Ступень ракеты с жидкостной системой привода



Ступень ракеты с жидкостной системой привода
Ступень ракеты с жидкостной системой привода
Ступень ракеты с жидкостной системой привода
Ступень ракеты с жидкостной системой привода
Ступень ракеты с жидкостной системой привода
Ступень ракеты с жидкостной системой привода

 


Владельцы патента RU 2628272:

АСТРИУМ ГМБХ (DE)

Изобретение относится к космической технике. В ступени ракеты для запуска космических летательных аппаратов, содержащей по меньшей мере один бак для раздельного содержания топлива и окислителя, двигатель, раму для крепления двигателя и основную конструкцию, соединяющую различные компоненты друг с другом, рама для крепления двигателя по меньшей мере частично установлена внутри бака. Внутри бака предусмотрены топливные загрузочно-транспортные устройства. Перегородка рамы для крепления двигателя внутри бака абсолютно герметичная и делит бак на отделенные друг от друга области с отдельными компонентами топлива. Перегородка внутри бака выполнена конусообразной, может иметь эллиптические или полусферические сводчатые части и цилиндрическую промежуточную часть. Техническим результатом изобретения является уменьшение массогабаритных характеристик ступени ракеты. 25 з.п. ф-лы, 11 ил.

 

Изобретение относится к ступени ракеты для привода космических летательных аппаратов, содержащей соответственно по меньшей мере одну основную конструкцию, бак для раздельного содержания топлива и окислителя, двигатель, а также раму для крепления двигателя (силовую раму), соединяющую различные компоненты друг с другом.

Применяемые в настоящее время ступени ракет-носителей с жидкостными системами привода содержат ряд компонентов, выполняющих различные функции. К ним относятся баки для содержания топлива и окислителя, причем топливо и окислитель содержатся в отдельных баках или в одном баке с перегородкой между топливом и окислителем, а также так называемая рама для крепления двигателя, обозначаемая на английском как Engine Thrust Frame (ETF - рама крепления двигателя). Последняя, с одной стороны, передает нагрузки двигателя в бак и на основную конструкцию, а с другой стороны, через основную конструкцию передает нагрузки носителя в бак и двигатель. Кроме того, подобные ступени ракет содержат топливные загрузочно-транспортные устройства, обозначаемые на английском языке как Propellant Management Devices (PMD - топливозаборное устройство), среди прочего, служащие для обеспечения двигателя безгазовым и тонкоочищенным топливом даже в случае минимального остаточного количества топлива или при замедлении завихрения жидкости.

Задачей изобретения является создание ступени ракеты вышеупомянутого типа таким образом, чтобы она имела как можно более малый вес и как можно более компактную конструкцию, а кроме того, как можно меньшую стоимость.

Изобретение решает эту задачу тем, что предусматривает в такой ступени ракеты то, что по меньшей мере одна часть рамы для крепления двигателя установлена внутри бака, причем эта часть рамы для крепления двигателя выполнена внутри бака настолько полностью замкнутой, что в баке создаются отделенные друг от друга области для содержания компонентов топлива.

Благодаря предусмотренному согласно изобретению объединению отдельных компонентов, таких как бак и рама для крепления двигателя, в единый блок достигается получение исключительно компактного устройства и вместе с тем значительное уменьшение веса, и, кроме того, таким образом, соответственно, сокращается также вес прилегающих структур. Благодаря компактной конструкции общая длина ступени ракеты согласно изобретению существенно меньше, чем в обычных конфигурациях, что, в свою очередь, также сокращает механические нагрузки, такие как, например, ветровые нагрузки и нагрузки, вызываемые полезным грузом. Кроме того, благодаря конструкции ступени ракеты, предусмотренной согласно изобретению, различные функции в соответствии с изобретением оптимально распределяются на отдельные компоненты. Так, например, по существу конусообразная рама для крепления двигателя одновременно используется для разделения в баке топлива и окислителя, кроме того, это уменьшает геометрические параметры.

Кроме того, компактность устройства еще более повышается также за счет предусмотренной в предпочтительном усовершенствованном варианте выполнения изобретения интеграции топливных загрузочно-транспортных устройств. Одновременно для передачи нагрузки используются компоненты топливных загрузочно-транспортных устройств, такие как направляющие перегородки и пополняемые гидробаки. Ступень ракеты согласно изобретению также обладает необходимой в отдельных случаях способностью к повторному запуску.

Ниже изобретение более подробно поясняется со ссылкой на чертежи, на которых показано:

фиг.1 - ступень ракеты в разрезе,

фиг.2 - участок устройства согласно фиг.1 в увеличенном виде,

фиг.3 - другой вид увеличенного участка устройства согласно фиг.1,

фиг.4 - повторно увеличенный вид участка устройства согласно фиг.3,

фиг.5-7 - виды различных форм баков для ступени ракеты,

фиг.8 и 9 - виды альтернативных устройств рам для крепления двигателя,

фиг.10 и 11 - два других вида альтернативных рам для крепления двигателя ступени ракеты.

На чертежах одинаковые детали или детали, соответствующие друг другу, обозначены одинаковыми ссылочными позициями.

На фиг.1 схематично показан вертикальный разрез ступени ракеты, в которой к основной конструкции 1 подсоединена конусообразная рама 2 для крепления двигателя, которая, в свою очередь, большей частью встроена - в случае показанного на данной фигуре устройства - в сферический бак 3, причем часть 2b рамы 2 для крепления двигателя размещена внутри бака, в то время как наружное кольцо 2а находится снаружи этого бака 3. Кроме того, устройство, изображенное на фиг.1, содержит двигатель 4, а также топливные загрузочно-транспортные устройства 5 с направляющими перегородками 5а и по меньшей мере с одним пополняемым гидробаком 5b. Как показано на фигуре, в этом устройстве бак 3 и рама 2 для крепления двигателя, установленные в традиционных ступенях ракеты обычно отдельно друг от друга, соединены друг с другом, без ограничений и нарушений их соответствующих функций.

Объединение конусообразной рамы 2 для крепления двигателя со сферическим баком 3 придает конусообразной раме 2 для крепления двигателя две дополнительные функции. Так, например, она за счет своего элемента, установленного в баке 3 и функционирующего в качестве перегородки 2b, делит бак 3, как, в частности, показано на фиг.1, на две области I и II. В одной из этих двух областей I и II во время размещения размещают топливо, а в другой - окислитель, благодаря чему устройству не требуется ни нескольких баков, ни установки отдельной перегородки. Кроме того, целесообразное регулирование давления между обеими областями I и II приводит к тому, что размеры конструкции конусообразной перегородки 2b могут быть сокращены до минимума.

При этом сферическая форма бака 3, изображенная на фиг.1, представляет собой оптимальную форму бака для хранения топлива и окислителя под давлением, если учитывается появление исключительно нагрузок давлением. Поскольку двигатель 4, как показано на фиг.1, соединен с остальной ступенью ракеты только в одном месте, а основная конструкция имеет по существу цилиндрическую форму, то конусообразная рама 2 для крепления двигателя одновременно образует оптимальную форму для передачи нагрузки как от цилиндра основной конструкции 1 в точку соединения для двигателя 4, так и обратно от нее.

Направляющие перегородки 5а располагаются перпендикулярно оси симметрии ступени ракеты и соединяют самую широкую часть бака 3 с выпускным отверстием бака для замедления завихрения жидкости и для ее направления к выпускному отверстию бака. Пополняемые гидробаки 5 закреплены над выпускными отверстиями бака и удерживают у выпускного отверстия достаточное количество жидкости с тем, чтобы, с одной стороны, благодаря силам поверхностного натяжения обеспечить отсутствие газа в топливе, а с другой стороны, добиться того, чтобы при повторном запуске двигателя 4 топливо подавалось сразу, еще до того как ускорение направит остаток топлива к выпускному отверстию бака. При этом направляющие перегородки 5а и пополняемые гидробаки 5b установлены в областях I и II бака 3.

На увеличенном виде участка вышеописанного устройства на фиг.2 показано, как в конце последней фазы горения ступени ракеты возможные остатки топлива 6 и окислителя 7 собираются под максимально допустимым углом в области топливных загрузочно-транспортных устройств 5. За счет отдельных углов, или соответственно вершин, в рамках созданной геометрии бака 3 и конусообразной рамы 2 для крепления двигателя остаточное количество топлива 6 и 7 в фазе активного участка полета уменьшается по сравнению с таковыми в обычных баках. В результате продольного ускорения жидкости 6 и 7 сжимаются в направлении дна бака, где установлен двигатель 4 и где находятся выпускные штуцеры бака для подающих трубопроводов. В общей сложности объединенная форма бака обеспечивает 50-процентое уменьшение остаточного количества топлива 6, 7 по сравнению с таковыми в обычных баках. Силы поверхностного натяжения, вызываемые наличием углов, еще более уменьшают остаточное количество топлива даже без необходимости монтажа для этого дополнительных топливных загрузочно-транспортных устройств.

Также увеличенный вид участка устройства согласно фиг.1 показан на фиг.3 и 4, на которых представлена область II бака 3 с направляющими перегородками 5а, а также с пополняемым гидробаком 5b, состоящим из пропускных отверстий 8а, подпираемых с помощью элемента 8b усиления, закрытого в свою очередь решетками 8с.

Интеграция в устройство топливных загрузочно-транспортных устройств 5 обеспечивает, как и конусообразная рама 2 для крепления двигателя, в области выпускных отверстий бака 3, как и конусообразная рама 2 для крепления двигателя, функцию несения нагрузки для передачи нагрузок двигателя в основную конструкцию 1. При этом направление нагрузки преимущественно проходит через конусообразную раму 2 для крепления двигателя, так что не требуется дополнительных опор. Направляющие перегородки в остальном выполняют свою функцию капилляров для связывания жидкости, направления ее в нижнюю часть бака 3 и удержания ее там. Следует упомянуть, что область I, показанная на фиг.1 и 2, также снабжена такими направляющими перегородками 5а и пополняемыми гидробаками 5b.

Поскольку оптимизация диаметра и высоты ступени ракеты зависит также от общей конфигурации носителя, то для оптимизации мощности носителя ступени ракеты важно, чтобы диаметр и длина могли варьироваться. Поскольку из-за чисто сферических сводчатых частей бака при определенных условиях могут возникнуть относительно большие пустоты, вследствие которых ступень носителя может оказаться чрезмерно большой, то чисто сферическая форма такого бака не во всех случаях является оптимальной. Поэтому на фиг.5-7 изображены возможные варианты баков, являющиеся в некоторых случаях более подходящими решениями. Это может быть бак с цилиндрической промежуточной частью 9, показанной на фиг.5, бак по существу с эллиптическими сводчатыми частями 10 согласно фиг.6 или же бак 11 с полусферическими сводчатыми частями 11, как показано на фиг.7.

В случае по существу конусообразной рамы 2 для крепления двигателя перегородка 2b с одной стороны может быть удлинена с помощью конусообразного кольца 2а, так называемого Conical Tank Attachment Ring (коническое крепежное кольцо бака), по направлению к основной конструкции 1, а с другой стороны посредством удлинителя 2с бака по направлению к двигателю 4, как это показано на фиг.8. При этом удлинитель 2с бака обеспечивает лучшую передачу перестановочных усилий исполнительного механизма и усилий двигателя. Однако эта конструкция совсем не так компактна и одновременно сложнее, чем конструкция без подобного удлинителя 2с бака. В то же время для лучшего использования имеющегося объема в порядке альтернативы, с другой стороны, можно полностью исключить конусообразное кольцо 2а, как это показано на фиг.9. Однако в таком случае нагрузки носителя должны восприниматься чашей бака.

В вышеописанных конструкциях рама для закрепления двигателя выполнена конусообразной. Однако в зависимости от системных требований она может также отличаться от этой формы. На фиг.10 и 11 изображены рамы с соответственно изогнутыми продольными поверхностями. Это может быть реализовано посредством вогнутого изгиба 13, как это показано на фиг.10, или же выпуклого изгиба 14 согласно фиг.11. При этом выбор оптимального изгиба продольных поверхностей рамы для закрепления двигателя, в числе прочего, зависит от перепада давлений между обеими камерами I и II бака и, кроме того, от точки соединения с основной конструкцией и от необходимых объемов обеих камер I и II бака. В любом случае при принятии во внимание изогнутых продольных поверхностей необходимо обеспечить постоянное воздействие перепада давлений в направлении изгиба, поскольку в противном случае существует опасность образования выпуклой части. Характеристика нагрузок двигателя также является менее благоприятной, поскольку более не образуется прямой линии и, кроме того, усложняется получение такой конусообразной структуры.

1. Ступень ракеты для запуска космических летательных аппаратов, содержащая по меньшей мере один бак для раздельного содержания топлива и окислителя, двигатель, раму для крепления двигателя, а также основную конструкцию, соединяющую различные компоненты друг с другом, отличающаяся тем, что по меньшей мере одна часть рамы (2) для крепления двигателя установлена внутри бака (3), причем эта часть (2b) рамы для крепления двигателя выполнена внутри бака (3) настолько полностью замкнутой, что в баке (3) образуются отделенные друг от друга области (I, II) для содержания компонентов топлива,

- причем внутри бака (3) размещены пополняемые гидробаки (5b), и

- причем пополняемые гидробаки (5b) расположены концентрично друг другу в области дна бака, присоединены к двигателю (4) и посредством рамы (2, 2b) для крепления двигателя отделены друг от друга и соединены друг с другом.

2. Ступень ракеты по п.1, отличающаяся топливными загрузочно-транспортными устройствами (5), дополнительно установленными внутри бака (3) и оснащенными направляющими перегородками (5а).

3. Ступень ракеты по п.2, отличающаяся тем, что пополняемые гидробаки (5b) соотносятся с топливными загрузочно-транспортными устройствами (5).

4. Ступень ракеты по п.1, отличающаяся тем, что рама (2) для крепления двигателя соединена с основной конструкцией (1) посредством по существу конусообразного кольца (2а).

5. Ступень ракеты по п.2, отличающаяся тем, что рама (2) для крепления двигателя соединена с основной конструкцией (1) посредством по существу конусообразного кольца (2а).

6. Ступень ракеты по п.3, отличающаяся тем, что рама (2) для крепления двигателя соединена с основной конструкцией (1) посредством по существу конусообразного кольца (2а).

7. Ступень ракеты по любому из пп.1-6, отличающаяся тем, что рама (2) для крепления двигателя дополнительно соединена с двигателем (4) посредством дискообразного элемента (8b) усиления.

8. Ступень ракеты по любому из пп.1-6, отличающаяся тем, что рама (2) для крепления двигателя соединена с двигателем (4) посредством элемента (2с) удлинителя.

9. Ступень ракеты по любому из пп.1-6, отличающаяся тем, что бак (3) по существу выполнен сферическим.

10. Ступень ракеты по п.7, отличающаяся тем, что бак (3) по существу выполнен сферическим.

11. Ступень ракеты по п.8, отличающаяся тем, что бак (3) по существу выполнен сферическим.

12. Ступень ракеты по любому из пп.1-6, отличающаяся тем, что бак оснащен по существу эллиптическими сводчатыми частями (10).

13. Ступень ракеты по п.7, отличающаяся тем, что бак оснащен по существу эллиптическими сводчатыми частями (10).

14. Ступень ракеты по п.8, отличающаяся тем, что бак оснащен по существу эллиптическими сводчатыми частями (10).

15. Ступень ракеты по любому из пп.1-6, отличающаяся тем, что бак оснащен по существу полусферическими сводчатыми частями (11).

16. Ступень ракеты по п.7, отличающаяся тем, что бак оснащен по существу полусферическими сводчатыми частями (11).

17. Ступень ракеты по п.8, отличающаяся тем, что бак оснащен по существу полусферическими сводчатыми частями (11).

18. Ступень ракеты по любому из пп.1-6, отличающаяся тем, что бак оснащен цилиндрической промежуточной частью (9).

19.Ступень ракеты по п.7, отличающаяся тем, что бак оснащен цилиндрической промежуточной частью (9).

20. Ступень ракеты по п.8, отличающаяся тем, что бак оснащен цилиндрической промежуточной частью (9).

21. Ступень ракеты по п.9, отличающаяся тем, что бак оснащен цилиндрической промежуточной частью (9).

22. Ступень ракеты по любому из пп.10, 11, отличающаяся тем, что бак оснащен цилиндрической промежуточной частью (9).

23. Ступень ракеты по п.12, отличающаяся тем, что бак оснащен цилиндрической промежуточной частью (9).

24. Ступень ракеты по любому из пп.13, 14, отличающаяся тем, что бак оснащен цилиндрической промежуточной частью (9).

25. Ступень ракеты по п.15, отличающаяся тем, что бак оснащен цилиндрической промежуточной частью (9).

26. Ступень ракеты по любому из пп.16, 17, отличающаяся тем, что бак оснащен цилиндрической промежуточной частью (9).



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к методам и средствам доставки полезных грузов (ПГ) в космос и их возвращения на поверхность небесного тела. ПГ в виде кольцевых или панельных космических электростанций, радиотелескопов с решетчатой (сетчатой) поверхностью и т.п.

Группа изобретений относится к методам и средствам доставки негабаритных грузов (НГ) в космос и их возвращения на поверхность небесного тела. Выводимый НГ опоясывают ступенями носителей торообразной формы, повторяющей очертания НГ.

Изобретение относится к конструкции и компоновке космических аппаратов. Модуль содержит корпус с размещенными внутри блоками служебной аппаратуры, аккумуляторную батарею, антенну радиосвязи (12), радиаторы-охладители (6, 9) и поворотные панели (8) солнечных батарей.

Изобретение относится к космической технике. Блок двигателей малой тяги разгонного блока содержит корпус коробчатой формы, два закрепленных на нижнем основании корпуса двигателя стабилизации, двигатель стабилизации, закрепленный на одной из боковых стенок корпуса, и кронштейн.

Изобретение относится преимущественно к космическим аппаратам (КА) с малыми космическими модулями (КМ) для оптико-электронного наблюдения Земли. КМ включает в себя призматический силовой корпус блочного типа.

Группа изобретений относится к двигательным системам транспортных средств, использующим внешние ресурсы космической среды. Система включает в себя компрессоры (6, 8, 10) для засасывания и сжатия атмосферного газа, первый (2) и второй (4) баки-хранилища сжиженного (например, в теплообменнике (12)) газа.

Изобретение относится к средствам управления движением космических аппаратов, а именно к электрическим (плазменным) ракетным двигателям для коррекции орбиты искусственного, преимущественно низкоорбитального спутника планеты с атмосферой.

Изобретение относится к способам приведения в движение тел в различных средах, в т.ч. в космосе.

Группа изобретений относится к орбитальной заправке космических аппаратов (КА), например искусственных спутников. Система дозаправки содержит обслуживаемый (14) и обслуживающий (12) КА со средствами транспортировки топлива из баков КА (12) в баки КА (14).

Изобретение относится к космической технике и может использоваться для корректировки орбиты обитаемых космических аппаратов (КА). Импульсная реактивная двигательная установка космического аппарата включает твердополимерный электролизер воды, вход водородной полости которого гидравлически связан с герметичным резервуаром с водой, имеющим штуцер наддува, газожидкостной сепаратор, подключенный к выходу водородной полости электролизера и связанный с ее входом байпасной гидромагистралью, на которой установлен насос, баллон для хранения водорода и реактивный двигатель, соединенные пневмомагистралью с клапаном, а также управляемый источник тока, подключенный к электролизеру.
Наверх