Устройство для управления выведением ракеты космического назначения

Авторы патента:

B64G1/40 - размещение и модификация двигательных систем (B64G 1/26 имеет преимущество; двигательные установки как таковые см. соответствующие подклассы, например F02K,F03H)

Владельцы патента RU 2561418:

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

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для управления выведением ракеты космического назначения. Устройство для управления выведением ракеты космического назначения содержит систему управления и навигации, газореактивные сопла, систему газификации с автономным газогенератором с мембранной системой подачи компонентов топлива, возбудителями акустических колебаний, магистрали подачи продуктов газификации, соединенные через управляемые заслонки с системой подачи топлива в соответствующие газогенераторы. Изобретение позволяет снизить массу активной бортовой системы спуска отработанной ступени. 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при разработке или модернизации ракет космического назначения (РКН) с маршевыми жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) исходя из учета требований по обеспечению сокращения площадей районов падения отработанных ступеней (ОС).

После отделения ОС в топливных баках находятся невырабатываемые остатки топлива, масса которых может составлять до 3% от начальной заправки. Предлагается использовать эти энергетические ресурсы, заключенные в невырабатываемых остатках топлива, для задач сокращения площадей районов падения путем стабилизации ОС с помощью получаемых продуктов газификации в топливных баках. Известны системы повторного запуска маршевого ЖРД в условиях невесомости, см. кн. В.К. Сердюк «Проектирование средств выведения КА». М.: Машиностроение, с. 448-457, основанные на различных системах запуска, например капиллярных системах, выжимных мембран и т.д. Использование такого устройства для реализации невырабатываемых остатков топлива связано со значительными затратами и в конечном счете нецелесообразно.

Известно техническое решение по патенту №2414391, МПК B64G 1/26, опубл. 20.03.2011, где ОС, включающая в свой состав систему управления и навигации, систему газификации, отличается тем, что на верхнем днище топливного отсека установлены четыре камеры, каждая из которых оснащена приводом, а система газификации имеет автономный газогенератор с мембранной системой подачи компонентов топлива, возбудители акустических колебаний, размещенные на штуцерах ввода теплоносителя в топливные баки.

Для получения теплоносителей используют отдельные запасы топлива, которые выбираются из условия полной газификации невырабатываемых остатков топлива в баках ОС. Это приводит к тому, что на борту ступени к имеющимся запасам топлива необходимо добавлять еще запасы топлива для газификации невырабатываемых остатков этого же топлива. Кроме того, эти дополнительные запасы топлива необходимо хранить в отдельных емкостях с выжимной системой подачи, что приводит к утяжелению конструкции ОС.

Целью предлагаемого решения является снижение массы топлива для газификации невырабатываемых остатков топлива в баках, которое достигается тем, что в известное устройство, содержащее систему управления и навигации, систему газификации, четыре камеры, каждая из которых оснащена приводом, а система газификации имеет автономный газогенератор с мембранной системой подачи компонентов топлива, возбудители акустических колебаний, размещенные на штуцерах ввода теплоносителя в топливные баки дополнительно вводят магистрали подачи продуктов газификации из каждого топливного бака, соединенные через управляемые заслонки с соответствующими емкостями для топлива для газогенераторов.

На фиг. 1 приведена схема выведения, поясняющая участок функционирования предлагаемого технического устройства: траектория выведения первой ступени 1, второй ступени 2, траектории спуска отработанной первой ступени 3 и соответствующая координата ее точки падения 4, не соответствующая разрешенной зоне падения 5;

- приложение импульса 6 с использованием извлеченной энергетики;

- измененная траектория 7 спуска отработанной первой ступени после приложения импульса 6, обеспечивающая приведение отработанной первой ступени в разрешенную зону падения 5.

На фиг. 2 приведена пневмогидравлическая схема системы газификации, содержащая емкости с горючим 8 и окислителем 9 газогенератора 10 для получения теплоносителя для подачи в бак горючего 11 с невыработанными остатками горючего 12; магистраль подачи газифицированных продуктов из бака горючего 13 в коллектор 14 газового ракетного двигателя.

Аналогичная система получения теплоносителя для бака окислителя, содержащая емкости с горючим 15 и окислителем 16 газогенератора 17 для получения теплоносителя для подачи в бак окислителя 18 с невыработанными остатками окислителя 19; магистраль 20 подачи газифицированных продуктов из бака окислителя 18 в коллектор газового ракетного двигателя 14.

Дополнительно вводятся магистраль 21 от бака горючего 11 с управляемыми заслонками 22, 23 до емкостей с горючим 8 и 15, а также магистраль 24 от бака окислителя 18 с управляющими заслонками 25, 26 до емкостей с окислителем 9, 16 и управляющими заслонками на магистралях от емкостей с горючим и окислителем для каждого топливного бака до соответствующих газогенераторов 29, 30, 31, 32.

Устройство работает следующим образом. После отделения ОС по команде из бортовой системы спуска ступени открываются клапаны 29, 30, 31, 32, запускаются газогенераторы 10, 17 и подают теплоносители в баки 11, 18. По достижении заданного давления в баках горючего 11 и окислителя 18 открывают клапаны 27, 28 для подачи газифицированных продуктов из баков горючего 11 и окислителя 18 в газовый ракетный двигатель (или сопла газореактивной системы стабилизации) 14.

В течение процесса газификации невыработанных остатков топлива 12, 19, находящихся в условиях невесомости и неопределенности граничного положения, происходит увеличение концентрации компонентов топлива в составе газифицированных продуктов и по достижении в их составах требуемой концентрации компонентов топлива часть газифицированных продуктов через магистрали 21, 24 через управляющие заслонки 22, 23, 25, 26 направляют в емкости 8, 9, 15, 16, где хранятся запасы топлива для получения теплоносителей.

Моменты времени, в которых достигаются необходимые концентрации компонентов топлива в газифицированных продуктах для каждого бака, определяются предварительно на основе математического и физического моделирования процесса газификации.

Таким образом, необходимые запасы топлива для получения теплоносителей для каждого бака можно существенно снизить за счет использования остатков топлива 12, 19, которые газифицируются, соответственно, количество топлива в емкостях 8, 9, 15, 16 для получения теплоносителей для каждого бака определяется из условия запуска процесса газификации, типа пускового запаса топлива для раскрутки насосов в системах подачи топлива ЖРД.

Использование предлагаемого технического решения позволяет снизить автономные запасы топлива, используемые для получения горячих газов для газификации, соответственно, снизить массу активной бортовой системы спуска отработанной ступени.

Устройство для управления выведением ракеты космического назначения, содержащее в своем составе систему управления и навигации, газореактивные сопла, систему газификации с автономным газогенератором с мембранной системой подачи компонентов топлива, возбудителями акустических колебаний, размещенных на штуцерах ввода теплоносителя в топливные баки, отличающееся тем, что магистрали подачи продуктов газификации соединены через управляемые заслонки с системой подачи топлива в соответствующие газогенераторы.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для разгона ракет-носителей (РН). Осуществляют на активном участке траектории разгон РН путем продуцирования реактивных сил от действия ракетных двигателей, производят постоянное удаление пропорционально текущему общему массовому расходу компонентов ракетного топлива во внешнее пространство в виде стружки или порошка, становящихся излишними, избыточными и ненужными для осуществления дальнейшего полета частей баков для компонентов ракетного топлива.

Способ изменения траектории движения астероида // 2551553

Изобретение относится к средствам и методам управления траекторией движения космических объектов, в частности астероидов. Способ заключается в том, что на поверхность астероида локально наносят по меньшей мере одно вещество в твердом или жидком состоянии.

Ракетный криогенный разгонный блок // 2548282

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.

Способ управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения // 2540898

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.

Донная защита хвостового отсека ракеты-носителя // 2534464

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).

Ионный двигатель для космического аппарата // 2533378

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.

Криогенный бак и космическая пусковая установка, включающая такой бак // 2531542

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.

Система хранения криогенной жидкости для космического аппарата // 2529084

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.

Бортовая электролизная установка космического аппарата // 2525350

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.

Бак топливный космического аппарата для хранения и подачи жидких компонентов // 2522763

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.

Модульная двигательная установка малой тяги // 2563923

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к двигательным установкам космических аппаратов и разгонных блоков. Модульная двигательная установка малой тяги содержит силовые рамы с закрепленными на них сферическими топливными баками с осями, имеющими наклон к оси установки, и деформируемыми металлическими перегородками, разделяющими их на жидкостные и газовые полости, емкости для хранения сжатого газа, жидкостные реактивные двигатели ориентации и стабилизации, корректирующе-тормозной реактивный двигатель, агрегаты автоматики и управления, трубопроводы, соединяющие между собой элементы системы, закрепленные на силовых рамах. Устройство образовано из трех автономных модулей - модуля топливных баков, модуля системы наддува и корректирующего тормозного реактивного двигателя, модуля двигателей ориентации и стабилизации. Первый и второй модули соединены между собой пневмомагистралями и гидромагистралями, в которых установлены мембраны прорыва и разъемные соединения. Техническим результатом изобретения является расширение эксплуатационных возможностей, повышение надежности работы двигательной установки и обеспечение безопасности работ при обслуживании. 6 ил.

Электрореактивная двигательная установка // 2568825

Изобретение относится к двигательным установкам (ДУ) малой тяги для коррекции орбит космических аппаратов (КА). ДУ содержит размещенные друг над другом ускорители плазмы (УП) с ускоряющими электродами: катодом (3) и анодом (4), а также узлами подачи рабочего тела: шашек (7), снабженных пружинными толкателями (8). Для инициирования плазмообразующего разряда служат электроды (9) в отверстии катода (3). Между электродами (3, 4) выполнен торцевой керамический изолятор (ТКИ). С электродами связан через анодную и катодную шины (на панели (15)) блок (13) накопительных конденсаторов (14). Отвод тепла от УП осуществляется тепловыми трубами (ТТ). Испарительная часть (22) ТТ примыкает к электродам (3, 4) и ТКИ, а конденсационная часть (23) ТТ закреплена на раме крепления ДУ к корпусу КА. В окне этой рамы размещена теплонапряженная плоская стенка блока питания и управления. Техническим результатом изобретения является повышение надежности и тяговой эффективности ДУ за счет улучшенной системы теплоотвода. 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Способ бесконтактной транспортировки космических объектов // 2568960

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в бесконтактной транспортировке космических объектов (КО) на разных орбитах. Выводят на исходную расчетную орбиту космический аппарат (КА) с ионной пушкой с газоразрядной камерой с плоским индуктором для возбуждения индукционного высокочастотного электрического разряда, двигательной установкой в виде электрического ракетного двигателя (ЭРД), шарнирным механизмом со штангами и шарнирами или виде карданного шарнира для перемещения ЭРД в плоскости, ортогональной оси, проходящей через центр масс КА в направлении вектора тяги ионной пушки, сближают и ориентируют КА относительно транспортируемого КО с помощью изменения направления вектора тяги и точки приложения вектора тяги перемещаемого ЭРД, измеряют координаты транспортируемого КО и расстояние между КА и транспортируемым КО, воздействуют на поверхность транспортируемого КО квазинейтральным ионным пучком с помощью ионной пушки, производят динамическую компенсацию возмущающих сил и моментов, действующих на КА, производят динамическую ориентацию КА относительно транспортируемого КО, перемещают транспортируемый КО на орбиту захоронения, осуществляют перемещение КА по спиральной траектории на орбиту следующего транспортируемого КО. Изобретение позволяет повысить эффективность бесконтактной транспортировки КО. 13 з.п. ф-лы, 10 ил.

Аэрокосмический самолет с ядерным двигателем и способ осуществления им аэрокосмических полетов // 2574295

Группа изобретений относится к авиационно-космической технике и может быть использована для осуществления полетов в атмосфере и космическом пространстве, при взлёте с Земли и возвращении на неё. Аэрокосмический самолёт (АКС) выполнен по аэродинамической схеме «утка-бесхвостка». Носовые плоскости и крылья образуют совместно с фюзеляжем дельтообразную несущую поверхность. Ядерный ракетный двигатель (ЯРД) содержит теплообменную камеру, состыкованную с ядерным реактором через радиационную защиту. В качестве рабочего тела используется (частично) атмосфера, сжижаемая бортовыми установками ожижения. Питающие и охлаждающие бортовые турбоагрегаты и турбоэлектрогенераторы, а также управляющие реактивные двигатели подключены к теплообменной камере с возможностью работы непосредственно на маршевом рабочем теле. При отключенном маршевом сопле в ЯРД предусмотрено специальное запорное устройство. В долговременных аэрокосмических полетах АКС периодически дозаправляется сжижаемой атмосферной средой. Техническим результатом группы изобретений является повышение эффективности АКС с ЯРД за счет повышения их тяговооруженности и термодинамического качества при обеспечении устойчивости и управляемости полета. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 10 ил.

Система привода в космическом аппарате // 2575492

Изобретение относится к электроракетным двигательным системам космических аппаратов (RF). Система содержит несколько независимо управляемых двигателей, например, ионных ускорителей (TW1, TW2, TW3). Анодные системы (AN) отдельных ускорителей подключены к общему высоковольтному генератору (HGO) или к резервному генератору (HGR). Образование плазмы в ионизационной камере (IK) обеспечивается подачей в неё нейтрального рабочего газа из резервуара (GQ) через управляемые клапаны (GV). Избирательной подачей газа обеспечивается управление величиной и направлением суммарной тяги двигателей. При отсутствии плазмы в камере ускоритель является высокоомным элементом своего контура. Техническим результатом изобретения является упрощение и повышение надежности двигательной системы данного типа. 13 з.п. ф-лы, 4 ил.

Летательный аппарат // 2577750

Изобретение относится к авиакосмической технике и может быть использовано в летательных аппаратах (ЛА). ЛА содержит корпус, два жестко связанных с корпусом реактивных двигателя, блок управления, малоудлиненный расширенный амортизатор с прямоугольным основанием, увеличенные по вертикали два пружинных клапана с закругленными оконечностями, две плоские пластины. Изобретение позволяет повысить надёжность ЛА. 1 ил.

Капиллярная система хранения и отбора жидкости в ракетный двигатель космического объекта (варианты) // 2584211

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в двигателях космических объектов (КО). Капиллярная система хранения и отбора жидкости в ракетный двигатель КО содержит топливный бак с крышкой и нижним днищем, радиальные перфорированные перегородки, кронштейны, трубопровод с теплообменником, хомуты, коническую обечайку, гайку, стрежень с резьбой и площадкой, заборное устройство с корпусом в виде расположенных друг над другом и соединённых ребрами верхнего плоского кольца с внутренней кромкой, выполненной в виде утолщения с лабиринтными кольцевыми выступами, и нижнего кольца с центральными отверстиями или корпусом с большим конусом, переходящим в малый конус с расходным фланцем, накопителем капиллярного типа с капиллярной сеткой, теплообменником, тарелью в виде плоского кольца, конической обечайкой, дозирующим устройством, капиллярной сеткой, крепежными элементами, расходным клапаном, несущим диском с периферийными и центральным отверстиями и радиальными окнами, полой осью с верхней чашей с прорезами и нижней чашей с прорезями и площадкой. Изобретение позволяет повысить надежность двигательной установки (ДУ) КО, уменьшить массу ДУ КО. 2 н.п. ф-лы, 6 ил.

Система отбора жидкости в ракетный двигатель космического объекта (2 варианта) // 2591124

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигателях космических объектов (КО). Система отбора жидкости в ракетный двигатель КО содержит бак с нижним днищем с приямком, расходным клапаном с дополнительной полостью, заборное устройство, крепежные элементы. Приямок выполнен в виде большой сферической оболочки, переходящей в малую сферическую оболочку с расходным фланцем, и содержит опорные площадки с полой сферой с приваренными ребрами, кронштейны, перфорированную сферическую оболочку. Заборное устройство содержит корпус в виде расположенных друг над другом верхнего плоского кольца и нижнего кольца с центральными отверстиями, размещенными на общей оси, ребра, втулки, фильтрующий элемент, выполненный двумя контурами, содержит кольцевую мелкоячеистую решетку, кольцевой сетчатый ловитель. Изобретение позволяет повысить надежность работы двигательной установки (ДУ) КО и уменьшить массу ДУ КО. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Способ производства жидкого ракетного топлива в космосе // 2591129

Изобретение относится к космическим двигательным системам и может использоваться при создании в будущем орбитального заправочного комплекса (ОЗК) или лунной базы. Способ включает доставку на ОЗК воды и получение из неё электролизом водорода и кислорода. Эти газы предварительно охлаждают при контакте с холодной поверхностью ОЗК, затем компримируют и повторно охлаждают, сжижают дросселированием и собирают в виде жидких компонентов топлива. Процессы электролиза воды и компримирования осуществляют поочередно, пневматически изолируя электролизер от получаемых газов. При компримировании сначала сжимают водород электрохимическим способом, а затем этим водородом сжимают кислород. После сжижения кислорода использованный для его компримирования водород перед дросселированием охлаждают полученным жидким кислородом до температуры ниже температуры инверсии при данном давлении. Техническим результатом изобретения является повышение технологичности производства жидкого ракетного топлива, увеличение срока его хранения на ОЗК с повышением надежности и ресурса ОЗК в целом.

Способ производства ракетного топлива в условиях космического полёта // 2591131

Изобретение относится к космическим двигательным системам и может использоваться при создании в будущем орбитального заправочного комплекса (ОЗК). Способ включает доставку на ОЗК воды и получение из неё электролизом водорода и кислорода. Эти газы предварительно охлаждают при контакте с холодной поверхностью ОЗК, затем компримируют и повторно охлаждают, сжижают дросселированием и собирают в виде жидких компонентов топлива. Процессы электролиза воды и компримирования осуществляют поочередно, пневматически изолируя электролизер от получаемых газов. При компримировании сначала сжимают водород электрохимическим способом, а затем этим водородом изотермически сжимают кислород. После сжижения кислорода использованный для его компримирования водород перед дросселированием охлаждают полученным жидким кислородом до температуры ниже температуры инверсии при данном давлении. Техническим результатом изобретения является повышение технологичности производства жидкого ракетного топлива, увеличение срока его хранения на ОЗК, с повышением надежности и ресурса ОЗК в целом.