Теплоизоляция агрегатов двигательной установки космического объекта и способ ее монтажа

Группа изобретений относится к теплоизоляции агрегатов двигательной установки космического объекта (ДУ КО). Теплоизоляция агрегатов ДУ КО содержит теплоизоляцию из пакетов экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ) криогенного бака и гермооболочку криогенного бака поверх них из мягкого неметаллического материала. На криогенном баке размещен блок подачи криогенного компонента - расходный клапан и бустерный турбонасосный агрегат с насосом и турбиной, работающей от подачи горячего газа из газовода за газогенератором маршевого двигателя ДУ. В теплоизоляцию агрегатов (ДУ КО) введена теплоизоляция блока подачи криогенного компонента. Теплоизоляция блока подачи криогенного компонента состоит из теплоизоляционного материала, размещенных поверх него пакетов ЭВТИ и гермооболочки блока подачи криогенного компонента поверх нее, расположенной с зазором к ЭВТИ. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение уменьшения потерь криогенного компонента за счет снижения уровня теплового потока, поступающего в криогенный бак. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к конструкции теплоизоляции агрегатов двигательной установки космического объекта.

Известен ракетный разгонный блок по патенту РФ №2153447, в котором блок подачи криогенного компонента размещен на криогенном баке. Блок подачи криогенного компонента состоит из расходного клапана, который размещен во внутренней полости криогенного бака, и бустерного турбонасосного агрегата, находящегося вне криогенного бака. Бустерный турбонасосный агрегат включает в себя насос и турбину. Работа турбины в полете обеспечивается подачей испаренного криогенного компонента в рубашке камеры сгорания маршевого двигателя. На криогенный бак нанесены пакеты экранно-вакуумной теплоизоляции (патент РФ №2384492 - прототип для заявляемой теплоизоляции и способа монтажа), которые покрыты гермооболочкой (патент РФ №2413661).

Несмотря на то что тепловой режим криогенного бака обеспечивается наличием на нем экранно-вакуумной теплоизоляции, в криогенный бак поступает тепловой поток от маршевого двигателя, увеличивая тем самым потери криогенного компонента, - недостаток прототипа.

Задачей предложенной теплоизоляции агрегатов двигательной установки космического объекта, содержащей теплоизоляцию из пакетов экранно-вакуумной теплоизоляции криогенного бака и гермооболочку криогенного бака поверх них из мягкого неметаллического материала, причем на криогенном баке размещен блок подачи криогенного компонента, состоящий из расходного клапана и бустерного турбонасосного агрегата с насосом и турбиной, работающей от подачи испаренного криогенного компонента в рубашке камеры сгорания маршевого двигателя двигательной установки, является уменьшение потерь криогенного компонента за счет снижения уровня теплового потока, поступающего в криогенный бак от турбины бустерного турбонасосного агрегата и маршевого двигателя двигательной установки космического объекта.

Задача решается за счет того, что в теплоизоляцию агрегатов двигательной установки космического объекта с блоком подачи криогенного компонента, расположенным на криогенном баке и состоящим из расходного клапана и бустерного турбонасосного агрегата с насосом и турбиной, работающей от подачи испаренного криогенного компонента в рубашке камеры сгорания маршевого двигателя двигательной установки, дополнительно введена теплоизоляция блока подачи криогенного компонента, состоящая из теплоизоляционного материала, размещенных поверх него пакетов экранно-вакуумной теплоизоляции и гермооболочки блока подачи криогенного компонента поверх нее, расположенной с зазором к экранно-вакуумной теплоизоляции блока подачи криогенного компонента, которая закреплена на расходном трубопроводе, на трубопроводе подачи испаренного криогенного компонента и на трубопроводе управляющего давления расходным клапаном, при этом теплоизоляция блока подачи криогенного компонента сопряжена с теплоизоляцией криогенного бака, причем экранно-вакуумная теплоизоляция криогенного бака содержит m пакетов, а экранно-вакуумная теплоизоляция блока подачи криогенного компонента содержит n пакетов, при этом n-й пакет контактирует торцом с наружной поверхностью m-го пакета, а наружная поверхность n-го пакета контактирует с торцевой поверхностью m-1 пакета, причем указанная последовательность повторяется необходимое число раз, при этом увеличивается термическое сопротивление в стыках пакетов, гермооболочка теплоизоляции блока подачи криогенного компонента закреплена к гермооболочке теплоизоляции криогенного бака через переходное кольцо, которое воспринимает распорную силу, возникающую от внутреннего давления в гермооболочке теплоизоляции криогенного бака.

Задача решается за счет того, что в способе монтажа теплоизоляции агрегатов двигательной установки космического объекта, включающем нанесение экранно-вакуумной теплоизоляции на криогенный бак, после установки блока подачи криогенного компонента на криогенный бак наносят теплоизоляционный материал на наружные поверхности насоса бустерного турбонасосного агрегата, выравнивая его поверхность, затем гермооболочку теплоизоляции блока подачи криогенного компонента закрепляют на расходном трубопроводе, на трубопроводе подачи испаренного криогенного компонента и на трубопроводе управляющего давления расходным клапаном, далее устанавливают пакеты экранно-вакуумной теплоизоляции блока подачи криогенного компонента поверх теплоизоляционного материала, затем гермооболочку теплоизоляции блока подачи криогенного компонента и гермооболочку теплоизоляции криогенного бака накладывают друг на друга и закрепляют их на наружной поверхности переходного кольца.

На фиг. 1 представлена теплоизоляция блока подачи криогенного компонента, на фиг. 2 представлена схема связи агрегатов двигательной установки, где:

1 - блок подачи криогенного компонента;

2- расходный клапан;

3 - бустерный турбонасосный агрегат;

4 - насос;

5 - турбина;

6 - маршевый двигатель;

7 - криогенный бак;

8 - пакеты экранно-вакуумной теплоизоляции блока подачи криогенного компонента;

9 - гермооболочка теплоизоляции блока подачи криогенного компонента;

10 - теплоизоляционный материал;

11 - трубопровод подачи испаренного криогенного компонента;

12 - расходный трубопровод;

13 - трубопровод управляющего давления;

14 - пакеты экранно-вакуумной теплоизоляции криогенного бака;

15 - гермооболочка теплоизоляции криогенного бака;

16 - переходное кольцо;

17 - кольца;

18 - шнур;

19 - рукава;

20 - рубашка камеры сгорания маршевого двигателя.

В теплоизоляцию агрегатов двигательной установки космического объекта с блоком подачи криогенного компонента 1, расположенным на криогенном баке 7 и состоящим из расходного клапана 2 и бустерного турбонасосного агрегата 3 с насосом 4 и турбиной 5, работающей от подачи испаренного криогенного компонента в рубашке камеры сгорания маршевого двигателя 20 двигательной установки, дополнительно введена теплоизоляция блока подачи криогенного компонента 1, состоящая из теплоизоляционного материала 10, размещенных поверх него пакетов экранно-вакуумной теплоизоляции и гермооболочки блока подачи криогенного компонента 8 и 9 поверх нее, расположенной с зазором к экранно-вакуумной теплоизоляции блока подачи криогенного компонента 8, которая закреплена на расходном трубопроводе 12, на трубопроводе подачи испаренного криогенного компонента 11 и на трубопроводе управляющего давления 13 расходным клапаном 2, при этом теплоизоляция блока подачи криогенного компонента 1 сопряжена с теплоизоляцией криогенного бака 7, причем экранно-вакуумная теплоизоляция криогенного бака 7 содержит m пакетов, а экранно-вакуумная теплоизоляция блока подачи криогенного компонента 1 содержит n пакетов, при этом n-й пакет контактирует торцом с наружной поверхностью m-го пакета, а наружная поверхность n-го пакета контактирует с торцевой поверхностью m-1 пакета, причем указанная последовательность повторяется необходимое число раз, при этом увеличивается термическое сопротивление в стыках пакетов, гермооболочка теплоизоляции блока подачи криогенного компонента 9 закреплена к гермооболочке теплоизоляции криогенного бака 15 через переходное кольцо 16, которое воспринимает распорную силу, возникающую от внутреннего давления в гермооболочке теплоизоляции криогенного бака 15.

При работе двигательной установки космического объекта возникает тепловой поток только от маршевого двигателя 6, который отсекается от криогенного бака 7 установкой пакетов экранно-вакуумной теплоизоляции 8 на блок подачи криогенного компонента 1.

Увеличением термического сопротивления в стыках пакетов 8 и 14 уменьшается передача тепла от пакетов 8 к пакетам 14, чем достигается еще большее снижение теплового потока, поступающего в криогенный бак 9.

В способе монтажа теплоизоляции агрегатов двигательной установки космического объекта, включающем нанесение экранно-вакуумной теплоизоляции на криогенный бак 7, после установки блока подачи криогенного компонента 1 на криогенный бак 7 наносят теплоизоляционный материал 10 на наружные поверхности насоса 4 бустерного турбонасосного агрегата 3, выравнивая его поверхность, затем гермооболочку теплоизоляции блока подачи криогенного компонента 9 закрепляют на расходном трубопроводе 12, на трубопроводе подачи испаренного криогенного компонента 11 и на трубопроводе управляющего давления 13 расходным клапаном 2, далее устанавливают пакеты экранно-вакуумной теплоизоляции блока подачи криогенного компонента поверх теплоизоляционного материала, затем гермооболочку теплоизоляции блока подачи криогенного компонента и гермооболочку теплоизоляции криогенного бака накладывают друг на друга и закрепляют их на наружной поверхности переходного кольца.

При монтаже теплоизоляции на блоке подачи криогенного компонента 1 используют, например, клей 88НП, в качестве теплоизоляционного материала 10 может быть использован материал ATM.

В гермооболочку теплоизоляции блока подачи криогенного компонента 9 могут быть вклеены, например, рукава 19, охватывающие трубопроводы 11, 12 и 13 и герметизирующиеся на них, например, с помощью колец 17 из пористой резины и шнура 18.

При использовании в качестве гермооболочки теплоизоляции блока подачи криогенного компонента 9 материала «Перплен» для более качественных клеевых соединений гермооболочки теплоизоляции блока подачи криогенного компонента 9 и гермооболочки теплоизоляции криогенного бака 15 с переходным кольцом 16 (например, металлическим) может быть применена ткань 500И как промежуточное звено.

Теплоизоляция агрегатов двигательной установки космического объекта с блоком подачи криогенного компонента 1, расположенным на криогенном баке 7 и состоящим из расходного клапана 2 и бустерного турбонасосного агрегата 3 с насосом 4 и турбиной 5, работающей от подачи испаренного криогенного компонента в рубашке камеры сгорания маршевого двигателя 20 двигательной установки, функционирует следующим образом.

В процессе полета космического объекта после запуска маршевого двигателя 6 работа блока подачи криогенного компонента 1 обеспечивается подачей испаренного криогенного компонента в рубашке камеры сгорания маршевого двигателя 20 двигательной установки, после чего отработанный газ поступает в расходный трубопровод 12. Испаренный криогенный компонент имеет температуру, близкую к нулю градусов по Цельсию, поэтому создаваемый турбиной такой тепловой поток не требует отсечки от криогенного бака 7, вследствие чего теплоизоляция полностью охватывает блок подачи криогенного компонента 1.

Теплоизоляция начинает работать после вскрытия гермооболочки криогенного бака 15 на активном участке полета ракеты-носителя и вакуумирования экранно-вакуумной теплоизоляции криогенного бака 7 и экранно-вакуумной теплоизоляции блока подачи криогенного компонента 1. Сопряжение каждого из пакетов экранно-вакуумной теплоизоляции блока подачи криогенного компонента 8 с соответствующими пакетами экранно-вакуумной теплоизоляции криогенного бака 14 снижает передачу тепла к криогенному баку 9 за счет увеличения термического сопротивления в стыках пакетов 8 и 14, а соединение гермооболочки теплоизоляции блока подачи криогенного компонента 9 с гермооболочкой теплоизоляции криогенного бака 15 с помощью переходного кольца 16 образует единое тепловое пространство вокруг криогенного бака 7, обеспечивая его стабильный тепловой режим.

Предложенная теплоизоляция агрегатов двигательной установки космического объекта с блоком подачи криогенного компонента 1, расположенным на криогенном баке 7 и состоящим из расходного клапана 2 и бустерного турбонасосного агрегата 3 с насосом 4 и турбиной 5, работающей от подачи испаренного криогенного компонента в рубашке камеры сгорания маршевого двигателя 20 двигательной установки, обеспечивает уменьшение потерь криогенного компонента за счет снижения уровня теплового потока, поступающего в криогенный бак 7 от маршевого двигателя 6 двигательной установки космического объекта.

1. Теплоизоляция агрегатов двигательной установки космического объекта с блоком подачи криогенного компонента, расположенным на криогенном баке и состоящим из расходного клапана и бустерного турбонасосного агрегата с насосом и турбиной, работающей от подачи испаренного криогенного компонента в рубашке камеры сгорания маршевого двигателя двигательной установки, отличающаяся тем, что дополнительно введена теплоизоляция блока подачи криогенного компонента, состоящая из теплоизоляционного материала, размещенных поверх него пакетов экранно-вакуумной теплоизоляции и гермооболочки блока подачи криогенного компонента поверх нее, расположенной с зазором к экранно-вакуумной теплоизоляции блока подачи криогенного компонента, которая закреплена на расходном трубопроводе, на трубопроводе подачи испаренного криогенного компонента и на трубопроводе управляющего давления расходным клапаном, при этом теплоизоляция блока подачи криогенного компонента сопряжена с теплоизоляцией криогенного бака, причем экранно-вакуумная теплоизоляция криогенного бака содержит m пакетов, а экранно-вакуумная теплоизоляция блока подачи криогенного компонента содержит n пакетов, при этом n-й пакет контактирует торцом с наружной поверхностью m-го пакета, а наружная поверхность n-го пакета контактирует с торцевой поверхностью m-1 пакета, причем указанная последовательность повторяется необходимое число раз, при этом увеличивается термическое сопротивление в стыках пакетов, гермооболочка теплоизоляции блока подачи криогенного компонента закреплена к гермооболочке теплоизоляции криогенного бака через переходное кольцо, которое воспринимает распорную силу, возникающую от внутреннего давления в гермооболочке теплоизоляции криогенного бака.

2. Способ монтажа теплоизоляции агрегатов двигательной установки космического объекта, включающий нанесение экранно-вакуумной теплоизоляции на криогенный бак, отличающийся тем, что после установки блока подачи криогенного компонента на криогенный бак наносят теплоизоляционный материал на наружные поверхности насоса бустерного турбонасосного агрегата, выравнивая его поверхность, затем гермооболочку теплоизоляции блока подачи криогенного компонента закрепляют на расходном трубопроводе, на трубопроводе подачи испаренного криогенного компонента и на трубопроводе управляющего давления расходным клапаном, далее устанавливают пакеты экранно-вакуумной теплоизоляции блока подачи криогенного компонента поверх теплоизоляционного материала, затем гермооболочку теплоизоляции блока подачи криогенного компонента и гермооболочку теплоизоляции криогенного бака накладывают друг на друга и закрепляют их на наружной поверхности переходного кольца.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Предложенное теплозащитное покрытие (ТЗП) корпуса возвращаемого ЛА содержит намотанную на силовую оболочку по спирали ленту.

Изобретение относится к космической технике, а именно к теплоизоляции космических аппаратов (КА). Экранно-вакуумная теплоизоляция КА состоит из чередующихся слоев формованной неплоской полимерной пленки с односторонним или двухсторонним напылением металла, например алюминия, и полимерной сетки, на которую может быть нанесен термоклей.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается защитных панелей. Защитная панель летательного аппарата (ЛА) состоит из плиток, жестко закрепленных на внешней поверхности ЛА.

Изобретение относится к терморегулирующим покрытиям и способу их формирования на внешних поверхностях космических аппаратов с применением метода газотермического напыления.
Изобретение относится к активной тепловой защите теплонапряженных элементов конструкции летательного аппарата (ЛА), управлению его обтеканием и работой силовой установки.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике, в частности к активной тепловой защите теплонапряженных передних кромок гиперзвукового беспилотного летательного аппарата (БПЛА).

Изобретение относится к многослойной экранно-вакуумной изоляции (ЭВИ) с микроструктурными элементами для космических аппаратов (КА). Каждый слой ЭВИ выполнен в виде подложки, на которой закреплены теплоотражающие элементы в виде массива прямоугольных микропластин.

Изобретение относится к тепловой защите элементов конструкции космического аппарата (КА) от воздействия ионизированных газовых потоков, преимущественно стационарных плазменных двигателей.

Изобретение может использоваться в многослойных комбинированных покрытиях зеркальных космических антенн с рефлекторами из полимерного композиционного материала - углепластика.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для креплений разделительных устройств блоков ступеней ракет-носителей, устанавливаемых на теплозащитах двигателей.

Группа изобретений относится к теплоизоляции агрегатов двигательной установки космического объекта (ДУ КО). Теплоизоляция агрегатов ДУ КО содержит теплоизоляцию из пакетов экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ) криогенного бака и гермооболочку криогенного бака поверх них из мягкого неметаллического материала. На криогенном баке размещен блок подачи криогенного компонента - расходный клапан и бустерный турбонасосный агрегат с насосом и турбиной, работающей от подачи испаренного криогенного компонента в рубашке камеры сгорания маршевого двигателя ДУ. В теплоизоляцию агрегатов ДУ КО введена теплоизоляция блока подачи криогенного компонента. Теплоизоляция блока подачи криогенного компонента состоит из теплоизоляционного материала, размещенных поверх него пакетов ЭВТИ и гермооболочки блока подачи криогенного компонента поверх нее, расположенной с зазором к ЭВТИ. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение уменьшения потерь криогенного компонента за счет снижения уровня теплового потока, поступающего в криогенный бак. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к тепловой защите главным образом сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА). Передняя кромка ЛА выполнена в виде оболочки со сферическим затуплением, воспринимающим пиковые тепловые нагрузки, и боковыми поверхностями, воспринимающими пониженные тепловые нагрузки. Внутри оболочки установлен термоэмиссионный модуль, сопряженный катодом со сферическим затуплением и контактирующий анодом с теплоаккумулятором. Поверхность модуля, противоположная сферическому затуплению, может быть покрыта материалом с высокой излучательной способностью для теплообмена с внутренними боковыми поверхностями передней кромки. Техническим результатом является снижение температурных напряжений и упрощение конструкции передней кромки ЛА с одновременной выработкой на борту ЛА электроэнергии. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области защиты от молний. Молниеотвод (200) установлен на защищаемой конструкции (100) и содержит поверхностное покрытие, несколько электропроводящих элементов (204), распределенных по конструкции, защитное покрытие (205). Поверхностное покрытие содержит по меньшей мере один слой электропроводящей краски (202). Указанные элементы находятся в контакте со слоем электропроводящей краски (202). Защитное покрытие (205) расположено поверх поверхностного покрытия и содержит теплоизолирующий и электропроводящий материал. Защитное покрытие (205) частично покрывает электропроводящие элементы (204). Изобретение обеспечивает эффективную защиту от молниевых разрядов. 4 н. и 10 з.п. ф-лы, 13 ил.

Группа изобретений относится к области защиты сооружаемых на Луне объектов от радиации, экстремальных температур и микрометеороидов. Средство защиты содержит оболочку, заполненную реголитом и изготовленную из материала на основе стекловолокна с пределами рабочих температур от -200°C до +550°C и прочностью на уровне 180 ÷ 400 кгс/мм2. Слой реголита имеет плотность 3,0 ± 0,3 г/см3 и толщину δ=0,5 ÷ 0,75 м. Размеры оболочки в форме параллелепипеда составляют δ×2δ×3δ. Согласно способу, обносят защищаемый объект несущей структурой, которую перекрывают металлической сеткой. На поверхность сетки укладывают встык по крайней мере в два слоя оболочки, заполненные реголитом. Стыки между оболочками нижнего слоя перекрывают оболочками верхнего слоя. Техническим результатом, обусловленным применением реголита, является повышение надежности, технологичности и уменьшение материалоемкости средств защиты искусственных объектов. 2 н.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится военной технике. Надувной теплоизоляционный купол включает ограждение, составленное из соединенных между собой изогнутого покрытия и двух торцевых стенок, выполненных из гибкого, упругого материала, при этом изогнутое покрытие состоит из двух горизонтальных труб–коллекторов, полость которых по боковой поверхности соединена между собой изогнутыми трубами. Торцевые стенки состоят из двух горизонтальных труб–коллекторов, полость которых разделена перегородкой напополам. Полость всех труб ограждения разделена по длине напополам продольной перегородкой на воздушный и газовый каналы и снабжена кольцами жесткости. Внутри ограждения расположены дизельный двигатель и вентилятор. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности надувного теплоизоляционного купола. 4 ил.

Изобретение относится к конструкции корпусов скоростных летательных аппаратов (ЛА), преимущественно малых калибров. Для обечайки с длиной образующей L и с гладкой несущей стенкой толщиной δ корпуса цилиндрической, конической или биконической формы - в стенке обечайки с одного или двух торцов осесимметрично выполнены глухие отверстия диаметром d и длиной l1, l2 таким образом, чтобы δ=d+2(0,5-4,0) мм, L=(l1+l2)+(2-20) мм. В одну или более полость глухого отверстия установлена теплоаккумулирующая вставка или балансировочная масса. Теплоаккумулирующая вставка выполнена из материала с фазовым переходом при температуре не ниже +70°C. В открытой части глухого отверстия выполнена канавка диаметром D и глубиной h таким образом, чтобы D=ƒ+(0,1-0,8) мм, h=S+(0,1-2,0) мм, где ƒ - диаметр закраины пробки теплоаккумулирующей вставки, S - толщина закраины пробки. Изобретение позволяет улучшить критерий "эффективность - стоимость - время создания и отработки". 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Группа изобретений относится к теплоизоляции агрегатов двигательной установки космического объекта. Теплоизоляция агрегатов ДУ КО содержит теплоизоляцию из пакетов экранно-вакуумной теплоизоляции криогенного бака и гермооболочку криогенного бака поверх них из мягкого неметаллического материала. На криогенном баке размещен блок подачи криогенного компонента - расходный клапан и бустерный турбонасосный агрегат с насосом и турбиной, работающей от подачи горячего газа из газовода за газогенератором маршевого двигателя ДУ. В теплоизоляцию агрегатов введена теплоизоляция блока подачи криогенного компонента. Теплоизоляция блока подачи криогенного компонента состоит из теплоизоляционного материала, размещенных поверх него пакетов ЭВТИ и гермооболочки блока подачи криогенного компонента поверх нее, расположенной с зазором к ЭВТИ. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение уменьшения потерь криогенного компонента за счет снижения уровня теплового потока, поступающего в криогенный бак. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх