Ракетный криогенный разгонный блок



Ракетный криогенный разгонный блок
Ракетный криогенный разгонный блок

 


Владельцы патента RU 2548282:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" (RU)

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 ракетной технике, а именно относится к криогенным разгонным блокам ракет космического назначения. Из патентной литературы известен, принятый в качестве прототипа, ракетный криогенный разгонный блок, содержащий бак горючего с приборным отсеком и переходной системой для крепления космического аппарата, бак окислителя, проставку межбаковую, маршевый двигатель разгонного блока и отсек промежуточный сопряжения с ракетой-носителем (см. патент RU №2242405 С2, кл. 64 G 1/00, 1/16, 1/40).

Недостатком известного криогенного разгонного блока является то, что примененная компоновочная схема приводит к нагружению проставки межбаковой усилием, возникающим от массы полезного груза, бака окислителя и маршевого двигателя при подготовке и выведении, а также имеет место пониженный уровень пожаровзрывобезопасности и обеспечения теплового режима: из-за отсутствия системы пожаровзрывопредупреждения и средства обеспечения теплового режима, из-за принятой схемы нижнего размещения бака горючего по отношению к баку окислителя (возможной утечки окислителя вниз и смешивания с парами горючего) из-за отсутствия мембраны разделительной, из-за отсутствия коллекторов продувки застойных зон, из-за размещения маршевого двигателя внутри бака горючего, выполненного в виде тора. Отсутствие в компоновочной схеме сбрасываемого головного обтекателя с дополнительной теплоизоляцией и отделяемого отсека промежуточного снижает эффект сохранения криогенных компонентов топлива при подготовке и выведении, что приводит к ухудшению энергомассовых характеристик за счет необходимости заправки дополнительной дозы горючего и окислителя в расчете на потери от испарения компонентов криогенного топлива.

Задачей данного изобретения является получение криогенного разгонного блока с техническим результатом в виде повышения пожаровзрывобезопасности и оптимизации обеспечения теплового режима зоны разгонного блока и аппаратуры за счет применения системы пожаровзрывопредупреждения и средства обеспечения теплового режима, улучшение энергомассовых характеристик за счет сохранения криогенных компонентов топлива при подготовке и выведении, за счет совершенствования перераспределения нагрузок в проставке межбаковой крепления бака окислителя, за счет размещения части подводящих трубопроводов коллекторов и блока разъемных соединителей, относящихся к системе пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима и применения мембраны разделительной и дополнительной теплоизоляции на сбрасываемом головном обтекателе криогенного разгонного блока и отделяемом отсеке промежуточном.

Указанный технический результат достигается тем, что в ракетном криогенном разгонном блоке, содержащем бак горючего с приборным отсеком и переходной системой для крепления космического аппарата, бак окислителя, проставку межбаковую, маршевый двигатель и отсек промежуточный сопряжения с ракетой-носителем, в соответствии с изобретением криогенный разгонный блок, выполненный по тандемной схеме с верхним расположением бака горючего, содержит систему пожаровзрывопредупреждения и средства обеспечения теплового режима с блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием и разделяемых подводящих трубопроводов, коллектора продувки застойных зон и обеспеспечения теплового режима зоны и аппаратуры разгонного блока, мембрану разделительную, содержит сбрасываемый головной обтекатель, снаряженный окнами сброса системы пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима газов продувки зоны разгонного блока, дополнительную теплоизоляцию зоны разгонного блока, часть разделяемых подводящих трубопроводов и коллекторов с разъемными стыками и блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием, содержит проставку межбаковую, сопряженную с фермой межбаковой для крепления бака окислителя с маршевым двигателем и сопряженную с проставкой верхней отсека промежуточного, в которой выполнены узлы соединения и разделения с ракетой-носителем и узлы соединения и разделения с головным обтекателем ракетного криогенного блока. На нижней части проставки межбаковой выполнены узлы соединения и разделения для крепления разгонного блока к ракете-носителю через отделяемые проставку верхнюю и отсек промежуточный. При этом усилия от полезного груза передаются через коническую проставку приборного отсека, далее через внешнюю обечайку бака горючего, через узлы крепления проставки межбаковой, через проставку верхнюю, через отсек промежуточный на ракету-носитель. При этом ферма бака окислителя не нагружается усилием, возникающим от массы полезного груза, а проставка межбаковая не нагружается усилием от массы маршевого двигателя и от массы бака окислителя при выведении ракетой-носителем. На проставке верхней также имеются узлы соединения и разделения для установки сбрасываемого головного обтекателя, разделенного на зоны полезного груза и разгонного блока разделительной мембраной. На сбрасываемом головном обтекателе криогенного разгонного блока размещены окна системы пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима для сброса смеси газов продувки, часть подводящих труб коллекторов продувки застойных зон разгонного блока и обеспечения теплового режима зоны разгонного блока и аппаратуры и блок разъемных соединений системы пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима, для подвода газов продувки от комплекса наземного оборудования, до момента начала выведения. Окна системы пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима выполнены с возможностью совмещения функций окон полетного дренажа при выведении.

Изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен общий вид космической головной части, на фиг.2 изображен ракетный криогенный разгонный блок, где:

1 - бак горючего;

2 - приборный отсек;

3 - переходная система;

4 - бак окислителя;

5 - проставка межбаковая;

6 - маршевый двигатель;

7 - ферма бака окислителя;

8 - узел соединения разделения с ракетой-носителем;

9 - проставка верхняя;

10 - отсек промежуточный;

11 - узел соединения разделения с головным обтекателем;

12 - сбрасываемый головной обтекатель;

13 - коллектор продувки;

14 - разделяемый подводящий трубопровод;

15 - блок разъемных соединений;

16 - мембрана разделительная;

17 - дополнительная теплоизоляция;

18 - окно сброса;

19 - узел фиксации.

Ракетный криогенный разгонный блок содержит бак горючего 1 с приборным отсеком 2 и переходной системой 3 для крепления космического аппарата, бак окислителя 4, проставку межбаковую 5, маршевый двигатель 6 разгонного блока и отсек промежуточный 6 сопряжения с ракетой-носителем. К баку горючего 1, на котором установлен приборный отсек 2 с переходной системой 3 для крепления космического аппарата, закреплен бак окислителя 4 через проставку межбаковую 5 и ферму бака окислителя 7. Маршевый двигатель 6 установлен с заглублением в сферическую нишу днища бака окислителя 4. На проставке межбаковой 5 имеются узлы соединения и разделения 8 для крепления разгонного блока к ракете-носителю через проставку верхнюю 9 отсека промежуточного 10. На проставке верхней 9 также имеются узлы соединения и разделения 11 для установки сбрасываемого головного обтекателя 12 разгонного блока. На разгонном блоке применена система пожаровзрывопредупреждения и средства обеспечения теплового режима, состоящая из коллекторов продувки 13 застойных зон, разделяемых подводящих труб 14 с разъемными стыками, блока разъемных соединений 15, мембраны разделительной 16. Сбрасываемый головной обтекатель 12, установленный на проставке верхней 9 отсека промежуточного 10, для защиты от аэродинамических и тепловых нагрузок криогенного разгонного блока и космического аппарата, возникающих при подготовке и выведении ракетой-носителем, выполнен с дополнительной теплоизоляцией 17, снабжен окнами сброса 18 системы пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима, мембраной разделительной 16 с узлами фиксации 19, блоком разъемных соединений 15 и разделяемым подводящим трубопроводом 14.

Данное устройство функционирует следующим образом. Возможное натекание в объеме изделия паров компонентов криогенного топлива, возникающее от внешних климатических условий, при подготовке криогенного разгонного блока на старте парируется за счет продувки инертными газами от наземного оборудования через систему пожаровзрывопредупреждения и средства обеспечения теплового режима, включающую в себя коллекторы продувки 13 застойных зон, разделяемых подводящих труб 14 с разъемными стыками, сбрасываемого головного обтекателя 12, выполненного с дополнительной теплоизоляцией 17, снабженного окнами сброса 18 системы пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима, мембраной разделительной 16 с узлами фиксации 19, блоком разъемных соединений 15 связей с наземным оборудованием. Это дает возможность в отличие от прототипа повысить пожаровзрывобезопасность и оптимизировать обеспечение теплового режима, что позволяет повысить сохраняемость криогенных компонентов топлива при подготовке и выведении, для улучшения энергомассовых характеристик за счет исключения необходимости заправки дополнительной дозы горючего и окислителя в расчете на потери от испарения компонентов криогенного топлива.

Применение сбрасываемого головного обтекателя 12, снаряженного окнами сброса 18 системы пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима газов продувки зоны разгонного блока, дополнительной теплоизоляцией 17 зоны разгонного блока, части разделяемых подводящих трубопроводов 14 коллекторов продувки 13 с разъемными стыками и блоком разъемных соединений 15 связи с наземным оборудованием дает возможность в отличие от прототипа уменьшить массу разгонного блока и улучшить энергомассовые характеристики.

Внешние инерционные нагрузки, возникающие при подготовке и выведении ракетой-носителем, воспринимаются конструкцией, включающей в себя отсек промежуточный 10 с проставкой верхней 9, проставку межбаковую 5, через узлы соединения и разделения с ракетой-носителем 8, бак горючего 1, приборный отсек 2, переходную систему 3 сопряжения с космическим аппаратом. При этом усилие от бака окислителя 4, маршевого двигателя 6 передается через ферму бака окислителя 7, через проставку верхнюю 9 отсека промежуточного 10, сопряженного с ракетой-носителем. Это дает возможность в отличие от прототипа рационально перераспределить нагрузку с проставки межбаковой 5 на отделяемый при выведении отсек промежуточный 10 совместно с проставкой верхней 9, что позволяет уменьшить массу криогенного разгонного блока.

Благодаря такому выполнению компоновочной схемы криогенного разгонного блока возможно повысить пожаровзрывобезопасность и оптимизировать обеспечение теплового режима зоны разгонного блока и аппаратуры за счет применения системы пожаровзрывопредупреждения и средства обеспечения теплового режима, улучшить энергомассовые характеристики за счет сохранения криогенных компонентов топлива при подготовке и выведении, за счет совершенствования перераспределения нагрузок в проставке межбаковой крепления бака окислителя, за счет размещения части подводящих трубопроводов коллекторов и блока разъемных соединителей, относящихся к системе пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима и применения мембраны разделительной и дополнительной теплоизоляции на сбрасываемом головном обтекателе криогенного разгонного блока и отделяемом отсеке промежуточном, то есть достигается поставленный технический результат.

Ракетный криогенный разгонный блок, содержащий бак горючего с приборным отсеком и переходной системой для крепления космического аппарата, бак окислителя, проставку межбаковую, маршевый двигатель разгонного блока и отсек промежуточный сопряжения с ракетой-носителем, отличающийся тем, что криогенный разгонный блок, выполненный по тандемной схеме с верхним расположением бака горючего, содержит систему пожаровзрывопредупреждения и 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 разгонного блока, мембрану разделительную, содержит сбрасываемый головной обтекатель, снаряженный окнами сброса системы пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима газов продувки зоны разгонного блока, дополнительную теплоизоляцию зоны разгонного блока, часть разделяемых подводящих труб коллекторов с разъемными стыками и блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием, содержит проставку межбаковую, сопряженную с фермой межбаковой для крепления бака окислителя с маршевым двигателем и сопряженную с проставкой верхней отделяемого промежуточного отсека, в которой выполнены узлы соединения и разделения с ракетой-носителем и узлы соединения и разделения с головным обтекателем ракетного криогенного разгонного блока.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способам управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения на стартовой позиции. Способ включает зажигание топлива в камерах сгорания двигателей, выход на режим предварительной ступени, проверку работоспособности на этом режиме и выдачу команды на перевод тяги всех двигателей на главную ступень.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для защиты хвостовых отсеков ракет-носителей от газодинамического воздействия струй работающих жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

Изобретение относится к летательным аппаратам, а именно к летательным пусковым установкам (ЛПУ). ЛПУ содержит связку баков, крепежные средства, крыло, двигатель, полезную нагрузку.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для увода с рабочих орбит объектов космического мусора (ОКМ) на орбиты утилизации. Способ включает выведение космического аппарата-буксира (КАБ) и автономного стыковочного модуля (АСМ) в области орбит, предназначенных для очистки от ОКМ.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для формирования космического корабля (КК) модульного типа. КК содержит базовый блок, бортовую двигательную установку, стыковочный модуль со стыковочными агрегатами, замками крепления и отделения, выдвижными балками с узлами крепления и поворота поперечных стыковочных агрегатов, механизмами попарного синхронного отделения и топливными магистралями.

Изобретение относится к области аэрокосмических транспортных средств и может применяться, в частности, для исследований в ближнем и дальнем космосе, для уничтожения или восстановления потерявших управление автоматических спутников и других искусственных космических объектов, а также для изменения траекторий движения малых небесных тел (напр., астероидов) с целью исключения их столкновения с Землей.

Изобретение относится к космонавтике и служит для передвижения астронавтов по планете. .

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 космонавтике и служит для перевозки грузов в космосе. .

Звездолет // 2420433
Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов в космосе. .

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.
Наверх