Ракетный разгонный блок

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Ракетный разгонный блок содержит криогенный бак окислителя с дополнительными придонными перегородками, заборным устройством, штангой датчика уровня криогенного топлива, маршевый двигатель. Криогенный бак окислителя снабжен каплеотражателем, состоящим из внутреннего усеченного конуса с дном в малом основании, при этом большее основание его обращено к верхнему днищу криогенного бака окислителя, и внешнего усеченного конуса, большее основание которого обращено к нижнему днищу криогенного бака окислителя, причем меньшим основанием внешний усеченный конус плавно сопряжен с большим основанием внутреннего усеченного конуса, в сопряжении внутреннего усеченного конуса с внешним усеченным конусом выполнены отверстия, равномерно распределенные по окружности сопряжения. В дне внутреннего усеченного конуса каплеотражателя выполнено центральное отверстие, через которое проходит штанга датчика уровня криогенного топлива. Каплеотражатель закреплен на штанге датчика уровня криогенного топлива над дополнительными придонными перегородками. Техническим результатом изобретения является обеспечение надежного запуска маршевого двигателя разгонного блока и последующей его работы. 2 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к средствам выведения аппаратов космического назначения на заданные орбиты.

Применение в ракетно-космической системе разгонного блока, в состав которого входит криогенный бак, заправляемый жидким криогенным топливом, может привести к возникновению проблемы, которая связана с процессами, проходящими в криогенном баке окислителя. А именно, в космическом пространстве между запусками маршевого двигателя ракетного разгонного блока наступает невесомость, и криогенное топливо за счет капиллярных сил распределяется по периферии криогенного бака окислителя, образуя в центральной его части газовый сфероид. При создании перегрузки перед последним запуском маршевого двигателя ракетного разгонного блока криогенное топливо перемещается в район дополнительных придонных перегородок и заборного устройства, в результате чего происходит сепарация газового криогенного топлива, успокоение жидкости, и жидкость в районе заборного устройства становится кондиционной для запуска маршевого двигателя. Но при создании предпусковой перегрузки с внутрибаковых устройств, расположенных в верхней части криогенного бака окислителя, криогенное топливо в виде капель, образованных в невесомости и имеющих достаточно большой объем, падает на сформированную поверхность криогенного топлива в области заборного устройства, вызывая повторную его газификацию, что может привести к отказу при запуске или работе маршевого двигателя.

Известен ракетный разгонный блок RU 2412088 С1 (B64G 1/22 (2006.01), опубликован 20.02.2011 г.), криогенный бак окислителя которого содержит основные продольные и дополнительные придонные перегородки, заборное устройство штангу датчика уровня криогенного топлива и маршевый двигатель-прототип.

Недостатком прототипа является следующее.

При создании предпусковой перегрузки возможна повторная газификация криогенного топлива при падении его с внутрибаковых устройств в виде капель, образованных в невесомости и имеющих достаточно большой объем, на сформированную поверхность криогенного топлива в область заборного устройства криогенного бака окислителя.

Задачей изобретения является создание разгонного блока, обеспечивающего высокую надежность при запуске маршевого двигателя и последующей его работе.

Техническим результатом предложенного изобретения является устранение повторной газификации криогенного топлива в криогенном баке окислителя при попадании криогенного топлива виде капель, образованных в невесомости и имеющих достаточно большой объем и падающих с внутрибаковых устройств, расположенных в верхней части криогенного бака окислителя, на сформированную поверхность криогенного топлива в зону захвата газовых включений заборного устройства криогенного бака окислителя и, как следствие, обеспечение надежного запуска маршевого двигателя и последующей его работы.

Технический результат достигается тем, что в ракетном разгонном блоке, содержащем криогенный бак окислителя с дополнительными придонными перегородками, заборным устройством, штангой датчика уровня криогенного топлива, маршевый двигатель, криогенный бак окислителя снабжен каплеотражателем, состоящим из внутреннего усеченного конуса с дном в малом основании, при этом большее основание его обращено к верхнему днищу криогенного бака окислителя, и внешнего усеченного конуса, большее основание которого обращено к нижнему днищу криогенного бака окислителя, причем меньшим основанием внешний усеченный конус плавно сопряжен с большим основанием внутреннего усеченного конуса, в сопряжении внутреннего усеченного конуса с внешним усеченным конусом выполнены отверстия, равномерно распределенные по окружности сопряжения, в дне внутреннего усеченного конуса каплеотражателя выполнено центральное отверстие, через которое проходит штанга датчика уровня криогенного топлива, при этом каплеотражатель закреплен на штанге датчика уровня криогенного топлива над дополнительными придонными перегородками.

Сущность изобретения поясняется чертежами.

На фиг. 1 изображен общий вид ракетного разгонного блока, на фиг. 2 изображен криогенный бак окислителя ракетного разгонного блока, где:

1. криогенный бак окислителя;

2. дополнительные придонные перегородки;

3. заборное устройство;

4. штанга датчика уровня криогенного топлива;

5. маршевый двигатель;

6. каплеотражатель;

7. внутренний усеченный конус;

8. дно;

9. верхнее днище;

10. внешний усеченный конус;

11. нижнее днище;

12. отверстия;

13. зона захвата газовых включений;

14. полость каплеотражателя;

15. газовая полость криогенного бака окислителя;

16. придонная часть.

В предложенном ракетном разгонном блоке (фиг. 1), содержащем криогенный бак окислителя 1 с дополнительными придонными перегородками 2, заборным устройством 3, штангой датчика уровня криогенного топлива 4, маршевый двигатель 5, криогенный бак окислителя 1 снабжен каплеотражателем 6, состоящим из внутреннего усеченного конуса 7 с дном 8 в малом основании, при этом открытое большее основание его обращено к верхнему днищу 9 криогенного бака окислителя 1, и внешнего усеченного конуса 10, открытое большее основание которого обращено к нижнему днищу 11 криогенного бака окислителя 1, причем меньшим основанием внешний усеченный конус 10 плавно сопряжен с открытым большим основанием внутреннего усеченного конуса 7, в сопряжении внутреннего усеченного конуса 7 с внешним усеченным конусом 10 выполнены отверстия 12, равномерно распределенные по окружности сопряжения, в дне 8 внутреннего усеченного конуса 7 каплеотражателя 6 выполнено центральное отверстие, через которое проходит штанга датчика уровня криогенного топлива 4, при этом каплеотражатель 6 закреплен на штанге датчика уровня криогенного топлива 4 над дополнительными придонными перегородками 2.

Конусность внешнего усеченного конуса 10 и диаметр каплеотражателя 6 должны обеспечивать отражение падающих капель криогенного топлива за пределы зоны захвата газовых включений 13 при повторной загазованности криогенного топлива, при этом зона захвата газовых включений 13 определяется величиной осевой перегрузки на момент запуска маршевого двигателя 5, расходом криогенного топлива, конструкцией заборного устройства 3, размером газовых включений и пр.

При заправке криогенным топливом криогенного бака окислителя 1 при прохождении уровня криогенного топлива каплеотражателя 6 в его полости 14 возможно скапливание газового криогенного топлива. С помощью отверстий 12 в каплеотражателе 6 обеспечивается перепуск газового криогенного топлива из полости каплеотражателя 14 в газовую полость криогенного бака окислителя 15.

Предложенный ракетный разгонный блок функционирует следующим образом.

После отделения ракетного разгонного блока от предыдущей ступени ракеты космического назначения, после многократных запусков маршевого двигателя 5 и перед последним запуском маршевого двигателя 5 уровень топлива в криогенном баке окислителя 1 находится в его придонной части 16.

При выключении маршевого двигателя 5 в космических условиях наступает практическая невесомость. Под действием капиллярных сил и смачивания возникает движение криогенного топлива по внутренним поверхностям оболочки криогенного бака окислителя 1 и его внутрибаковым устройствам. В результате этого в центре криогенного бака окислителя 1 образуется газовый сфероид, а криогенное топливо находится на поверхностях внутрибаковых устройств и на оболочке криогенного бака окислителя 1.

При создании предпусковой перегрузки обеспечивается частичное осаждение криогенного топлива в сторону заборного устройства 3. При включении маршевого двигателя 5 криогенное топливо стекает в придонную часть 16 криогенного бака окислителя 1.

С внутрибаковых устройств, расположенных в центральной части криогенного бака окислителя 1, капли криогенного топлива падают на каплеотражатель 6 и с его помощью отбрасываются в придонную часть 16 криогенного бака окислителя 1 за пределы зоны захвата газовых включений 13, обеспечивая требуемую кондицию криогенного компонента по газосодержанию на входе в маршевый двигатель 5, его надежный запуск и последующую его работу.

Создание в криогенном баке окислителя 1 ракетного разгонного блока устройства в виде каплеотражателя 6 исключает попадание криогенного топлива в виде капель, образованных в невесомости и падающих с внутрибаковых устройств в зону захвата газовых включений 13 заборного устройства 3 криогенного бака окислителя 1, и, как следствие, обеспечивает надежный запуск маршевого двигателя 5 и последующей его работы. Кроме того, отверстия 12, выполненные в верхней части каплеотражателя 6, позволяют избежать накопления газового криогенного компонента в полости каплеотражателя 14, находящейся вблизи зоны захвата газовых включений 13.

Ракетный разгонный блок, содержащий криогенный бак окислителя с дополнительными придонными перегородками, заборным устройством, штангой датчика уровня криогенного топлива, маршевый двигатель, отличающийся тем, что криогенный бак окислителя снабжен каплеотражателем, состоящим из внутреннего усеченного конуса с дном в малом основании, при этом большее основание его обращено к верхнему днищу криогенного бака окислителя, и внешнего усеченного конуса, большее основание которого обращено к нижнему днищу криогенного бака окислителя, причем меньшим основанием внешний усеченный конус плавно сопряжен с большим основанием внутреннего усеченного конуса, в сопряжении внутреннего усеченного конуса с внешним усеченным конусом выполнены отверстия, равномерно распределенные по окружности сопряжения, в дне внутреннего усеченного конуса каплеотражателя выполнено центральное отверстие, через которое проходит штанга датчика уровня криогенного топлива, при этом каплеотражатель закреплен на штанге датчика уровня криогенного топлива над дополнительными придонными перегородками.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для освобождения отделяемых в процессе эксплуатации и многоразовой отработки силовых крупногабаритных агрегатов, например головных обтекателей, отсеков и ступеней ракет-носителей, подвесных баков летательных аппаратов, космических аппаратов и других полезных нагрузок (ПН).

Изобретение относится к космической технике. В стартовой системе для космических летательных аппаратов старт летательного аппарата, закрепленного на стартовой платформе с электродвигателем, осуществляется из горизонтального положения.
Изобретение относится к области медицины, а именно к урологии, андрологии и сексопатологии. Для лечения эректильной дисфункции ежедневно однократно в течение 10-12 минут проводят гравитационное воздействие на пациента в направлении голова-нижние конечности.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для создания современных, экономически эффективных средств выведения малых космических аппаратов (МКА) массой от 100 кг до 1000 кг на орбиты с высотой Нкр, от 200 км до 1500 км без ограничений по азимутам трасс запуска.

Изобретение относится к космическим аппаратам (КА) для научных исследований физических явлений и отработки различных систем и элементов КА на орбите ИСЗ и при спуске в атмосфере.

Использование: в области электротехники в системах электроснабжения (СЭС) космических аппаратов (КА). Технический результат - обеспечение штатного отключения сеансной нагрузки при нештатной ситуации.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к транспортно-пусковым контейнерам (ТПК). В ТПК для запуска малых космических аппаратов, выполненном в виде корпуса с четырьмя боковыми стенками, из которых две противоположные стенки имеют направляющие, задней стенкой, переходной рамкой и поворотной крышкой.

Изобретение относится, главным образом, к конструкции высокоскоростных двухступенчатых ракет. Первой ступенью может служить носовой обтекатель, а второй – остальная часть ракеты.

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.
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 методам наблюдения планеты из космоса и обработки результатов этого наблюдения. Способ включает регистрацию на снимке кольцевых волн, одновременно с которыми регистрируют часть суши, выбирая и идентифицируя на ней не менее четырех характерных объектов, не лежащих на одной прямой. Затем производят ортотрансформирование снимка (преобразование изображения от центральной к ортогональной проекции). Фиксируют на полученном снимке (ортофотоплане) не менее трех точек, лежащих на изображении кольцевой волны, и определяют по этому снимку координаты данных точек. Координаты источника кольцевых волн определяют по конечным формулам, полученным с использованием геометрических свойств ортофотоплана. Технический результат изобретения заключается в повышении оперативности, надежности и точности определения координат источника кольцевых волн на водной поверхности при неизвестной заранее ориентации съемочной системы. 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Ракетный разгонный блок содержит криогенный бак окислителя с основными продольными перегородками, дополнительными придонными перегородками и заборным устройством, маршевый двигатель и дополнительную автономную двигательную установку системы ориентации и обеспечения запуска. Криогенный бак окислителя снабжен демпфирующей горизонтальной кольцевой перегородкой, размещенной с зазором по отношению к оболочке криогенного бака окислителя. Демпфирующая горизонтальная кольцевая перегородка выполнена в виде секторов, каждый из которых закреплен к соответствующим основным продольным перегородкам. Каждый сектор имеет отбортовку в сторону нижнего днища криогенного бака окислителя. Криогенный бак окислителя снабжен придонной сетчатой перегородкой, размещенной между дополнительными придонными перегородками и заборным устройством. Техническим результатом изобретения является обеспечение надежного запуска маршевого двигателя разгонного блока. 4 ил.

Группа изобретений относится преимущественно к внешнему оборудованию спутников (солнечным батареям, антеннам и т.п.). Устройство содержит упруго трансформируемые ленты («рулетки») (31а, 31b, 31c), согнутые U–образно и закрепленные на гибкой плёнке или полотне (30). Выдвижение и уборка рулеток производятся с помощью ротора (33), установленного в статоре (32). Первый конец (16) первой ветви рулетки (31) жестко связан с первым креплением (36), которое может быть неподвижно соединено со статором (32). Второй конец (17), пропущенный через прижимные (фасонные) губки, намотан на ротор (33). При размотке с ротора рулетка самопроизвольно (упруго) переходит в рабочее состояние. Технический результат состоит в создании малогабаритного, простого в работе, оптимально сопрягаемого с развёртываемой конструкцией устройства, обеспечивающего необходимую жесткость и устойчивость конструкции в рабочем положении. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 16 ил.

Группа изобретений относится к построению и управлению космическими аппаратами на орбитах ИСЗ. Система включает в себя орбитальную станцию, целевые (ЦМ) и обеспечивающие модули на компланарных орбитах. ЦМ имеют в своем составе многоразовые возвращаемые аппараты (МВА) крылатой схемы. В МВА размещены отсеки с целевой аппаратурой, используемые многократно бортовые системы модуля и ракеты-носителя и др. необходимые системы. Предусмотрен пилотируемый транспортно-целевой модуль с пилотируемым МВА. Модули системы выводятся на рабочие орбиты и управляются на них системами управления МВА с корректировкой программы наземными средствами. По завершении жизненного цикла элементов системы они переводятся на траекторию спуска в зону захоронения в Мировом океане. МВА совершают самолетную посадку на выбранный аэродром и, после прохождения регламента, используются повторно. Техническим результатом группы изобретений является создание с минимальными затратами и экологическим ущербом многоцелевой перестраиваемой орбитальной системы на компланарных орбитах. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к вероятностным (т.е. без стабилизации структуры) спутниковым системам наблюдения Земли, c охватом её обширных регионов. Спутники системы, находящиеся на круговых орбитах, оснащены сканирующей широкоугольной оптико-электронной системой ИК-диапазона с линейным фотоприемным устройством для обнаружения очага лесного пожара. На спутниках также имеется следящая оптико-электронная ИК-система, перенацеливаемая по целеуказаниям от сканирующей системы. Данная следящая система выполнена широкоугольной (с ИК-объективом типа «рыбий глаз») и с несколькими матричными фотоприемными устройствами для обнаружения и определения параметров очага лесного пожара, а также формирования сигнала предупреждения о нём. Технический результат изобретения направлен на расширение функциональных возможностей системы, снижение массо-габаритных характеристик спутников системы и уменьшения затрат на её создание и эксплуатацию. 3 ил.

Изобретение относится к приводам для разворота оборудования относительно корпуса космического аппарата (КА). Привод для разворота оборудования на космическом носителе, не создающий реактивного момента, включает в свой состав двигатель привода, статор которого укреплен на корпусе космического носителя, а ротор связан с разворачиваемым оборудованием, систему управления двигателем и маховик-компенсатор реактивного момента. Крепление статора двигателя привода к корпусу носителя осуществляется посредством подшипников таким образом, чтобы статор под действием реактивного момента мог свободно вращаться вокруг оси вращения ротора. Управляющий электрический ток подается на обмотки двигателя через скользящие токоподводы. Статор двигателя может быть либо непосредственно, либо через редуктор связан с маховиком-компенсатором реактивного момента. Техническим результатом изобретения является обеспечение отсутствия приводного реактивного момента, возмущающего космический носитель. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к управлению ориентацией космических аппаратов (КА), осуществляемой в солнечно-земной системе координат. Способ включает ориентацию первой оси КА на Землю путем разворотов вокруг второй и третьей осей КА с помощью электромеханических исполнительных органов. При отсутствии тени Земли управляющие воздействия вокруг второй оси КА формируют по информации с прибора ориентации на Землю, а относительно третьей оси КА - по информации с прибора ориентации на Солнце. Техническим результатом изобретения является уменьшение погрешности ориентации КА на Землю. 3 ил.
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при изготовлении космических аппаратов, предназначенных для фиксации на поверхности космических объектов. Космический аппарат снабжен системой фиксации на космическом объекте и посадочной ступенью. Система фиксации снабжена постоянным магнитом, притягивающимся к поверхности космического объекта, обладающей магнитными свойствами. При этом посадочная ступень снабжена электромагнитом, отталкивающимся от постоянного магнита системы фиксации, и магнитным веществом, притягивающимся к постоянному магниту системы фиксации. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности системы фиксации космического аппарата.
Изобретение относится к способу территориального размещения мобильных командно-измерительных приёмо-передающих станций (мобильных станций). Для реализации способа определяют текущее положение мобильных станций и космических аппаратов, проводящих дистанционное зондирование заданного района Земли с помощью измерительных средств, прогнозируют траектории и рассчитывают трассы полета космических аппаратов с помощью вычислительных средств, определяют геометрический центр зондируемого района и антиподную точку на поверхности Земли с учетом ее угловой скорости вращения, периодов обращения космических аппаратов и ограничений по размещению мобильных станций, определяют место размещения мобильных станций и в соответствии с ними осуществляют их перемещение. Обеспечивается повышение эффективности сбора информации мобильными станциями одновременно от нескольких космических аппаратов и ее обработка.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических аппаратов (КА) различного назначения. В способе сборки КА на оснастку в форме трубы устанавливают опорные панели в плоскостях XOY, на опорные панели устанавливают с закреплением приборные панели, монтируют опорные панели жесткости в плоскости XOZ к приборным панелям, монтируют панель астроплаты в плоскости ZOY к оснастке, приборным панелям и опорным панелям жесткости. Производят монтаж панелей доступа с закреплением их к панели астроплаты и приборным панелям. В ходе монтажных операций закрепление между собой панелей и технологической оснастки производят с применением уголков и кронштейнов. Задачей является создание новой сборочной единицы, обладающей меньшим весом, высокой точностью, наряду с повышенной надежностью и максимальным упрощением процесса сборки.Техническим результатом изобретения является упрощение монтажа и сборки конструкции, сокращение времени сборки КА. 7 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Ракетный разгонный блок содержит криогенный бак окислителя с дополнительными придонными перегородками, заборным устройством, штангой датчика уровня криогенного топлива, маршевый двигатель. Криогенный бак окислителя снабжен каплеотражателем, состоящим из внутреннего усеченного конуса с дном в малом основании, при этом большее основание его обращено к верхнему днищу криогенного бака окислителя, и внешнего усеченного конуса, большее основание которого обращено к нижнему днищу криогенного бака окислителя, причем меньшим основанием внешний усеченный конус плавно сопряжен с большим основанием внутреннего усеченного конуса, в сопряжении внутреннего усеченного конуса с внешним усеченным конусом выполнены отверстия, равномерно распределенные по окружности сопряжения. В дне внутреннего усеченного конуса каплеотражателя выполнено центральное отверстие, через которое проходит штанга датчика уровня криогенного топлива. Каплеотражатель закреплен на штанге датчика уровня криогенного топлива над дополнительными придонными перегородками. Техническим результатом изобретения является обеспечение надежного запуска маршевого двигателя разгонного блока и последующей его работы. 2 ил.

Наверх