Двигательная установка космического летательного аппарата

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции двигательных установок (ДУ) космического назначения. ДУ состоит из топливных баков с газовой и топливной горловинами, системы подачи топлива, системы исполнительных органов, включающей, как минимум, отклоняющие двигатели со смесительной головкой и двигатели стабилизации и ориентации. Согласно изобретению баки жестко и герметично соединены топливными горловинами со смесительной головкой отклоняющих двигателей с помощью разъемного либо неразъемного соединения. При этом часть соединения, расположенного в смесительной головке, образует коллектор распределения топлива по каналам, выполненным в смесительной головке к отклоняющим двигателям, а смесительная головка отклоняющих двигателей обеспечивает жесткое крепление баков между собой. Техническим результатом заявленного изобретения является снижение массы ДУ и обеспечение живучести конструкции ДУ и КА в целом. 5 з.п. ф-лы, 9 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции двигательных установок космического назначения, а также к конструкции спускаемых аппаратов и разгонных блоков, предназначенных для выведения полезной нагрузки на расчетную орбиту и коррекции этой орбиты.

Известен ракетный разгонный блок, содержащий бак окислителя, со стержневой фермой подвески, тороидальный бак горючего с опорной стержневой фермой для сопряжения с ракетой-носителем. Баки соединены между собой силовой конструкцией, представляющей собой верхний шпангоут с баком окислителя и нижний шпангоут с баком горючего. Оба шпангоута связаны между собой стрингерами. Причем стержневые фермы подвески бака окислителя и полезной нагрузки опираются на верхний шпангоут, а нижний шпангоут взаимодействует с кронштейнами бака горючего и опорной стержневой фермой (патент РФ №216537X9, МПК B64G 1/00, 1/16, 1/40, опубл. 20.04.2001, бюл. №11).

Недостатком известной конструкции является то, что рама двигательной установки (ДУ) несет силовую нагрузку от полной массы всех элементов ДУ при воздействии линейных ускорений до 10 g и более и ударных до 1000 g. Следовательно, рама должна обеспечивать целостность и работоспособность всей конструкции с учетом полных нагрузок, при этом она будет иметь большую массу и большое количество силовых элементов: шпангоутов, стрингеров, ребер жесткости. Кроме того, такая ДУ имеет систему трубопроводов для подачи компонентов топлива к двигателям, имеющих сложную пространственную форму.

Известна ДУ, работающая на перекиси водорода и керосине с насосной системой подачи (см. Progress Toward Hydrogen Peroxide Micropropulsion; John C. Whitehead, Michael D. Dittman, Arno G. Ledebuhr; Lawrence Livermore National Laboratory; 13th AIAA/USU Conference on Small Satellites, SSC99-XII-5 или Recent Development in Hydrogen Peroxide Pumped Propulsion; A.G. Ledebuhr, D.R. Antelman, D.W. Dobie, T.S. Gorman, M.S. Jones, J.F. Kordas, D.H. McMahon, L.C. Ng, D.P. Nielsen, A.E. Ormsby, L.C. Pittenger, J.A Robinson, K.M. Skulina, W.G. Taylor, D.A. Urone, B.A. Wilson; 2nd Missile Defense Conference and Exhibit Washington, DC, United States March 22, 2004 through March 26, 2004) с системой управления отклонением и положением (СУОП). ДУ состоит из центральной мостовой конструкции, к которой крепятся баки окислителя и горючего, четыре отклоняющих двигателя (ОД), расположенных в плоскости перпендикулярной оси ДУ и под углом 90° относительно друг друга, топливные насосы, газогенератор, клапаны и другие агрегаты ДУ.

В данной ДУ на топливных баках расположены двигатели управления положением. В этой же информации приведен вариант ДУ, где на торцах топливных баков расположены полезная нагрузка и осевой маршевый двигатель, а также вариант ДУ, где топливные баки расположены с одной стороны центральной мостовой конструкции, а осевой маршевый двигатель с другой стороны.

Эти конструкции по существу являются прототипом предлагаемого решения, но имеют те же недостатки, что и аналог, а именно центральная мостовая конструкция несет полную силовую нагрузку от всех элементов ДУ и, кроме того, имеет систему трубопроводов, имеющую сложную пространственную форму. При этом для обеспечения прочности конструкции приходится задавать сечения силовых элементов и центральной мостовой конструкции, при предельно возможной нагрузке ДУ, включая ее основные узлы (баки, двигатели, насосы, клапаны и т.д.), с учетом необходимого коэффициента запаса прочности.

Задачей предлагаемого изобретения является снижение массы за счет исключения центральной мостовой конструкции из состава ДУ и, дополнительно, улучшение компоновки.

Предлагаемая ДУ состоит из баков с газовой и топливной горловинами, системы подачи топлива, системы исполнительных органов, включающей отклоняющие двигатели со смесительной головкой и двигатели стабилизации и ориентации. Согласно изобретению баки жестко и герметично соединены топливными горловинами со смесительной головкой отклоняющих двигателей с помощью разъемного, например резьбового, либо неразъемного соединения, при этом часть соединения, расположенного в смесительной головке, образует коллектор распределения топлива по каналам, выполненным в смесительной головке, к отклоняющим двигателям, а смесительная головка отклоняющих двигателей обеспечивает жесткое крепление баков между собой.

В предлагаемой двигательной установке узлы, агрегаты и системы ДУ расположены между баками и отклоняющими двигателями и закреплены на смесительной головке отклоняющих двигателей неразъемными или разъемными соединениями.

Кроме того, потребители топлива ДУ, например, насосы и клапаны, закрепленные на смесительной головке, соединены разъемными соединениями с каналами в смесительной головке отклоняющих двигателей, сообщенными с соответствующими коллекторами распределения топлива.

Потребители топлива, расположенные вне зоны смесительной головки, например двигатели стабилизации и ориентации, маршевый двигатель, соединены трубопроводами с соответствующими коллекторами распределения топлива через дополнительные каналы в смесительной головке отклоняющих двигателей.

Наружная поверхность агрегатов двигательной установки, например баков ДУ, может выполнять функции космической платформы, на которой закреплена полезная нагрузка, например системы узлов и агрегаты космического аппарата.

Предлагаемая ДУ изображена на приведенных чертежах.

На фиг. 1 приведена ДУ с насосной системой подачи топлива. На фиг. 2 - вид со стороны бака. На фиг. 3 и 4 места соединения баков со смесительной головкой и коллектор распределения компонентов топлива соответственно. На фиг. 5 и 6 разъемные и неразъемные соединения привода клапана со смесительной головкой. На фиг. 7 приведена ДУ с газобаллонной системой подачи топлива. На фиг. 8 приведена схема ДУ с маршевым двигателем коррекции орбиты КА. На фиг. 9 приведена схема ДУ, где ее наружные поверхности используются для размещения систем узлов и агрегатов КА.

ДУ с насосной системой подачи топлива (фиг. 1) состоит из топливных баков 1, газовой 2 и топливной 3 (фиг. 3, 4) горловин, насосной системы подачи топлива 4, системы исполнительных органов 5, включающих отклоняющие двигатели 6, со смесительной головкой 7 (фиг. 2, 3, 4) и двигателей стабилизации и ориентации 8 (фиг. 1, 2). Топливные баки жестко и герметично соединены со смесительной головкой неразъемным, либо разъемным, например, резьбовым соединением 9 (фиг. 3, 4), а внутренняя часть топливного канала, расположенная в корпусе смесительной головки образует коллекторы 10. Коллекторы соединены каналами 11, 12, 13, 16, выполненными в смесительной головке, со всеми потребителями топлива ДУ: клапанами 17, насосами 18, отклоняющими двигателями, двигателями стабилизации и ориентации, и другими потребителями компонентов топлива, например, маршевым двигателем коррекции орбиты КА. Двигатели стабилизации и ориентации могут быть расположены в зоне ДУ 19 либо вне ее зоны 20. Потребители топлива расположенные вне зоны смесительной головки, либо вне зоны ДУ, соединены через трубопроводы с соответствующим коллектором дополнительными каналами 14, 15, расположенными также в смесительной головке. Узлы и агрегаты ДУ, расположенные в зоне между отклоняющими двигателями и баками, закреплены на смесительной головке и (или) наружной поверхности баков разъемными 21 либо неразъемными 22 соединениями (фиг. 5, 6).

На фиг. 7 приведена ДУ с газобаллонной системой подачи. ДУ состоит из баллонов высокого давления 23, закрепленных на поверхности баков 1 и связанных шпангоутами и стяжками в общую силовую конструкцию необходимой жесткости, системы редуцирования 24. Остальные системы, узлы и агрегаты соответствуют ДУ на фиг. 1, кроме насосов и газогенератора (на схеме не показан), которые заменены баллонами высокого давления и системой редуцирования, где давление снижается до величины, достаточной для вытеснения топлива из топливных баков в двигатели ДУ.

На фиг. 8 приведена схема ДУ с маршевым двигателем 25, установленным по оси ДУ, предназначенным для коррекции орбиты КА.

На фиг. 9 приведена схема ДУ, где наружная поверхность баков и агрегатов ДУ используется в качестве платформы для размещения систем, узлов и агрегатов 26 КА в целом.

Основным отличием предлагаемой ДУ является то, что в ней нет отдельной силовой конструкции, к которой крепятся все основные узлы и агрегаты, а силовые нагрузки перераспределены между агрегатами ДУ и узлами крепления между ними. Предложенное решение позволяет реализовать практически равнонапряженную конструкцию, в которой исключена возможность сосредоточения в одном узле силовых нагрузок от всех узлов и агрегатов ДУ. Подобное решение позволяет не только снизить массу ДУ, но и за счет распределения силовых нагрузок по всей конструкции обеспечить живучесть конструкции ДУ и КА в целом в процессе работы ракеты-носителя при выведении аппарата на орбиту. Прочность и устойчивость всей конструкции можно повысить, организовав связь основных агрегатов и узлов между собой через кронштейны, либо демпфирующие элементы, например шайбы из резины, либо другого материала. Дополнительные агрегаты, например баллоны высокого давления системы подачи топлива, узлы и агрегаты КА могут быть установлены через промежуточные элементы крепления, например кронштейны, стяжки и т.д. Зона между отклоняющими двигателями и баками используется для размещения практически всех узлов и агрегатов ДУ, что обеспечивает монтаж этих узлов ДУ до соединения баков со смесительной головкой отклоняющих двигателей и, следовательно, повышает технологичность и снижает трудоемкость сборки ДУ.

Настройка центра масс осуществляется простым перемещением периферийных узлов и агрегатов КА с последующим их креплением к наружной поверхности баков или баллонов.

Важным отличием является размещение в смесительной головке коллекторов, клапанов подачи топлива, смесительных элементов и соединяющих их каналов ко всем отклоняющим двигателям ДУ. Это решение позволяет в значительной степени уменьшить заклапанные объемы (объем топливных полостей от клапана до камеры сгорания), что уменьшает время запуска и останова двигателей, что, в свою очередь, увеличит удельный импульс тяги при малых длительностях включения двигателей, а значит, позволит наиболее эффективно использовать запасы топлива ДУ.

Следующим отличием является то, что размещение в смесительной головке коллекторов, клапанов подачи топлива, смесительных элементов и каналов их соединяющих исключает применение трубопроводной арматуры, соединяющей узлы и агрегаты двигателей и двигателей между собой. Такое решение в значительной степени повышает технологичность сборки и уменьшает трудоемкость сборки ДУ в целом.

Конструкция ДУ позволяет производить многократную ее переборку за счет разъемных соединений узлов и агрегатов ДУ и КА, что также в значительной степени повышает технологичность при изготовлении и расширяет эксплуатационные возможности при подготовке КА и ракеты-носителя к пуску за счет замены узлов однократного использования и устранения дефектов методом переборки.

Предлагаемое решение позволяет обеспечить наиболее эффективное управление ДУ и КА в целом за счет размещения двигателей стабилизации и ориентации не только в зоне ДУ, но и в зоне КА, либо за его пределами. За пределами ДУ и КА двигатели стабилизации и ориентации могут быть расположены на выносных элементах, например штангах 27.

1. Двигательная установка, состоящая из топливных баков с газовой и топливной горловинами, системы подачи топлива, системы исполнительных органов, включающей, как минимум, отклоняющие двигатели со смесительной головкой и двигатели стабилизации и ориентации, отличающаяся тем, что баки жестко и герметично соединены топливными горловинами со смесительной головкой отклоняющих двигателей с помощью разъемного, например резьбового либо неразъемного соединения, при этом часть соединения, расположенного в смесительной головке, образует коллектор распределения топлива по каналам, выполненным в смесительной головке к отклоняющим двигателям, а смесительная головка отклоняющих двигателей обеспечивает жесткое крепление баков между собой.

2. Двигательная установка по п. 1, отличающаяся тем, что дополнительно содержит двигатели ориентации и стабилизации и/или маршевый двигатель, закрепленные на элементах ДУ, например топливных баках.

3. Двигательная установка по п. 1, отличающаяся тем, что узлы, агрегаты и системы ДУ расположены между баками и отклоняющими двигателями и закреплены на смесительной головке отклоняющих двигателей разъемными соединениями.

4. Двигательная установка по п. 1, отличающаяся тем, что потребители топлива ДУ, например насосы и клапаны, закрепленные на смесительной головке, соединены разъемными соединениями с каналами в смесительной головке отклоняющих двигателей с соответствующим коллектором распределения топлива.

5. Двигательная установка по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что потребители топлива, расположенные вне зоны смесительной головки, например двигатели стабилизации и ориентации, маршевый двигатель, соединены трубопроводами с соответствующим коллектором распределения топлива через дополнительные каналы в смесительной головке отклоняющих двигателей.

6. Двигательная установка по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что наружная поверхность агрегатов, например баков ДУ, может выполнять функции космической платформы, на которой закреплена полезная нагрузка, например системы узлов и агрегаты космического аппарата.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к установкам по термической нейтрализации газообразных и жидких экологически опасных веществ, прежде всего паров и промышленных стоков компонентов ракетного топлива, например несимметричного диметилгидразина (гептил), тетраоксида диазота.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках (ДУ) космических объектов (КО). ДУ КО содержит криогенный бак с расходным клапаном и с бустерным турбонасосом, баллон высокого давления с газообразным криогенным компонентом для раскрутки турбины бустерного турбонасоса, маршевый двигатель с турбонасосным агрегатом, гидравлический конденсатор.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД). Устройство для крепления агрегатов ЖРД содержит тягу, изготовленную из трубы, со сферическими опорами для крепления к раме или корпусам агрегатов, основные опоры с осевыми отверстиями, промежуточные опоры с резьбовыми частями и осевыми отверстиями, накидные гайки, шайбы со сферической внутренней поверхностью, наконечники с левой и правой резьбами, контргайки.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к области проектирования и эксплуатации двигательных установок космических аппаратов и разгонных блоков, предназначенных для обеспечения выдачи импульсов тяг космического аппарата по шести степеням свободы.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках (ДУ) космических летательных аппаратов (КЛА). ДУ КЛА содержит криогенный бак с экранно-вакуумной теплоизоляцией и каналом с теплообменником, расходный клапан, бустерный насос, заборное устройство с накопителем капиллярного типа с теплообменником и дроссельным устройством, пневмогидравлическую систему с трубопроводом.

Изобретение относится к ракетным топливам для жидкостных, твердотопливных и гибридных ракетных двигателей, содержащих окислитель и горючие вещества. Окислитель ракетного топлива содержит нитрат бора.

Изобретение относится к обработке металлов давлением, в частности к способам объемной штамповки и ротационной вытяжки с утонением тонкостенных оболочек - тел вращения.

Устройство управления вектором тяги реактивного двигателя (РД) включает истекающий из камеры сгорания топлива поток плазмы вдоль сопла Лаваля, продольные парные электромагниты управления, установленные на внешней поверхности расширяющейся части сопла, МГД-генератор электрического тока, установленный в самом узком (критическом) сечении сопла, стабилизатор и выпрямитель электрического тока, и система управления летательного аппарата (ЛА), управляющая электромагнитами.
Изобретение относится к ракетному топливу для ракетного двигателя. Ракетное топливо содержит горючее и окислитель.

Изобретение относится к ракетному топливу для ракетного двигателя. Ракетное топливо содержит горючее и окислитель.
Изобретение относится к области обеспечения долговременного устойчивого развития космической деятельности и может быть использовано для предупреждения столкновений космического аппарата с преднамеренно сближающимся активным объектом.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Способ управления движением ракеты космического назначения при выведении космических объектов на орбиту заключается в том, что в заданные моменты времени определяют текущее положение ракеты космического назначения с помощью навигационной системы, прогнозируют с помощью бортовой цифровой вычислительной машины оставшуюся траекторию полета с прежним управлением и определяют выполнимость условия обеспечения с заданной точностью терминальных условий полета и, при невыполнимости этих условий, выбирают новое управление и реализуют его с помощью исполнительных органов до следующего, заданного момента времени полета, кроме того, выбирают новые терминальные условия, находящиеся в области достижимости ракеты космического назначения, и новое управление движением ракеты космического назначения и реализуют его с помощью исполнительных органов до следующего, заданного момента времени полета.

Изобретение относится к ракетной технике и может найти применение в конструкциях систем разделения объектов летательных аппаратов (ЛА), где требуется снижение ударных нагрузок и импульса от действия средства разделения на точность выведения конечных ступеней объекта, в частности в заднем узле крепления разгонных блоков крылатых ракет.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к способам доставки полезного груза - комплекса научной аппаратуры к небесным телам (планетам, астероидам, кометам и др.) для их исследования и пенетраторам - устройствам с полезным грузом, отделяемым от основного космического аппарата и представляющим собой ударный проникающий зонд, внедряющийся в грунт небесного тела для исследования его параметров и параметров его грунта.

Изобретение относится к многосредным транспортным средствам и может применяться, в частности, для исследований в ближнем и дальнем космосе. Аквааэрокосмический летательный аппарат включает в себя корпус в виде двояковыпуклой линзы, накрытой снизу и сверху полусферами титановых обтекателей.

Изобретение относится к конструктивным элементам средств выведения полезных нагрузок (ПН), в частности, микроспутников. Адаптер включает ферму с двумя ярусами треугольных решеток: верхний ярус выполнен в форме цилиндра, а нижний - в форме усеченного конуса.

Изобретение относится к способам управления движением ракет космического назначения (РКН). Способ управления угловым движением РКН заключается в управлении углами тангажа и рыскания путем отклонения в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях установленной в карданном подвесе камеры сгорания основного двигателя, в управлении углом крена с помощью двух пар газовых сопел и двух аэродинамических рулей, отклоняемых с помощью своих электрогидравлических сервоприводов (ЭГС).

Изобретение относится к космической технике, а именно к малым космическим модулям (КМ). КМ содержит силовой корпус блочного типа в виде скрепленных ребер правильной призмы с торцевыми панелями, имеющими вырезы для корпуса оптико-электронного модуля (ОЭМ) и для крепления блока реактивной двигательной установки (ДУ).

Изобретение относится к области машиностроения, где необходимо осуществить мягкую посадку объекта с помощью посадочного устройства по вертикальной схеме. Посадочное устройство содержит посадочные опоры с центральными стойками, содержащими главный цилиндр с сотовым энергопоглотителем и узел крепления к корпусу космического корабля, телескопический шток с механизмом выдвижения, шарнирно связанную с телескопическим штоком опорную тарель.

Изобретение относится к космической технике. В узле крышки транспортно-пускового контейнера (ТПК), состоящем из поворотной крышки, закрепленной на неподвижном элементе ТПК, размещено по меньшей мере по одному установленному на оси вращения поворотному упору с выступами, один из которых плоский, а другой сферический.

Изобретение относится, главным образом, к конструкции высокоскоростных двухступенчатых ракет. Первой ступенью может служить носовой обтекатель, а второй – остальная часть ракеты. Предлагаемое устройство включает в себя устройство отделения и узел электрической стыковки. Данный узел установлен перпендикулярно внешней поверхности второй ступени и содержит закрепленную в корпусе втулку с электрическим разъемом. На верхней части втулки закреплена крышка с пазом для размещения жгута. Верхняя поверхность крышки повторяет внешний обвод ракеты. Устройство отделения выполнено из двух частей: одна представляет собой срезной механизм, а другая содержит жестко соединенную с корпусом первой ступени трубку с ограничителем, параллельную оси ракеты, и кассету для размещения сложенного жгута. Кассета шарнирно соединена с трубкой и закреплена на корпусе первой ступени. Тяга срезного механизма установлена с возможностью продольного перемещения в трубке до контакта с ограничителем. Техническим результатом изобретения является снижение динамических нагрузок, в частности, на обтекатель при его отделении, а также улучшение обтекаемости ракеты. 6 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции двигательных установок космического назначения. ДУ состоит из топливных баков с газовой и топливной горловинами, системы подачи топлива, системы исполнительных органов, включающей, как минимум, отклоняющие двигатели со смесительной головкой и двигатели стабилизации и ориентации. Согласно изобретению баки жестко и герметично соединены топливными горловинами со смесительной головкой отклоняющих двигателей с помощью разъемного либо неразъемного соединения. При этом часть соединения, расположенного в смесительной головке, образует коллектор распределения топлива по каналам, выполненным в смесительной головке к отклоняющим двигателям, а смесительная головка отклоняющих двигателей обеспечивает жесткое крепление баков между собой. Техническим результатом заявленного изобретения является снижение массы ДУ и обеспечение живучести конструкции ДУ и КА в целом. 5 з.п. ф-лы, 9 ил.

Наверх