Модульная двигательная установка малой тяги



Модульная двигательная установка малой тяги
Модульная двигательная установка малой тяги
Модульная двигательная установка малой тяги
Модульная двигательная установка малой тяги
Модульная двигательная установка малой тяги
Модульная двигательная установка малой тяги

 


Владельцы патента RU 2563923:

Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации (RU)
Акционерное общество "Ракетно-космический центр "Прогресс" (АО "РКЦ "Прогресс") (RU)

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.

 

Заявляемое техническое решение относится к области ракетно-космической техники, а именно к двигательным установкам (ДУ) космических аппаратов (КА) и разгонных блоков, предназначенным для довыведения полезной нагрузки на расчетную орбиту, коррекции этой орбиты в процессе орбитального полета, ориентации КА по отношению к Земле и звездам, а также для придания КА тормозного импульса при спуске с орбиты и, конкретнее, к модульному построению ДУ КА.

Известен отсек жидкостной ракетной ДУ КА (патент RU №2059858), содержащий силовую раму, топливные баки, топливную магистраль, двигатели стабилизации и коррекции, объединенные в виде модулей, установленных на силовой раме, шар-баллон системы вытеснения.

Известен топливный модуль (патент RU №2266242), содержащий топливные баки горючего и окислителя и систему наддува топливных баков с баллонами высокого давления, закрепленных на раме топливного модуля.

Недостатками вышеописанных конструкций являются ограниченные эксплуатационные возможности и низкая надежность в результате невозможности автономной отстыковки заправленных топливных баков от ДУ КА для обеспечения пожаро-взрывобезопасной транспортировки КА и ДУ при необходимости их возвращения на завод-изготовитель невозможности, изменения моментов импульсов ориентации для использования ДУ КА на КА различных габаритов и моментов инерции, неравномерной выработки компонентов топлива из баков.

Известна компоновка жидкостной двигательной установки ДУ-802 автономного космического буксира «Кречет» (статья А.В. Дибривного Результаты отработки системы обеспечения синхронизации выработки топлива из баков двигательной установки ДУ-802 космического буксира // Авиационно-космическая техника и технология, 2008, №10. - с.88, рис.1; http://www.nbuv.gov.ua/portal/natural/AkTT/2008_10/Dibrivn.pdf), содержащая топливные баки горючего и окислителя, баллоны высокого давления, жидкостные реактивные двигатели, пневмо- и гидромагистрали, агрегаты автоматики, закрепленные на раме.

Недостатком известной ДУ является сложность в обеспечении стабильной массовой центровки в процессе выработки топлива из-за необходимости измерения фактической жесткости диафрагм в каждом баке (что практически невыполнимо) и в зависимости от нее расчета проходного сечения жиклера, к тому же жесткость диафрагм меняется при перекладке в процессе выработки топлива, значит, должны меняться и проходные сечения жиклеров, что требует применения сложных следящих регуляторов расхода со сложной системой управления.

Известен двигательный модуль космического летательного аппарата (патент RU 2376216 - прототип), состоящий из баков для компонентов топлива с осями, имеющими наклон к оси модуля, баллонов высокого давления, реактивных двигателей ориентации и коррекции орбиты, агрегатов автоматики и управления, газовых и топливных магистралей, рам для крепления.

Недостатками известного технического решения являются:

1. невозможность автономной отстыковки заправленных топливных баков от двигательного модуля космического летательного аппарата для обеспечения пожаро-взрывобезопасной транспортировки КА и ДУ при необходимости их возвращения на завод-изготовитель;

2. невозможность изменения моментов импульсов ориентации для использования двигательного модуля космического летательного аппарата на КА различных габаритов и моментов инерции;

3. ненадежная работа ввиду неравномерной выработки компонентов топлива из баков.

Технической задачей настоящего изобретения является расширение эксплуатационных возможностей, обеспечение безопасной работы при обслуживании и повышение надежности модульной ДУ малой тяги.

Техническая задача решается тем, что модульная двигательная установка малой тяги, содержащая 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, образована из автономных модулей, первый из которых - блок баков, включает топливные баки окислителя и горючего, размещенные попарно-противоположно, при этом жидкостные штуцеры топливных баков расположены ближе к оси установки, чем газовые, обратные клапаны, заправочные и проверочные штуцеры, установленные на первой автономной силовой раме, соединенной разбираемым крепежом со второй силовой рамой, на которой жестко закреплены емкости для хранения сжатого газа, пироклапаны, электрожидкостные и электропневмоклапаны, зарядные и проверочные штуцеры, ограничители и корректирующе-тормозной реактивный двигатель, составляющие второй модуль - модуль системы наддува и корректирующе-тормозного реактивного двигателя, при этом первый и второй модули крепятся к КА узлами крепления, а третий модуль - модуль двигателей ориентации и стабилизации, состоит из блоков, каждый из которых включает в себя силовой кронштейн с закрепленными на нем жидкостными реактивными двигателями ориентации и стабилизации, с возможностью размещения их на требуемом расстоянии от оси установки, причем первый и второй модули соединены между собой пневмомагистралями и гидромагистралями, в которых установлены мембраны прорыва и разъемные соединения.

Суть предлагаемого изобретения поясняется чертежами, где:

на фиг.1 показана модульная ДУ малой тяги в собранном виде,

на фиг.2 - модульная ДУ малой тяги, вид сверху,

на фиг.3 - модуль 1 в собранном виде,

на фиг.4 - модуль 1, вид сверху,

на фиг.5 - модуль 2 в собранном виде,

на фиг.6 - модуль 2, вид сверху.

Устройство модульной ДУ малой тяги состоит из трех модулей (фиг.1, 2).

Модуль 1 - блок баков.

Модуль 2 - модуль системы наддува и корректирующе-тормозного реактивного двигателя.

Модуль 3 - модуль двигателей ориентации и стабилизации.

В состав модуля 1 (фиг.3, 4), предназначенного для хранения и подачи компонентов топлива, входят четыре одинаковых топливных бака 4 сферической формы для хранения жидких компонентов топлива с металлическими перегородками 5, жидкостными штуцерами 6 и газовыми штуцерами 7, заправочные штуцеры 8, проверочные штуцеры 9 окислителя, горючего и газа наддува, обратные клапаны 10, мембраны прорыва 11, пневмомагистраль 12 наддува, гидромагистраль 13 окислителя и гидромагистраль 14 горючего, каждая из которых снабжена штуцерами 15 разъемных соединений 16 (фиг 2), предназначенных для стыковки и расстыковки пневмомагистралей 12 и гидромагистралей 13, 14 модулей 1 и 2.

Обратные клапаны 10 (фиг.3), установленные в модуле 1, препятствуют взаимодействию компонентов топлива между собой при возникновении негерметичности металлических перегородок 5 в топливных баках 4.

Три мембраны прорыва 11 обеспечивают ампулизацию модуля 1 и возможность проводить безопасную стыковку и расстыковку разъемных соединений 16 (фиг.2) пневмомагистралей 12 и гидромагистралей 13 и 14 модуля 1 и модуля 2.

Топливные баки 4 для хранения окислителя и горючего размещены попарно-противоположно, и их оси 17 имеют наклон к оси 18 установки, при этом жидкостные штуцеры 6 топливных баков 4 расположены к оси 18 ближе, чем газовые штуцеры 7.

Все агрегаты модуля 1 закреплены на первой автономной силовой раме 19, снабженной фланцем 20 для крепления к модулю 2 и узлами крепления 21, 22, 23 к КА.

В состав модуля 2 (фиг.5, 6) входят емкости для хранения сжатого газа 24, зарядные штуцеры 25, проверочные штуцеры 26, пироклапаны 27 и электропневмоклапаны 28, электрожидкостные клапаны 29 подачи компонентов топлива к корректирующе-тормозному реактивному двигателю 30 и модулю 3, а также накидные гайки 31 разъемных соединений 16 пневмомагистралей 12 и гидромагистралей 13 и 14.

Все перечисленные агрегаты модуля 2 жестко крепятся ко второй силовой раме 32, снабженной фланцем 33 для крепления к модулю 1, ограничителями 34 и узлами крепления 35 и 36 к КА.

Модуль 3 (фиг.1, 2) содержит блоки 37, каждый из которых включает в себя силовой кронштейн 38 с закрепленными на нем жидкостными реактивными двигателями ориентации и стабилизации 39, обеспечивающими выдачу импульсов тяг КА по шести степеням свободы.

Монтаж (сборку) модульной ДУ малой тяги (фиг.1. 2) производят следующим образом.

Сначала осуществляют автономную сборку модулей 1, 2 и 3.

После автономной сборки модуль 1 устанавливают на модуле 2, при этом ограничители 34 фиксируют модуль 1 относительно модуля 2 в поперечном направлении, фланец 20 модуля 1 посредством разбираемого крепежа 40 закрепляют на фланце 33 модуля 2 с помощью крепежных элементов, например, путем затяжки накидных гаек 31 (модуль 2) на штуцерах 15 (модуль 1) замыкают разъемные соединения 16 пневмомагистралей 12 и гидромагистралей 13 и 14.

Сборку из двух модулей устанавливают на проставке 41, являющейся принадлежностью КА, и крепят к ней посредством узлов крепления 21, 22, 23 (модуль 1), 35 и 36 (модуль 2).

Блоки модуля 3 закрепляют на проставке 41 КА с возможностью размещения их на требуемом расстоянии от оси 18 установки с помощью узла крепления 42 на кронштейне 38.

Модульная ДУ малой тяги готова к заправке и использованию по назначению.

При возникновении технической необходимости на этапе подготовки КА к полету после проведения операций заправки топливных баков 4 модуль 1 отсоединяют от модульной ДУ малой тяги, при этом размыкают разъемные соединения 16, расстыковывают узлы крепления 21, 22 и 23, после чего модуль 1 извлекают из КА. После завершения автономных работ с КА модуль 1 вновь устанавливают на прежнее место, при этом сборку проводят в обратном порядке.

Для получения требуемых моментов импульсов ориентации блоки модуля 3 могут быть размещены на любом расстоянии от оси 18 установки, при этом проставка 41 может быть выполнена разных размеров и конфигурации или на ней могут быть предусмотрены различные места крепления блоков модуля 3.

Преимуществами предлагаемой модульной ДУ малой тяги являются то, что она позволяет:

- в случае возникновения технической необходимости возврата КА на регламентные работы на завод-изготовитель отстыковать модуль блока баков с уже заправленными в эксплуатирующей организации топливными баками от КА, не отстыковывая всю модульную ДУ малой тяги, и осуществить пожаро-взрывобезопасную и нетоксичную транспортировку КА любым (включая железнодорожным) видом транспорта, при этом отсутствие отстыковки всей модульной ДУ малой тяги от КА, связанной обычно с разрывом электрических связей, позволяет в будущем при обратной подстыковке модуля блока баков с заправленными топливными баками сократить объем подготовительных работ, что существенно сокращает сроки и стоимость подготовки КА к полету;

- осуществлять унифицированное использование на КА любых габаритов и моментов инерции благодаря тому, что модуль двигателей ориентации и стабилизации 3 не имеет жесткой связи с силовыми рамами 19 и 32 модульной ДУ малой тяги, а его блоки крепятся непосредственно к проставке 41 КА и могут быть разнесены на любое расстояние от оси (центра масс) КА, что позволяет развивать любые требуемые импульсы ориентации без изменения номинала силы тяги двигателей ориентации;

- при различных жесткостях деформируемых металлических перегородок 5 топливных баков 4 (вытеснение топлива одним и тем же давлением приводит к неравномерной выработке компонентов топлива и смещению центра масс модульной ДУ малой тяги и КА в целом, что вызывает необходимость дополнительных импульсов двигателями ориентации) обеспечить требуемую центровку, так как наклон осей 17 топливных баков 4 уменьшает плечо дисбаланса, а попарно-противоположное размещение топливных баков горючего и окислителя и расположение жидкостных штуцеров 6 топливных баков 4 ближе к оси 18 установки, чем газовых штуцеров 7, при различной плотности компонентов топлива обеспечивает полное отсутствие разбалансировки при любой выработке топлива.

Таким образом, данное техническое решение позволяет расширить эксплуатационные возможности, обеспечить безопасность работ при обслуживании и повысить надежность модульной двигательной установки малой тяги.

Модульная двигательная установка малой тяги, содержащая 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, отличающаяся тем, что она образована из автономных модулей, первый из которых - блок баков, включает топливные баки окислителя и горючего, размещенные попарно-противоположно, при этом жидкостные штуцеры топливных баков расположены ближе к оси установки, чем газовые, обратные клапаны, заправочные и проверочные штуцеры, установленные на первой автономной силовой раме, соединенной разбираемым крепежом со второй силовой рамой, на которой жестко закреплены емкости для хранения сжатого газа, пироклапаны, электрожидкостные и электропневмоклапаны, зарядные и проверочные штуцеры, ограничители и корректирующе-тормозной реактивный двигатель, составляющие второй модуль - модуль системы наддува и корректирующе-тормозного реактивного двигателя, при этом первый и второй модули крепятся к КА узлами крепления, а третий модуль - модуль двигателей ориентации и стабилизации, состоит из блоков, каждый из которых включает в себя силовой кронштейн с закрепленными на нем жидкостными реактивными двигателями ориентации и стабилизации, с возможностью размещения их на требуемом расстоянии от оси установки, причем первый и второй модули соединены между собой пневмомагистралями и гидромагистралями, в которых установлены мембраны прорыва и разъемные соединения.



 

Похожие патенты:

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 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.
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.

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 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 космонавтике, в частности к области управления космическими аппаратами (КА). Бортовыми средствами аппарата определяются координаты включения двигательной установки, величины и ориентации импульсов характеристической скорости КА.

Изобретение относится к системам автоматического управления (САУ) авиационно-космическими объектами, работающими, главным образом, в экстремальных условиях внешней среды.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для автономной коллокации на геостационарной орбите. Переводят векторы наклонения и эксцентриситета на границы разнесенных относительно друг друга областей прицеливания, измеряют параметры орбиты каждого космического аппарата (КА), определяют текущие значения орбитальных параметров каждого КА, приводят КА с самоколлокацией (КАСК) в заданную область удержания по широте (наклонению) и долготе, выявляют стратегию управления движением центра масс смежного КА, уточняют положение центра области прицеливания по наклонению смежного КА, проводят коррекции наклонения вектора наклонения орбиты КАСК в фазовой плоскости с учетом сезона (текущего прямого восхождения Солнца), линии узлов орбиты смежного КА и центра, корректируют с помощью двигателей малой тяги период обращения, наклонения и эксцентриситета орбиты, или уклонения в случае опасного сближения КА.

Изобретение относится к управлению движением группы (кластера) космических аппаратов (КА), преимущественно геостационарных спутников Земли. Согласно способу линии узлов и линии апсид орбит мониторингового КА (МКА) и смежных КА (СКА) поддерживают ортогональными.

Изобретение относится к управлению движением геостационарных космических аппаратов (КА) в периоды резервирования и оперативного ввода в эксплуатацию. На этапе пассивного дрейфа КА из стартовой позиции резервирования (СПР) в рабочую орбитальную позицию (точку «стояния») минимизируют энергозатраты бортовых систем КА.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) с помощью реактивного двигателя коррекции (ДК). Способ включает приложение к КА тестового и корректирующего воздействий.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для коррекции космического аппарата (КА) с помощью электрореактивных плазменных двигателей (ЭРПД).

Изобретение относится к управлению ориентацией искусственных спутников Земли (ИСЗ) с солнечными батареями (СБ). В составе ИСЗ (3) дополнительно предусматривают автономный контур (АК) управления ориентацией ИСЗ относительно направления на Солнце (2).

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для управления программным разворотом разгонного блока (РБ) с помощью неподвижных двигателей ориентации постоянной тяги.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического, в частности транспортного грузового корабля (ТГК) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ). Способ включает закрутку ТГК вокруг нормали к рабочей поверхности СБ, направленной на Солнце, с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек.

Изобретение относится к управлению движением связанных тросом космических объектов. Способ включает расстыковку указанных объектов с сообщением спускаемому аппарату (СА) начальной скорости расхождения против вектора орбитальной скорости. Затем выпускают трос с постоянной силой натяжения при удалении СА и безударно переводят связку в режим попутного маятникового движения, фиксируя длину троса. Трос отрезают в момент прохождения СА местной вертикали орбитальной станции. Величина ускорения указанной силы натяжения троса при удалении СА от орбитальной станции , где - величина трансверсального импульса скорости расталкивания. Данные величины отнесены к соответствующим параметрам стартовой круговой орбиты. Технический результат изобретения состоит в исключении участков возвратного движения СА с тросом, чем достигается упрощение управления маневром спуска. 4 ил.
Наверх