Ракетный разгонный блок и способ его сборки



Ракетный разгонный блок и способ его сборки
Ракетный разгонный блок и способ его сборки
Ракетный разгонный блок и способ его сборки
Ракетный разгонный блок и способ его сборки
Ракетный разгонный блок и способ его сборки
Ракетный разгонный блок и способ его сборки

 


Владельцы патента RU 2584045:

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

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно, к конструкции ракетных разгонных блоков. Ракетный разгонный блок содержит криогенный бак окислителя и бак горючего в виде сегментов полого тора, двухконтурную ферму, корпусной отсек и маршевый двигатель. К нижнему шпангоуту наружного контура двухконтурной фермы пристыкован корпусной отсек. К шпангоуту внутреннего контура двухконтурной фермы присоединено силовое кольцо, на которое установлен маршевый двигатель. По наружному контуру криогенный бак окислителя и бак горючего закреплены шарнирными регулируемыми тягами. По внутреннему контуру криогенный бак окислителя и бак горючего присоединены к силовому кольцу шарнирными регулируемыми растяжками. Техническим результатом изобретения является создание ракетного разгонного блока, обеспечивающего выведение полезных грузов на целевые орбиты с применением существующих ракет-носителей сверхлегкого класса с максимальным использованием конструктивных элементов. 2 н.п. ф-лы, 9 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции ракетных разгонных блоков, входящих в состав ракет космического назначения, предназначенных для выведения с опорной орбиты на рабочие энергетические орбиты различных космических объектов - полезных грузов.

В настоящее время успешно эксплуатируются в космических проектах ракетные разгонные блоки типа ДМ, «Фрегат», «Бриз». Однако все эти разгонные блоки имеют значительную тяговооруженность для своего класса и используются для вывода на геопереходную орбиту полезную нагрузку массой от ~ 3000 до 6200 кг.

В последнее время появилась необходимость выводить на целевую орбиту полезные нагрузки массой около 500 кг. Это современные космические аппараты научно-технического назначения и аппараты дистанционного зондирования Земли.

Для таких задач выше перечисленные блоки переразмерены и имеют избыточную массу, в результате чего их эффективность значительно снижается, поэтому необходим ракетный разгонный блок меньшей тяговооруженности и меньшей массы.

Известна жидкостная ракетная двигательная установка по патенту РФ 2187010, содержащая баки горючего и окислителя, выполненные в виде сегментов полого тора с днищами по торцам и двигатель. Представленная двигательная установка может быть применена в составе ракетного разгонного блока, однако, поскольку баки связаны между собой конструктивными элементами в виде фермы (рамы), что при использовании криогенного компонента топлива совместно с некриогенным из-за их разности температур приведет к неизбежной деформации тонкостенных оболочек баков, либо дополнительно потребуются температурные компенсаторы.

Известен ракетный разгонный блок по патенту РФ 24120088, содержащий криогенный бак окислителя, бак горючего, маршевый двигатель, корпусной отсек, двухконтурную ферму - прототип.

В этом разгонном блоке использован сферический криогенный кислородный бак, торовый бак горючего. Баки связаны друг с другом корпусными элементами: фермой подвески криогенного бака, переходником и двухконтурной фермой, которая своим верхним шпангоутом пристыкована к переходнику; к наружным стержням фермы закреплен торовый бак горючего, а к внутренним стержням пристыкован маршевый двигатель, который размещен во внутриторовом пространстве бака горючего.

При сборке разгонного блока используется модуль разгонного блока. В состав модуля разгонного блока входят: блок баков и маршевый двигатель. Модуль сверху вводится внутрь корпусного отсека и закрепляется на его верхнем шпангоуте, образуя, таким образом, окончательно собранный разгонный блок.

Аналогичный блок был разработан во второй половине 20 века для освоения Луны и используется в настоящее время в различных модификациях (в том числе в варианте по патенту РФ 24120088). Для выполнения поставленной задачи прототип переразмерен и имеет избыточную массу.

Задачей изобретения является создание ракетного разгонного блока в обеспечение выведения полезных грузов на целевые орбиты с помощью ракет-носителей сверхлегкого класса с максимальным использованием освоенных промышленностью конструктивных элементов и систем и требующих минимальных затрат для их отработки.

Эта задача решается за счет того, что в ракетном разгонном блоке, содержащем криогенный бак окислителя и бак горючего, выполненные в виде сегментов полого тора с днищами по торцам, двухконтурную ферму, корпусной отсек и маршевый двигатель, к нижнему шпангоуту наружного контура двухконтурной фермы пристыкован корпусной отсек. К шпангоуту внутреннего контура двухконтурной фермы пристыковано силовое кольцо, на которое установлен маршевый двигатель. По наружному контуру криогенный бак окислителя и бак горючего закреплены к корпусному отсеку шарнирными регулируемыми тягами, причем шарнирные регулируемые тяги одним концом закреплены к верхнему шпангоуту корпусного отсека, а другим концом - к силовым элементам криогенного бака окислителя и бака горючего соответственно. По внутреннему контуру криогенный бак окислителя и бак горючего присоединены к силовому кольцу шарнирными регулируемыми растяжками, причем шарнирные регулируемые растяжки одним концом закреплены к силовому кольцу, а другим концом - к силовым элементам криогенного бака окислителя и бака горючего соответственно.

Эта задача решается за счет того, что в способе сборки ракетного разгонного блока, включающем размещение корпусного отсека в вертикальное положение, сначала сверху внутрь корпусного отсека вводят криогенный бак окислителя и бак горючего, и предварительно закрепляют их к верхнему шпангоуту корпусного отсека с помощью шарнирных регулируемых тяг. Далее на шпангоут внутреннего контура двухконтурной фермы устанавливают силовое кольцо, и затем двухконтурную ферму устанавливают на корпусной отсек, закрепляя стержни наружного контура двухконтурной фермы к верхнему шпангоуту корпусного отсека, после чего поднимают собранную конструкцию, вводят маршевый двигатель в пространство, ограниченное криогенным баком окислителя и баком горючего, закрепляют маршевый двигатель к силовому кольцу, и предварительно шарнирными регулируемыми растяжками соединяют криогенный бак окислителя и бак горючего с силовым кольцом. Затем шарнирными регулируемыми тягами и шарнирными регулируемыми растяжками окончательно выставляют положения баков и маршевого двигателя относительно друг друга, двухконтурной фермы и корпусного отсека.

На фиг. 1, 2, 3 и 4 изображены ракетный разгонный блок и его фрагменты, на фиг. 5, 6, 7, 8 и 9 представлены фазы сборки ракетного блока, где:

1. криогенный бак окислителя;

2. бак горючего;

3. двухконтурная ферма;

4. корпусной отсек;

5. маршевый двигатель;

6. верхний шпангоут двухконтурной фермы;

7. адаптер космического аппарата;

8. нижний шпангоут наружного контура двухконтурной фермы;

9. нижний шпангоут корпусного отсека;

10. ракета-носитель;

11. шпангоут внутреннего контура двухконтурной фермы;

12. силовое кольцо;

13. шарнирные регулируемые тяги;

14. верхний шпангоут корпусного отсека;

15. силовые элементы;

16. шарнирные регулируемые растяжки;

17. электрические и пневмогидравлические элементы;

18. навесное оборудование;

19. технологическая подставка;

20. стержни наружного контура двухконтурной фермы;

21. пространство, ограниченное криогенным баком окислителя и баком горючего;

22. головной обтекатель.

В ракетном разгонном блоке, содержащем криогенный бак окислителя 1 и бак горючего 2, выполненные в виде сегментов полого тора с днищами по торцам, двухконтурную ферму 3, корпусной отсек 4 и маршевый двигатель 5, при этом верхний шпангоут двухконтурной фермы 6 выполнен в виде шпангоута, обеспечивающего стыковку с адаптером космического аппарата 7. К нижнему шпангоуту наружного контура двухконтурной фермы 8 пристыкован корпусной отсек 4, а к нижнему шпангоуту корпусного отсека 9 стыкуется ракета-носитель 10. К шпангоуту внутреннего контура двухконтурной фермы 11 пристыковано силовое кольцо 12, на которое установлен маршевый двигатель 5. По наружному контуру криогенный бак окислителя 1 и бак горючего 2 закреплены к корпусному отсеку 4 шарнирными регулируемыми тягами 13, причем шарнирные регулируемые тяги 13 одним концом закреплены к верхнему шпангоуту корпусного отсека 14, а другим концом - к силовым элементам 15 криогенного бака окислителя 1 и бака горючего 2 соответственно. По внутреннему контуру криогенный бак окислителя 1 и бак горючего 2 присоединены к силовому кольцу 12 шарнирными регулируемыми растяжками 16, причем шарнирные регулируемые растяжки 16 одним концом закреплены к силовому кольцу 12, а другим концом - к силовым элементам 15 криогенного бака окислителя 1 и бака горючего 2 соответственно. На внутренней поверхности корпусного отсека 4, например, могут быть установлены электрические и пневмогидравлические элементы 17, связывающие ракетный разгонный блок с ракетой-носителем 10 и сооружениями стартового комплекса. Навесное оборудование 18 ракетного разгонного блока, например, может быть размещено на стержнях двухконтурной фермы 3 и (или) на оболочках баков 1 и 2.

В качестве силовых элементов 15 могут быть применены поперечные и продольные шпангоуты или кронштейны, установленные на оболочки баков 1 и 2.

Шарнирные регулируемые тяги 13 и шарнирные регулируемые растяжки 16 обеспечивают соответственно на этапе сборки ракетного разгонного блока необходимое положение баков 1 и 2 и маршевого двигателя 5 за счет их регулировки как по длине, так и по углу. В процессе эксплуатации ракетного разгонного блока в составе ракеты космического назначения смещения баков 1 и 2 от воздействия статических и динамических нагрузок компенсируется за счет поворота в сферических шарнирах упомянутых тяг 13 и растяжек 16.

Монтаж навесного оборудования 18 на элементах ракетного разгонного блока проводится в процессе его поэтапной сборки.

В способе сборки ракетного разгонного блока, содержащем размещение корпусного отсека 4 в вертикальное положение, сначала сверху внутрь корпусного отсека 4 вводят криогенный бак окислителя 1 и бак горючего 2, и предварительно закрепляют их к верхнему шпангоуту корпусного отсека 14 с помощью шарнирных регулируемых тяг 13. Далее на шпангоут внутреннего контура двухконтурной фермы 11 устанавливают силовое кольцо 12, и затем двухконтурную ферму 3 вместе с силовым кольцом 12 устанавливают на корпусной отсек 4, закрепляя стержни наружного контура двухконтурной фермы 20 к верхнему шпангоуту корпусного отсека 14, после чего поднимают собранную конструкцию, вводят маршевый двигатель 5 в пространство, ограниченное криогенным баком окислителя и баком горючего 21, закрепляют маршевый двигатель 5 к силовому кольцу 12, и предварительно шарнирными регулируемыми растяжками 16 соединяют криогенный бак окислителя 1 и бак горючего 2 с силовым кольцом 12. Затем шарнирными регулируемыми тягами 13 и шарнирными регулируемыми растяжками 16 окончательно выставляют положения баков 1 и 2 и маршевого двигателя 5 относительно друг друга, двухконтурной фермы 3 и корпусного отсека 4.

Предложенный ракетный разгонный блок функционирует следующим образом.

В процессе полета ракеты-носителя 10 после прохождения плотных слоев атмосферы производится отделение головного обтекателя 22 по стыку с верхним шпангоутом корпусного отсека 14 ракетного разгонного блока. После завершения работы ракеты-носителя 10 производится отделение ракетного разгонного блока и осуществляется запуск маршевого двигателя 5. Далее ракетой-носителем 10 совместно с ракетным разгонным блоком полезная нагрузка выводится на целевую орбиту, после чего производится ее отделение.

Все составляющие элементы предложенного ракетного разгонного блока производятся отечественной промышленностью.

В предложенной конфигурации обеспечивается создание ракетного разгонного блока в обеспечение выведения полезных грузов на целевые орбиты с применением существующих ракет-носителей сверхлегкого класса с максимальным использованием изготавливаемых промышленностью конструктивных элементов и систем и требующих минимальных затрат для их отработки.

1. Ракетный разгонный блок, содержащий криогенный бак окислителя и бак горючего, выполненные в виде сегментов полого тора с днищами по торцам, двухконтурную ферму, корпусной отсек и маршевый двигатель, отличающийся тем, что верхний шпангоут двухконтурной фермы выполнен в виде шпангоута, обеспечивающего стыковку с адаптером космического аппарата; к нижнему шпангоуту наружного контура двухконтурной фермы пристыкован корпусной отсек; к шпангоуту внутреннего контура двухконтурной фермы пристыковано силовое кольцо, на которое установлен маршевый двигатель; по наружному контуру криогенный бак окислителя и бак горючего закреплены к корпусному отсеку шарнирными регулируемыми тягами, причем шарнирные регулируемые тяги одним концом закреплены к верхнему шпангоуту корпусного отсека, а другим концом - к силовым элементам криогенного бака окислителя и бака горючего соответственно; по внутреннему контуру криогенный бак окислителя и бак горючего присоединены к силовому кольцу шарнирными регулируемыми растяжками, причем шарнирные регулируемые растяжки одним концом закреплены к силовому кольцу, а другим концом - к силовым элементам криогенного бака окислителя и бака горючего соответственно.

2. Способ сборки ракетного разгонного блока, включающий размещение корпусного отсека в вертикальное положение, отличающийся тем, что сначала сверху внутрь корпусного отсека вводят криогенный бак окислителя и бак горючего, и предварительно закрепляют их к верхнему шпангоуту корпусного отсека с помощью шарнирных регулируемых тяг, далее на шпангоут внутреннего контура двухконтурной фермы устанавливают силовое кольцо, и затем двухконтурную ферму устанавливают на корпусной отсек, закрепляя стержни наружного контура двухконтурной фермы к верхнему шпангоуту корпусного отсека, после чего поднимают собранную конструкцию, вводят маршевый двигатель в пространство, ограниченное криогенным баком окислителя и баком горючего, закрепляют маршевый двигатель к силовому кольцу, и предварительно шарнирными регулируемыми растяжками соединяют криогенный бак окислителя и бак горючего с силовым кольцом, затем шарнирными регулируемыми тягами и шарнирными регулируемыми растяжками окончательно выставляют положения баков и маршевого двигателя относительно друг друга, двухконтурной фермы и корпусного отсека.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для передачи телеметрической информации со спускаемого космического аппарата (СКА). Устройство передачи телеинформации со СКА содержит камеру телезонда с теплозащитной оболочкой, телезонд, крышку камеры, два вышибных заряда.

Изобретение относится к области ракетной техники и касается вопросов обеспечения безопасности пуска ракеты. Способ пуска космической ракеты заключается в превентивном выведении на режим предельного или частичного форсирования всех двигателей до отрыва ракеты от стартового стола или в начале движения с уровнем тяги, превышающим номинальный уровень на величину, достаточную для исключения возможности зависания или обратного движения ракеты в случае отказа, по крайней мере, одного неисправного двигателя.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Уничтожаемая система подачи топлива для спутника включает работающий под давлением бак из алюминиевого сплава совместно с устройством управления топливом из алюминиевого сплава в нем.

Изобретение относится к космической технике. В способе автоматической ориентации космического аппарата (КА) и солнечной батареи (СБ) при отказе устройства поворота солнечной батареи определяют угловое положение СБ относительно Солнца и связанной с ним системы координат (ССК).

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при разгоне ракеты-носителя (РН) с параллельным расположением баков для различных компонентов ракетного топлива.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в искусственных спутниках Земли (ИСЗ). ИСЗ содержит силовой корпус в виде кольца с удлинением и передней частью в виде воронки, с кольцевым механическим демпфером с картечью или дробью, с элеронами, аэродинамический кольцевой стабилизатор (КС) в виде пленочного с металлизированной наружной поверхностью рукава с удлинением, гаргротами и кольцевыми ребрами жесткости, с перфорированной диафрагмой, стропы, тросы, дополнительные КС с диафрагмами, реактивную двигательную установку с многосопловыми блоками и рабочим телом в виде холодного газа.

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА) с солнечными батареями (СБ). В способе управления ориентацией СБ определяют углы разгона и торможения СБ и максимальные значения тока, вырабатываемого СБ при работе бортового оборудования в режимах минимального и максимального потребления тока.

Изобретение относится к транспортным средствам и может быть использовано в летательных аппаратах (ЛА). ЛА содержит корпус, два реактивных двигателя внутри корпуса блока управления, прямоугольную камеру с амортизатором, два тугоплавких пружинных клапана с теплоизоляционными прокладками и повернутыми закруглениями, блок управления выдачей топлива с увеличенными интервалами.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при полете ракет. Подают распыленное рабочее тело через форсунки и нагреватель в теплообменную камеру без доступа кислорода под действием поршня и сил инерции, придают основной импульс ракете от разогретого рабочего тела, выходящего из сопла, придают дополнительный импульс ракете за счет воспламенения и сгорания поступившего из сопла рабочего тела в обойме, установленной на стабилизаторах ракеты.

Изобретение относится к области космической техники. Летательный аппарат содержит блок управления с возможностью выдачи порций топлива в виде пачек, амортизатор, выхлопные сопла, поршень, реактивный двигатель поршня и предохранительные амортизационные упоры.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при проектировании посадочных аппаратов (ПА). ПА содержит корпус, тороидальную посадочную опору, научную и служебную аппаратуру, выдвижной приборный контейнер и аккумулятор давления. Аккумулятор давления выполнен в виде шарового баллона с газом и установлен в корпусе со стороны его верхнего торца с возможностью разворота относительно осей ПА. Научная и служебная аппаратура установлены на платформе, закрепленной на баллоне посредством внутренней усеченной конической проставки. В нижней части корпуса установлен приборный контейнер, фиксируемый после выдвижения. Техническим результатом изобретения является снижение перегрузок по всем направлениям, уменьшение веса КА, увеличение надежности совершения посадки на скользкую или неровную поверхность. 6 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетных блоках (РБ). Универсальный водородно-кислородный ракетный модуль (РМ) содержит топливные баки горючего и окислителя, межбаковый отсек с нишами и разделяемым узлом, ферменный межступенчатый отсек с теплозащитным отражателем и съемной пылевлагозащитной оболочкой, сопряженный с ракетой-носителем (РН), кислородно-водородные двигатели (КВД) с входными штуцерами подачи азота, средства продувки КВД азотом, трубопроводы, разъемные соединения, приборы служебных систем, системы управления и радиосистем РКН, узлы крепления, пневмогидравлическую систему с агрегатами и управляющими клапанами для взаимодействия с агрегатом связи бортового и наземного оборудования, герметичные корпуса, защитные устройства, баллоны бортового наддува гелием топливного бака окислителя с выходными патрубками, фланцевые соединения, узлы герметизации, заборные устройства, съемные трубопроводы наземного газоанализатора. Топливные баки горючего и окислителя выполнены одного диаметра с высотами в зависимости от суммарного импульса тяги ракетного блока и типа РН. Изобретение позволяет сократить объём наземных испытаний РБ и исключить стендовые наземные испытания РБ, унифицировать РМ для разных типов РБ. 4 ил.

Изобретение относится к космической технике. Способ очистки околоземного космического пространства от космического мусора включает формирование тормозного экрана, торможение элементов космического мусора вследствие соударения с экраном, перевод элементов космического мусора на более низкую орбиту, постепенное торможение элементов космического мусора об атмосферу Земли и последующее сгорание элементов космического мусора в атмосфере Земли. Параметры орбиты космического аппарата-сборщика выбирают таким образом, чтобы направления движения космического аппарата-сборщика в апогее орбиты и элементов космического мусора совпадали и обеспечивалось естественное замедление скорости движения космического аппарата-сборщика с тормозным экраном-ловушкой в апогейной части орбиты до скоростей, меньших средней скорости движения элементов космического мусора в потоке до заданных значений. Достигается повышение эффективности очистки космического пространства от мусора. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Предложенное теплозащитное покрытие (ТЗП) корпуса возвращаемого ЛА содержит намотанную на силовую оболочку по спирали ленту. Лента выполнена из армирующих волокон, пропитана связующим и своей поверхностью расположена под углом к поверхности корпуса. Лента расположена с переменным по толщине теплозащитного покрытия углом наклона к поверхности корпуса в диапазоне от 5 до 90 градусов. В зазорах, образованных между слоями ленты, размещена дополнительная лента; армирующие волокна в дополнительной ленте смещены относительно армирующих волокон ленты на угол от 5 до 80 градусов. Техническим результатом изобретения является снижение массы ЛА и качественное улучшение характеристик теплозащиты за счет повышения термоэрозионной стойкости в сочетании с улучшением ее теплоизоляционных свойств. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх