σ 2 π cos Θ ρ h α

где, r - радиус капиллярного отверстия в сетке, σ - сила поверхностного натяжения жидкости, Θ - угол смачивания жидкости, ρ - плотность жидкости, h - высота столба жидкости над сеткой, α - ускорение жидкости при движении по направлению к сетке, Fα - сила, с которой жидкость воздействует на элемент сетки, FH - сила поверхностного натяжения.

Реализация предложенного технического решения осуществляется следующим образом:

1) Установка разделительной сетки в нижней части бака позволяет сосредоточить остатки жидких КРТ в заданной области, в противном случае они бы заняли неопределенное положение, например газокапельная смесь в объеме бака, течения по стенке и ряд других граничных и фазовых состояний в объеме топливного бака после выключения маршевого ЖРД из-за резкого спада перегрузки до нулевых значений, упругих перемещений нижнего днища бака из нагруженного состояния в исходное.

2) Размер ячеек сетки определяется из условия протекания КРТ при действии перегрузки, давления наддува, при допустимом гидродинамическом сопротивлении, т.е. не оказывающим влияние на секундный расход КРТ на активном участке полета. После выключения маршевого ЖРД зеркало поверхности КРТ всегда ниже уровня сетки. При сбросе тяги маршевого ЖРД воздействия упругого днища остатки КРТ получают импульс, направленный на разрушение свободной поверхности жидкости с их перемещением к верхнему днищу. За счет наличия адгезионных сил между стенками сетки и жидкости, жидкость не проходит через сетку (в кн. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. Учеб. Для авиац. Спец. Вузов/А.П. Васильев, В.М. Кудрявцев, В.А. Кузнецов и др. кн.2, стр.137-139, 275-284). В зависимости от величины импульса обратной перегрузки (он носит кратковременный характер и его величина незначительна) часть капель выдавливается через сетку.

В настоящее время эти сетки выпускаются российской промышленностью, в частности, используются для аналогичных целей в системе повторного запуска ЖРД второй ступени 11Д49 на РКН «Космос-3М» для фазового разделения.

Размер ячеек разделительной сетки выбирается в зависимости от типа жидких остатков КРТ (несимметричный диметилгидразин, керосин, азотная кислота и т.д.), что связано с коэффициентом поверхностного натяжения каждого из компонентов.

Подача ТН в объем бака, либо в область наиболее вероятного расположения максимального количества остатков КРТ приводит к большим потерям тепла на нагрев бака (до 50%) и его сбросу в космос.

3) Разделение общего потока ТН на 2 части позволяет решить ряд следующих задач:

1. В нижней части бака, ограниченной сеткой, возникает возможность обеспечить:

- условия для максимальной теплопередачи от ТН непосредственно к жидкости за счет создания вихревого течения (увеличение коэффициентов тепло и массообмена);

- увеличить в несколько раз время нахождения частиц ТН непосредственно в контакте с жидкостью;

- многократно сократить потери тепла на нагрев конструкции из-за сокращения поверхности взаимодействия со стенками бака.

2. В верхней части бака:

- поток ТН взаимодействует с жидкими остатками КРТ, масса которых во много раз меньше (жидкость на элементах конструкции, капли жидкости, выбрасываемыми через разделительную сетку из нижней части бака), поэтому количество тепла для газификации этой части жидкости требуется значительно меньше, чем в нижней части бака, соответственно, и потерь от подаваемого в эту часть объема бака тепла на нагрев стенок бака будет меньше;

- для предотвращения процесса конденсации газифицированного КРТ в этой части бака также требуются дополнительные затраты тепла. Газодинамическая картина течения теплоносителя через сетчатый фазоразделитель представлен на фиг. 3.

4) Установка акустических излучателей на магистралях подвода ТН в баки приводит к дополнительному полевому воздействию на процесс газификации, и в ряде случаев для многофазных сред коэффициенты тепло- и массообмена могут возрастать в несколько раз, однако эффективное использование этого дополнительного воздействия требует:

- выбора оптимальной интенсивности акустического излучения (частоты, интенсивность);

- оптимальной ориентации диаграммы акустического излучателя с учетом отраженного излучения от стенок конструкции. На фиг. 4 представлена зона действия акустического излучателя.

Имеется ряд работ, например B.C.Будник B.C., Ю.Ф.Даниев, Н.Ф.Свириденко «Обобщенный энергетический подход к организации тепломассообменных процессов в свободном газовом объеме топливных баков жидкостных ракет//Техническая механика №1998», в которых указывается на возможность возникновения синергетического эффекта в подобных системах за счет выбора оптимального сочетания воздействий массопритока и полевого воздействия.

5) Критерий определения параметров при заданном давлении.

Основная задача, решаемая в рассматриваемом способе, заключается в реализации процесса газификации жидкости с обеспечением заданной массовой скорости истечения газифицированных продуктов при поддержании постоянного давления не менее заданного в баке с открытым клапаном, так как эти газифицированные продукты поступают в газовый ракетный двигатель, при минимальных затратах ТН.

Например, при заданном времени газификации 50 сек и величине остатка КРТ 300 кг, начальном давлении 1 атм, заданном давлении 3 атм средняя скорость испарения КРТ 6 кг/сек, но в начале она будет меньше из-за начальной температуры, например, 40С°, поэтому требуется время на прогрев, а потом скорость испарения будет возрастать, однако при увеличении давления с 1 до 3 атм скорость будет падать.

Скорость подачи ТН можно снизить при дополнительном введении действий предлагаемого способа:

- параметры акустического воздействия;

- установки устройств ввода в бак в виде 4 магистралей и ориентацией диаграммы направленности ГСИ;

- установки разделительной сетки с ячейками.

6) В результате газификации жидких остатков КРТ в баках горючего и окислителя при соответствующих давлениях, необходимых для обеспечения стехиометрического соотношения, они подаются в газовый ракетный двигатель АБСС для отработки импульса, например на орбиту спуска.

Работа предлагаемого способа и устройства поясняется на чертежах.

Фиг.1 - Размещение в топливном баке элементов системы газификации.

Фиг.2 - Структура сетки.

Фиг.3 - Картина течения ТН в баке.

Фиг.4 - Зоны действия акустического излучателя.

1. Способ увода отделяющейся части ракеты носителя с орбиты полезной нагрузки, основанный на получении импульса путем выброса газифицированных жидких остатков невыработанных компонентов ракетного топлива в баках окислителя и горючего, обеспечении импульса за счет их сгорания в камере газового ракетного двигателя и высокоскоростного истечения продуктов сгорания в космическое пространство, отличающийся тем, что в нижней части топливного бака ограничивают объем, включающий в себя массу невыработанных остатков компонентов ракетного топлива (КРТ) в окрестности заборного устройства путем установки разделительной сетки, секундный массовый расход теплоносителя (ТН), подаваемого в топливный бак, разделяют на 2 части, одну часть ТН подают в объем, ограниченный сеткой, с обеспечением вихревой картины течения из условия создания максимальной теплоотдачи и максимального времени пребывания ТН в этом объеме, а вторую часть ТН подают во вторую часть топливного бака с обеспечением встречных потоков смеси, поступающей из объема, ограниченного разделительной сеткой, количество подаваемого ТН в верхнюю часть топливного бака определяют из условия испарения всех оставшихся капель КРТ к моменту времени выхода газифицированных продуктов из топливного бака.

2. Способ по п.1, отличается тем, что ТН в выделенные области подают через магистрали, на конце которых установлены акустические излучатели, при этом количество и координаты точек ввода ТН, направление ввода, параметры акустических излучателей определяются из условия минимальных массовых затрат на газификацию заданного количества топлива при заданном давлении газифицированных продуктов в баке в течение всего процесса газификации и по достижению заданного давления в топливном баке открывают клапан на магистрали подачи газифицированных продуктов, например, в газовый ракетный двигатель.

3. Устройство для увода отделяющейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки, включающее в свой состав топливные баки окислителя и горючего, систему наддува баков, газовый ракетный двигатель с системой питания и системой газификации остатков КРТ, отличающееся тем, что дополнительно в нижней части топливного бака установлена разделительная сетка с размерами ячейки, равного:
r = σ 2 π cos Θ ρ h α
где r - радиус капиллярного отверстия в сетке, σ - сила поверхностного натяжения жидкости, Θ - угол смачивания жидкости, ρ - плотность жидкости, h - высота столба жидкости над сеткой, α - ускорение жидкости при движении по направлению к сетке, при этом объем, ограниченный сеткой Vc, равен:
V с = 3 V o c m min + 6 σ
где V o c m min - минимально возможный объем невырабатываемых остатков КРТ;
σ - среднеквадратичное отклонение от номинального значения остатков КРТ.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для крепления и разделения ступеней ракеты-носителя пакетной схемы. Устройство для крепления и последующего разделения ступеней ракеты-носителя пакетной схемы содержит пневмотолкатель, узлы крепления, замок.

Изобретение относится к конструкции и терморегулированию космических аппаратов (КА), преимущественно массой до 100 кг, запускаемых как попутные полезные нагрузки. В негерметичном контейнере КА, выполненном в форме параллелепипеда, на сотопанелях (СП) (3,4,5) установлены приборы (2).
Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано для обеспечения безопасности Земли от столкновения с опасным космическим телом. Лунный пусковой ракетный комплекс содержит стартовый стол, размещенный непосредственно на поверхности Луны, тепловой кожух, размещенный на стартовом столе, с открывающейся крышкой в верхней части, зеркальной наружной поверхностью и покрытой теплоизоляционным материалом (тефлон, политетрафторэтилен, политрифторхлорэтилен, кристаллический сополимер этилена с тетрафторэтиленом) внутренней поверхностью, систему терморегулирования с тепловыми аккумуляторами и устройством подогрева, источник питания, реактивную твердотопливную ракету с полезным грузом 5-9 тонн и стартовой массой 20-30 тонн.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для повышения радиационной безопасности экипажа космического корабля (КК). КК содержит возвращаемый аппарат, рабочий отсек, двигательную установку с запасами топлива, переходный тоннель.
Изобретение относится к области космонавтики и может быть использовано в лунных пусковых ракетных комплексах (ЛПРК). На поверхности Луны в непосредственной близости от ЛПРК размещают тепловой кожух (наружная поверхность покрыта светоотражающей пленкой, внутренняя - теплоизоляционными панелями) с тепловыми аккумуляторами, насосную станцию, солнечные батареи, электроаккумулятор.

Настоящее изобретение относится к простым тиоэфирам, пригодным для использования в композиции герметика, содержащим структуру, описывающуюся формулой (I): -[-S-(RX)p-(R1X)q-R2-]n- (I), в которой (a) каждый из R, которые могут быть идентичными или различными, обозначает C2-10 н-алкиленовую группу; C2-10 разветвленную алкиленовую группу; C6-8 циклоалкиленовую группу; C6-14 алкилциклоалкилен; или C8-10 алкилариленовую группу; (b) каждый из R1, которые могут быть идентичными или различными, обозначает C1-10 н-алкиленовую группу; C2-10 разветвленную алкиленовую группу; C6-8 циклоалкиленовую группу; C6-14 алкилциклоалкилен; или C8-10 алкилариленовую группу; (c) каждый из R2, которые могут быть идентичными или различными, обозначает C2-10 н-алкиленовую группу; C2-10 разветвленную алкиленовую группу; C6-8 циклоалкиленовую группу; C6-14 алкилциклоалкилен; или C8-10 алкилариленовую группу; (d) X обозначает O; (e) p имеет значение в диапазоне от 1 до 5; (f) q имеет значение в диапазоне от 0 до 5; (g) n имеет значение в диапазоне от 1 до 60; и (h) R и R1 являются отличными друг от друга.

Изобретение относится к космической технике, а именно к колонизации космических объектов (КО). Космический корабль (КК) содержит посадочный (модуль длительно действующей базы (ДДБ)) (ПМ) и взлётный модули (ВМ).

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).

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Многоступенчатая ракета-носитель пакетной схемы состоит из многоразовой первой ступени, оснащенной крылом и вертикальным оперением, одноразовой второй ступени, передней и задней силовых конструкций с замками, связывающими ступени воедино.

Изобретение относится к космической технике, а именно к средствам обеспечения деятельности космонавтов в условиях невесомости. Фиксатор предметов в невесомости содержит проволоку (из материала, обладающего свойством остаточной пластической деформации) в неметаллической оболочке, кольца на концах фиксатора диаметром, соизмеримым с размерами пальцев наддутой перчатки скафандра. Изобретение позволяет повысить безопасность фиксации предметов космонавтом в условиях открытого космоса. 3 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к средствам обеспечения деятельности космонавтов в условиях невесомости. Устройство фиксации предметов в невесомости содержит фиксатор в виде проволоки (из материала, обладающего свойством остаточной пластической деформации) в неметаллической оболочке, кольца на концах фиксатора диаметром, соизмеримым с размерами пальцев наддутой перчатки скафандра, рычаг с щелевым отверстием диаметром, соизмеримым с диаметром фиксатора. Изобретение позволяет повысить безопасность фиксации предметов космонавтом в условиях открытого космоса. 3 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в ракетах-носителях. Многоступенчатая ракета-носитель содержит головной блок с полезным грузом, параллельно расположенные разделяемые ракетные блоки ступеней с многокамерными двигательными установками с топливными баками (ТБ) в форме тора, крылья, хвостовую часть конической формы, укороченное центральное тело (УЦТ) на первой ступени, единое тарельчатое сопло (ЕТС) на второй ступени, донную часть в виде внешнего и внутреннего усеченных конусов, образованных внешней поверхностью обечайки УЦТ и внутренней поверхностью обечайки ЕТС. ТБ и ЕТС расположены во внутренней полости УЦТ между баками первой ступени. Изобретение позволяет уменьшить донное сопротивление, увеличить удельный импульс. 4 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к атомной энергетике и ракетно-космической технике. Технический результат - повышение эффективности и надежности функционирования ядерной энергодвигательной установки космического аппарата. ЯЭДУ КА содержит нагреватель - газоохлаждаемый ядерный реактор, холодильник, рекуператор, систему трубопроводов с газообразным рабочим телом (ГРТ), соосные турбину-компрессор-электрогенератор (ТКГ), электроракетные двигатели (ЭРД), систему автоматического управления (САУ) со средствами измерения и контроля. Количество контуров ТКГ с равной электрической мощностью кратно двум с противоположным направлением вращения роторов ТКГ в каждой паре, при этом система трубопроводов соединяет выход нагревателя - газоохлаждаемого ядерного реактора с входом каждой турбины, выход турбины с входом тракта нагретого ГРТ своего рекуператора, выход тракта нагретого ГРТ рекуператора с входом своего холодильника, выход холодильника с входом своего компрессора, выход компрессора с входом тракта холодного ГРТ своего рекуператора, выход тракта холодного ГРТ каждого рекуператора с входом нагревателя - газоохлаждаемого ядерного реактора. 18 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к межорбитальным, в т.ч. межпланетным, перелетам космических аппаратов (КА) с реактивным двигателем. Способ построения оптимальной траектории перемещения КА основан на решении двухточечной краевой задачи принципа максимума Понтрягина и учитывает особенности макро- и микроструктуры функции стоимости. В качестве последней могут служить время перелета или расход топлива на перелет. Установлены аналитические основания для эффективного поиска начальных областей значений множителей Лагранжа на каждой итерации. Тем самым облегчено построение последовательности субоптимальных решений задачи, сходящихся к оптимальному. Соответствующий алгоритм дает это последнее либо - при его недостижимости (наличными ресурсами КА) - наиболее близкое к нему. Предложены также электронный процессор для реализации способа и КА с данным процессором. Техническим результатом группы изобретений являются повышение быстродействия, улучшение сходимости, снижение квалификационных требований и расширение сферы применения предложенного алгоритма и сопутствующих средств. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для управления движением жидкостной ракеты космического назначения (РКН). После команды на выключение маршевого двигателя (МД) отработавшей ступени переводят МД на режим пониженной тяги и окончательно выключают МД, управляют движением ракеты по крену с помощью двух пар газовых сопел, осуществляют прогноз момента времени окончательного выключения МД, включают одну из пар газовых сопел до спрогнозированного момента времени окончательного выключения МД для создания управляющего момента по крену, выключают пару газовых сопел в спрогнозированный момент времени, при этом величину промежутка времени работы пары газовых сопел определяют перед началом полета в зависимости от момента инерции вращающейся части турбонасосного агрегата с учетом присоединенной массы компонентов топлива относительно оси вращения, абсолютной величины момента по крену, создаваемого каждой парой газовых сопел при их включении, абсолютной величины угловой скорости вращения ротора турбонасосного агрегата на режиме пониженной тяги, угла между осью вращения ротора турбонасосного агрегата и продольной осью ракеты. Изобретение позволяет повысить безопасность полёта РКН. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в разгонных блоках ракет-носителей (РН). Ракетный криогенный разгонный блок (РБ), выполненный по тандемной схеме, содержит бак горючего с приборным отсеком и переходной системой для крепления космического аппарата, бак окислителя (БО), проставку межбаковую, маршевый двигатель (МД) РБ, промежуточный отсек, систему пожаровзрывопредупреждения, средства обеспечения теплового режима с блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием и разделяемых подводящих трубопроводов, коллекторы продувки застойных зон и обеспеспечения теплового режима зоны и аппаратуры РБ, разделительную мембрану, сбрасываемый головной обтекатель (ГО) с окнами сброса системы пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима газов продувки зоны РБ, дополнительной теплоизоляцией зоны РБ, частью разделяемых подводящих труб коллекторов с разъемными стыками и блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием, межбаковой проставкой, сопряженной с межбаковой фермой для крепления БО с МД и сопряженной с верхней проставкой отделяемого промежуточного отсека с узлами соединения и разделения с РН и ГО. Изобретение позволяет повысить пожаровзрывобезопасность РБ. 2 ил.

Изобретение относится к системе доставки различных видов полезной нагрузки в верхние слои атмосферы и выше. Система пуска ракет (1) включает трубчатую тележку пуска ракет (2) с фрикционными приводами кабельного/тросового пути (26), перемещаемую ниже двухосевого шарнира (63), прикрепленного к земле, поднимаемую в коаксиальную переносную трубу (124, 143), ведущую к трем основным привязным кабелям/тросам (27), вес которых компенсируется аэростатами (164). Тележка затем перемещается на стыковочную станцию (166), удерживаемую над землей в стратосфере парой вторичных кабелей/тросов (184), подвешенных под крепежной рамой (162) для натяжения аэростатов. Тележка удерживается концевым захватом тележки (196), направляемым по двум вторичным и двум третичным кабелям/тросам (186), и поднимаемым нижним подъемником (198), направляемым вторичными кабелями. Этот нижний подъемник удерживается верхним подъемником (168), подвешенным на крепежной раме натяжных аэростатов. Тележка, зацепляющаяся за подъемное кольцо (183), направляющееся по двум вторичным кабелям/тросам, поднимается дальше, вращается в необходимом направлении, со сбросом ракеты и практически безоткатным выбросом во время свободного падения тележки вниз и зажиганием двигателя на безопасном расстоянии. В результате создана пусковая установка для частой, безопасной и экологически чистой отправки полезных грузов в космос. 49 з.п. ф-лы, 67 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в последних ступенях ракет-носителей. Ракетно-космическая система (РКС) содержит ракету-носитель с последней ступенью с внешним корпусным отсеком с силовым промежуточным опорным шпангоутом с состыкованными между собой с помощью крепежных элементов наружным и внутренним шпангоутами, космический аппарат с головным обтекателем с торцевым шпангоутом. Внешний диаметр силового промежуточного опорного шпангоута соответствует диаметру торцевого шпангоута головного обтекателя. Изобретение позволяет обеспечить стыковку различных типоразмеров головных обтекателей с ракетами-носителями без увеличения времени сборки подготовки к старту РКС. 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в многоразовых ступенях ракет космического назначения (РКН). Система для обеспечения выхода в космическое пространство содержит РКН с двунаправленной поверхностью управления с возможностью разворота, с возможностью принимать информацию о положении конструкции части РКН на поверхности воды для регулирования траектории полета, стартовую площадку, средство для запуска РКН или части РКН со стартовой площадки в первый раз и второй раз соответственно, средство для вертикальной посадки части РКН на конструкцию на водной поверхности, средство для запуска, средство для изменения ориентации РКН с ориентации носом вперед на ориентацию хвостом вперед перед посадкой и повторного входа в атмосферу Земли, средство для отключения ракетных двигателей, средство для первичного и повторного запуска одного или больше ракетных двигателей. Запускают РКН с полезной нагрузкой с Земли, отключают указанный один или больше ракетных двигателей на ступени ускорителя, отделяют верхнюю ступень от ступени ускорителя на заданной высоте, изменяют ориентацию ступени ускорителя, размещают передвижную посадочную платформу на водной поверхности, принимают информацию о положении посадочной платформы и управляют траекторией ступени ускорителя для перемещения к посадочной платформе, выполняют повторный запуск одного или больше ракетных двигателей на ступени ускорителя перед посадкой, выполняют вертикальную посадку части РКН на посадочную платформу, транспортируют часть РКН на передвижной посадочной платформе или на транзитное судно. Изобретение позволяет осуществить вертикальную посадку многоразовой части РКН на передвижную посадочную платформу на поверхности воды. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх