Дренажное устройство криогенного компонента ракетного разгонного блока со съемным отсеком



Дренажное устройство криогенного компонента ракетного разгонного блока со съемным отсеком
Дренажное устройство криогенного компонента ракетного разгонного блока со съемным отсеком
Дренажное устройство криогенного компонента ракетного разгонного блока со съемным отсеком
Дренажное устройство криогенного компонента ракетного разгонного блока со съемным отсеком

 


Владельцы патента RU 2559664:

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

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции дренажа криогенного компонента из криогенного бака ракетного разгонного блока в составе ракеты космического назначения. Дренажное устройство криогенного компонента ракетного разгонного блока со съемным отсеком состоит из дренажного клапана, дренажного трубопровода и компенсатора угловых перемещений в составе дренажного трубопровода. Дренажный трубопровод выполнен из двух частей, связанных между собой разделяемым в полете стыком. Первая часть дренажного трубопровода проходит внутри ракетного разгонного блока. В первую часть дренажного трубопровода введены гибкий элемент и дополнительный компенсатор угловых перемещений. Компенсатор угловых перемещений и дополнительный компенсатор угловых перемещений соединены гибким элементом. Вторая часть дренажного трубопровода, снабженная компенсатором линейных перемещений, проходит через съемный отсек и выведена за пределы ракетного разгонного блока. Техническим результатом изобретения является обеспечение надежной эксплуатации дренажной магистрали и пожаровзрывобезопасности ракетного разгонного блока со съемным отсеком. 4 ил.

 

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

При заправке криогенного бака криогенным компонентом (например, жидким кислородом) в начальный момент происходит вскипание криогенного компонента с образованием большого количества газа, который необходимо сбрасывать с целью обеспечения необходимого давления в криогенном баке. В процессе заправки и подготовки ракетного разгонного блока к пуску для поддержания давления в криогенном баке возникает необходимость открывать дренажный клапан и сбрасывать давление из криогенного бака. Кроме того, криогенный компонент, например газообразный кислород, обладает способностью при смешивании с другими компонентами образовывать взрывоопасные смеси, поэтому его необходимо сбрасывать за пределы конструкции ракеты космического назначения.

В последнее время все чаще возникает необходимость в использовании в составе ракеты космического назначения головного обтекателя с диаметром более диаметра последней ступени ракеты-носителя, для этого на нее устанавливается, например, съемный отсек, в результате чего выход дренажного трубопровода не выходит за пределы последней ступени (например, ракетного разгонного блока), что недопустимо с позиций пожаровзрывобезопасности, особенно при использовании в ракетном разгонном блоке в качестве компонента топлива жидкого кислорода.

Чтобы обеспечить сбрасывание криогенного компонента из криогенного бака ракетного разгонного блока за его пределы, возникает необходимость дренажный трубопровод выводить через съемный отсек, в результате чего значительно увеличивается длина дренажного трубопровода, и в местах его креплений дополнительно возникают относительные рабочие и технологические продольные и поперечные перемещения, как в процессе заправки криогенного бака, так и в полете ракетного разгонного блока в составе ракеты космического назначения, а также в процессе автономного полета блока.

Для обеспечения работоспособности дренажного трубопровода новой конфигурации необходимо в его состав вводить дополнительные компенсирующие элементы. Кроме того, предлагаемый дренажный трубопровод должен содержать разделяемый в полете стык, позволяющий отделение с минимальными возмущающими факторами среднего переходника ракетного разгонного блока вместе со съемным отсеком от ракетного разгонного блока.

Известно дренажное устройство криогенного компонента ракетного разгонного блока по патенту RU 2456216 B64G 1/40, имеющее в своем составе дренажную магистраль, представляющую собой дренажный клапан, установленный на баке окислителя, компенсатор угловых перемещений и дренажный трубопровод, пристыкованный к дренажному клапану, - прототип.

Недостатком дренажного устройства прототипа является следующее.

В прототипе съемный отсек не предусмотрен. Однако с применением съемного отсека сброс криогенного компонента в варианте прототипа может привести к реализации пожаровзрывоопасной ситуации.

Задачей предложенного дренажного устройства является обеспечение пожаровзрывобезопасности ракетного разгонного блока со съемным отсеком за счет сброса криогенного компонента за пределы ракеты космического назначения через съемный отсек.

Задача решается за счет того, что в дренажном устройстве криогенного компонента ракетного разгонного блока со съемным отсеком, состоящем из дренажного клапана, дренажного трубопровода и компенсатора угловых перемещений в составе дренажного трубопровода, дренажный трубопровод выполнен из двух частей, связанных между собой разделяемым в полете стыком; первая часть дренажного трубопровода проходит внутри ракетного разгонного блока. В первую часть дренажного трубопровода введены гибкий элемент и дополнительный компенсатор угловых перемещений, при этом компенсатор угловых перемещений и дополнительный компенсатор угловых перемещений соединены гибким элементом. Вторая часть дренажного трубопровода снабжена компенсатором линейных перемещений, проходит через съемный отсек и выведена за пределы ракетного разгонного блока.

На фиг.1 изображен общий вид дренажного устройства криогенного компонента, на фиг.2 показан вид сверху на дренажное устройство, на фиг.3 представлен фрагмент дренажного устройства криогенного компонента на выходе из съемного отсека, на фиг.4 показана шарнирная тяга, где:

1 - ракетный разгонный блок;

2 - средний переходник;

3 - съемный отсек;

4 - дренажный клапан;

5 - криогенный бак;

6 - дренажный трубопровод;

7 - компенсатор угловых перемещений;

8 - выходной штуцер;

9 - стенка наружного контура съемного отсека;

10 - первая часть дренажного трубопровода;

11 - вторая часть дренажного трубопровода;

12 - гибкий элемент;

13 - дополнительный компенсатор угловых перемещений;

14 - компенсатор линейных перемещений;

15 - кронштейн;

16 - регулируемый кронштейн;

17 - шарнирная тяга;

18 - разделяемый в полете стык;

19 - неотделяемая часть разделяемого в полете стыка.

В дренажном устройстве криогенного компонента ракетного разгонного блока 1 со съемным отсеком 3, состоящем из дренажного клапана 4, дренажного трубопровода 6 и компенсатора угловых перемещений 7 в составе дренажного трубопровода 6, дренажный трубопровод 6 выполнен из двух частей, связанных между собой разделяемым в полете стыком 18.

Первая часть дренажного трубопровода 10 проходит внутри ракетного разгонного блока 1. В первую часть дренажного трубопровода 10 введены гибкий элемент 12 и дополнительный компенсатор угловых перемещений 13, при этом компенсатор угловых перемещений 7 и дополнительный компенсатор угловых перемещений 13 соединены гибким элементом 12.

Вторая часть дренажного трубопровода 11 снабжена компенсатором линейных перемещений 14, проходит через съемный отсек 3 и выведена за пределы ракетного разгонного блока 1.

Разделяемый в полете стык 18 обеспечивает отделение среднего переходника 2 вместе со съемным отсеком 3 и второй частью дренажного трубопровода 11 от ракетного разгонного блока 1.

Гибкий элемент 12 может быть выполнен, например, в виде двух гофрированных труб, расположенных под углом друг к другу, при этом гибкий элемент 12 и дополнительный компенсатор угловых перемещений 13 вместе с компенсатором угловых перемещений 7 обеспечивают компенсацию рабочих и технологических перемещений этого участка.

Компенсатор линейных перемещений 14, введенный в состав второй части дренажного трубопровода 11, обеспечивает компенсацию рабочих и технологических перемещений второй части дренажного трубопровода 11. Дренажный трубопровод 6 проходит через съемный отсек 3 и своим выходным штуцером 8 закреплен на стенке наружного контура съемного отсека 9.

Разделяемый в полете стык 18 своей неотделяемой частью 19 неподвижно закреплен с помощью кронштейна 15 на среднем переходнике 2.

При большой протяженности участка дренажного трубопровода 6 от регулируемого кронштейна 16 до кронштейна 15 требуется подкрепление дренажного трубопровода 6, обеспечивающее свободное перемещение дренажного трубопровода 6 при компенсации относительных перемещений. Такое подкрепление может быть выполнено, например, в виде шарнирной тяги 17, закрепленной одним концом на дренажном трубопроводе 6, а другим концом - к неподвижной конструкции ракетного разгонного блока 1.

Дренажное устройство криогенного компонента ракетного разгонного блока 1 со съемным отсеком 3 работает следующим образом.

В процессе заполнения криогенного бака 5 криогенным компонентом оболочка криогенного бака 5 охлаждается и сжимается, в процессе наддува криогенного бака 5, а также в процессе полета ракетного разгонного блока 1 под воздействием перегрузок в дренажном трубопроводе 6 возникают относительные перемещения между дренажным клапаном 4 и кронштейном 15 ракетного разгонного блока 1, которые отрабатываются проскальзыванием и поворотом первой части дренажного трубопровода 10 относительно регулируемого кронштейна 16, изменением углов поворота компенсатора угловых перемещений 7 и дополнительного компенсатора угловых перемещений 13, а также деформацией гибкого элемента 12 и изменением положения шарнирной тяги 17.

Компенсатор линейных перемещений 14 обеспечивает компенсацию технологических перемещений в процессе монтажа второй части дренажного трубопровода 11 и компенсацию рабочих перемещений в процессе эксплуатации ракетного разгонного блока 1.

В процессе отделения среднего переходника 2 вместе со съемным отсеком 3 вторая часть дренажного трубопровода 11 разделяется с помощью разделяемого в полете стыка 18 с первой частью дренажного трубопровода 10, в результате чего дренаж криогенного компонента на участке полета ракетного разгонного блока 1 происходит за его пределы.

Сброс криогенного компонента ракетного разгонного блока 1 в целях пожаровзрывобезопасности за пределы ракеты космического назначения обеспечивается за счет прохождения дренажного трубопровода 6 через съемный отсек 3, чем исключается возникновение аварийной ситуации на этапах полета ракеты космического назначения.

Кроме того, обеспечивается надежная эксплуатация дренажной магистрали 6 ракетного разгонного блока 1 в составе ракеты космического назначения за счет введения в ее состав дополнительных компенсирующих элементов 12, 13 и 14.

Дренажное устройство криогенного компонента ракетного разгонного блока со съемным отсеком, состоящее из дренажного клапана, дренажного трубопровода и компенсатора угловых перемещений в составе дренажного трубопровода, отличающееся тем, что дренажный трубопровод выполнен из двух частей, связанных между собой разделяемым в полете стыком; первая часть дренажного трубопровода проходит внутри ракетного разгонного блока; в первую часть дренажного трубопровода введены гибкий элемент и дополнительный компенсатор угловых перемещений, при этом компенсатор угловых перемещений и дополнительный компенсатор угловых перемещений соединены гибким элементом; вторая часть дренажного трубопровода снабжена компенсатором линейных перемещений, проходит через съемный отсек и выведена за пределы ракетного разгонного блока.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для удаления нефункционирующего космического аппарата (КА) с геостационарной орбиты. Выводят на геостационарную орбиту КА со средством наблюдения и захвата нефункционирующего КА и дополнительным запасом компонентов топлива, переводят КА после окончания срока активного существования в точку стояния на геостационарной орбите нефункционирующего КА, осуществляют ориентацию относительно нефункционирующего КА, наводят на нефункционирующий КА, захватывают нефункционирующий КА, включают двигатель КА, переводят связку космических аппаратов на орбиту захоронения.

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.

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.

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).

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 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.

Группа изобретений относится к межорбитальным, в т.ч. межпланетным, перелетам космических аппаратов (КА) с реактивным двигателем.

Изобретение относится к атомной энергетике и ракетно-космической технике. Технический результат - повышение эффективности и надежности функционирования ядерной энергодвигательной установки космического аппарата.

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.

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 относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат содержит корпус, устройство забора воздуха, блок управления, конусообразную камеру сгорания с выхлопным соплом. Корпус жестко связан с блоком управления и конусообразной камерой сгорания. Камера сгорания имеет две гидравлические связи с блоком управления и жестко связана с выходным соплом. Техническим результатом изобретения является уменьшение габаритов ЛА без уменьшения его ускорения. 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для обеспечения безопасности космонавта при работе на поверхности пилотируемой космической станции в открытом космосе. Индивидуальное средство передвижения космонавта в открытом космосе представляет собой дополнительное устройство, прикрепленное к скафандру космонавта. Устройство состоит из корпуса, в котором размещены панели солнечной батареи в свернутом состоянии, и отсека с размещенным в нем аккумулятором, электрически связанным через блок управления и согласования с солнечной батареей и баллоном с компонентом рабочего тела для электрореактивных двигателей. Техническим результатом изобретения является повышение безопасности работы в открытом космическом пространстве. 9 ил.

Изобретение относится к устройствам и способам защиты летательных объектов при нападении. Целевой объект размещается в космическом аппарате (ложном объекте - оболочке). Космический аппарат содержит радиолокатор, блок команд и управления, панели солнечных батарей, от которых в том числе питается и целевой модуль. Целевой модуль в свою очередь снабжен двигательной установкой, химическим источником тока, соответствующей служебной и специальной аппаратурой и спецсистемой. После отделения целевого модуля питание от солнечных батарей прекращается и целевой модуль переходит на электропитание от химического источника тока. В случае атаки космический аппарат разделяется на ложный объект, имитирующий объект нападения, и целевой модуль. Техническим результатом изобретения является защита целевого модуля от поражения при атаке и обеспечение выполнения им целевых задач. 3 ил.

Кронштейн // 2565427
Металлический кронштейн (1) состоит из двух концевых участков с пазами и имеет Г-образный профиль с продольными и поперечными пазами (2) различной толщины по всей его длине. Кронштейн закреплен с помощью болтового соединения (6) на двух противоположных элементах сложной конструкции, например элементах силовой конструкции (3, 4) космического аппарата, обладающих различными температурными коэффициентами линейного расширения. Обеспечивается компенсация температурных деформаций силовой конструкции. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области радиотехники и может использоваться для передачи информации об аварийном состоянии изделий ракетно-космической техники на этапе космического запуска. Радиопередающее устройство (РПДУ) содержит автогенератор, усилитель мощности и передающую антенну. В автогенераторе и усилителе мощности используют транзисторы с частотой, соответствующей выходной частоте РПДУ. Плотность материала подложки антенных блоков выбирают минимальной при обеспечении защиты аппаратуры, находящейся в защитном корпусе за блоками, от радиационных излучений космического пространства. Техническим результатом изобретения является снижение габаритно-массовых параметров РПДУ. 2 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для доставки полезной нагрузки в космическое пространство. Комплекс содержит отсек силовой установки с несущей конструкцией с проемами, переходником, электрическим двигателем, источником электрического питания с солнечными элементами и ядерным источником энергии, бортовую систему в виде дополнительной жидкостной и твердотопливной системы обеспечения движения в космосе, образующую искусственный спутник Земли. Изобретение позволяет увеличить массу полезной нагрузки. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 14 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и касается изготовления силовой оболочки корпуса возвращаемого летательного аппарата. Ленточный препрег для изготовления теплозащитного покрытия силовой оболочки корпуса содержит скрепленные между собой куски растяжимой в тангенциальном направлении и пропитанной фенольным связующим ленты. При этом препрег выполнен в виде многослойной ленты, в каждом слое которой куски образующих ее лент скреплены между собой встык со смещением этих стыков, расположенных в соседних слоях, относительно друг друга. Слои ленты скреплены между собой в точках, расположенных зигзагообразно вдоль продольной оси ленты. Достигается повышение качества изготовления теплозащитного покрытия за счет оптимизации структуры и конструктивно-технологической схемы изготовления ленточного препрега с повышенной термоэрозионной стойкостью в сочетании с улучшенными теплоизоляционными свойствами и меньшей толщиной. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к орбитальному движению искусственных спутников Земли (ИСЗ), совершающих групповой полет. Поддержание расстояния между ИСЗ по фронту производится путем периодического включения на ближней границе разрешенного коридора движения реактивной двигательной установки (ДУ) активного ИСЗ. Тяга ДУ ориентирована перпендикулярно плоскости орбиты активного ИСЗ в направлении от плоскости орбиты пассивного ИСЗ. Поддержание расстояния между ИСЗ по дистанции производится периодическим изменением высоты полета активного ИСЗ с включением его ДУ вдоль местной вертикали или периодическим изменением скорости полета активного ИСЗ с включением его ДУ вдоль направления полета. Техническим результатом изобретения является создание способа группового орбитального движения двух и более ИСЗ, включающего их полет по близким орбитам с возможностью изменения положения активных аппаратов относительно пассивного, поддержание заданной конфигурации орбитального построения относительно наблюдателя на поверхности Земли. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике. Космическая платформа содержит модуль служебных систем в форме прямоугольного параллелепипеда, узлы стыковки с системой отделения, двигательную установку, солнечные батареи, систему терморегулирования. Космическая платформа включает в себя цилиндрический отсек в виде сетчатой конструкции из углепластика, сотовые панели с кронштейнами. Внутри цилиндрического отсека установлены баки хранения рабочего тела для двигательной установки системы коррекции с плазменными двигателями на ксеноне и двигательной установки системы ориентации и стабилизации. Техническим результатом изобретения является повышение плотности компоновки и сокращение сроков изготовления КА на базе данной платформы. 4 ил.,3 з.п. ф-лы

Изобретение относится к космической связи и может быть использовано при проектировании космических систем оперативной связи различного назначения. Технический результат состоит в повышении оперативности, помехоустойчивости и технологичности связи, Для этого глобальная низкоорбитальная космическая информационная система состоит из космического и наземного сегментов, включает в себя КА-абоненты и через телекоммуникационное и информационное пространство связана с потребителями на суше, на воде и в воздухе пользовательского сегмента. Космический сегмент состоит из N информационных узлов, состоящих из основного и связанных космических аппаратов в виде кольцевых кластеров, объединенных локальной сетью, при этом космические информационные узлы расположены в смещенных орбитальных плоскостях, а наземный сегмент состоит из сети связанных между собой непосредственно или через телекоммуникационное и информационное пространство конкретной страны с наземными информационными узлами, каждый из которых связан с космическими информационными узлами, которые также связаны со всеми связанными космическими аппаратами-абонентами кластеров. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх