Двигательный модуль космического летательного аппарата

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции двигательных модулей. Двигательный модуль космического летательного аппарата (КЛА) состоит минимум из двух шпангоутов и трех баков для топлива с верхними полюсными элементами, соединенными с верхним шпангоутом, и нижними полюсными элементами, являющимися опорами всего двигательного модуля, взаимодействующими с соответствующими опорами КЛА, минимум одного баллона высокого давления, ракетных двигателей и агрегатов управления. Нижние полюсные элементы шарнирно закреплены на опорах двигательного модуля, а верхние полюсные элементы закреплены на верхнем шпангоуте с возможностью перемещения, обеспечивающего поворот относительно шарнирного закрепления нижних полюсных элементов. Техническим результатом изобретения является снижение массы и повышение виброустойчивости конструкции. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции двигательных установок космического назначения, а также к конструкции 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 №21653779, 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.

Известен двигательный модуль (патент РФ №23766216, МПК B64G 1/40, опубл. 20.12.2009 г., бюл. №35), состоящий минимум из двух шпангоутов, топливных баков с полюсными элементами, баллонов высокого давления, ракетных двигателей управления полетом, агрегатов автоматики и управления, причем верхние полюсные элементы жестко соединены с верхним шпангоутом, а нижние полюсные элементы являются опорами всего двигательного модуля, взаимодействующими с соответствующими опорами космического аппарата, разгонного блока или ступени.

Эта конструкция по существу является прототипом предлагаемого решения. В данном двигательном модуле снижена масса, повышена технологичность и упрощена конструкция. Тем не менее, этот двигательный модуль имеет ряд недостатков:

- настройка положения центра масс при креплении топливных баков к опорам двигательного модуля требует наличия специальных приспособлений, усложняет сборку и перенастройку, увеличивает трудоемкость и снижает ремонтопригодность всего модуля;

- положение осей баков относительно опор модуля и соответствующих опор космического летательного аппарата создает момент силы от составляющей силы, направленной по оси бака, на плече, равном расстоянию от центра площадки силовой опоры до линии вектора силы. Это может привести к низкочастотным колебаниям в процессе воздействия вибрационных нагрузок при выведении космического аппарата на орбиту, что в значительной степени снижает запас вибропрочности, а значит, требует увеличения массы опорных и других силовых элементов, приводит к усложнению конструкции за счет усиливающих жесткость конструкции элементов.

Задачей предлагаемого изобретения является снижение массы, упрощение конструкции и повышение запасов вибропрочности и виброустойчивости, а значит, живучести конструкции.

Предлагаемый двигательный модуль космического летательного аппарата состоит как минимум из двух шпангоутов и трех баков для компонентов топлива с верхними полюсными элементами, закрепленными на верхнем шпангоуте, и нижними полюсными элементами, являющимися опорами всего двигательного модуля, взаимодействующими с соответствующими опорами космического летательного аппарата, минимум одного баллона высокого давления, ракетных двигателей управления полетом, агрегатов управления.

Согласно изобретению нижние полюсные элементы шарнирно закреплены на опорах двигательного модуля, а верхние полюсные элементы закреплены на верхнем шпангоуте с возможностью перемещения, обеспечивающего поворот относительно шарнирного закрепления нижних полюсных элементов.

Для снижения или исключения момента силы в опорах двигательного модуля с целью предотвращения низкочастотных резонансных колебаний при воздействии вибронагрузок, повышения жесткости и виброустойчивости конструкции оси баков проходят через оси шарнирных соединений и через центр зоны силового контакта нижних полюсных элементов и опор космического летательного аппарата.

Для снижения массы и повышения запасов вибропрочности за счет увеличения плотности компоновки в зоне топливных баков, в межбаковом пространстве и на верхнем шпангоуте двигательного модуля могут быть расположены полезная нагрузка, дополнительные топливные баки или баллоны высокого давления.

Предлагаемый двигательный модуль изображен на приведенных чертежах. На фиг. 1 показан разрез модуля. На фиг. 2 - вид этого модуля сверху (вместо тороидальных баллонов показаны шаровые, размещенные между баками для хранения компонентов топлива). На фиг. 3 приведен разрез места крепления верхнего полюсного элемента на верхнем шпангоуте. На фиг. 4 - вариант размещения дополнительных баков или баллонов.

Предлагаемый двигательный модуль (фиг. 1 и фиг. 2) состоит минимум из трех баков 1 для хранения компонентов топлива с газовой полостью 2 и топливной полостью 3, как минимум одного баллона высокого давления 4 для хранения газа наддува, двигателей 5 управления полетом космического летательного аппарата, агрегатов управления и автоматики 6, верхнего шпангоута 7 с пазами 8 (фиг. 3) для перемещения верхних полюсных элементов 9 топливных баков при изменении угла наклона их осей относительно опор двигательного модуля, нижнего шпангоута 10, нижних полюсных элементов 11 с шарнирными соединениями 12 для соединения с опорами 13 двигательного модуля, взаимодействующими с соответствующими опорами 14 космического аппарата. Баки равномерно расположены по окружности вокруг продольной оси двигательного модуля и закреплены за верхние полюсные элементы 9, например горловины, в пазах 8 на верхнем шпангоуте 7, являющемся силовой опорой, например, для полезной нагрузки (не показана).

Использование шарниров для крепления нижних полюсных элементов 11 в опорах 13 двигательного модуля позволяет с наименьшими затратами выполнять сборку всего двигательного модуля, а также настройку положения его центра масс простым поворотом баков в шарнирном узле путем перемещения верхнего полюсного элемента 9 в пазах 8 шпангоута 7 с помощью, например, микрометрического винта 15. После настройки верхние полюсные элементы 9 фиксируются в пазах 8 крепежными элементами или, например, с помощью сварки.

Для обеспечения прочности и устойчивости при воздействии динамических нагрузок оси баков проходят через оси шарнирных соединений 12 и центральную зону силового контакта соединения опор 13 двигательного модуля и опор 14 космического летательного аппарата. В этом случае получается геометрическая пирамида, закрепленная по углам ее основания, чем исключается возможность возникновения дополнительных сил и крутящих моментов в узлах крепления и возникновение низкочастотных вибраций в элементах конструкции модуля.

При формировании двигательного модуля, требующего повышенной плотности компоновки, на верхнем шпангоуте вместо полезной нагрузки может быть расположен дополнительный топливный бак или шар-баллон 16, во внешней зоне топливных баков могут быть расположены тороидальные топливные баки или баллоны 17, либо во внутренней зоне между топливными баками могут быть расположены дополнительные баки либо баллоны 18 (фиг. 4). Таким образом, отпадает необходимость в дополнительных элементах крепления баллонов, либо топливных баков, а также повышается жесткость и качество центровки ДУ. Это, в свою очередь, повышает виброустойчивость и снижает затраты топлива на управление ориентацией и стабилизацией космического летательного аппарата, улучшает габаритно-массовые характеристики двигательного модуля и космического летательного аппарата в целом, а также повышает их надежность и живучесть.

1. Двигательный модуль космического летательного аппарата, состоящий минимум из двух шпангоутов и трех баков для компонентов топлива с верхними полюсными элементами, соединенными с верхним шпангоутом, и нижними полюсными элементами, являющимися опорами всего двигательного модуля, взаимодействующими с соответствующими опорами космического летательного аппарата, минимум одного баллона высокого давления, ракетных двигателей управления полетом и агрегатов управления, отличающийся тем, что нижние полюсные элементы шарнирно закреплены на опорах двигательного модуля, а верхние полюсные элементы закреплены на верхнем шпангоуте с возможностью перемещения, обеспечивающего поворот относительно шарнирного закрепления нижних полюсных элементов.

2. Двигательный модуль по п. 1, отличающийся тем, что оси баков компонентов топлива проходят через оси шарнирных соединений и через центр зоны силового контакта нижних полюсных элементов и опор космического летательного аппарата.

3. Двигательный модуль по п. 1 или 2, отличающийся тем, что в зоне топливных баков, в межбаковом пространстве и на верхнем шпангоуте двигательного модуля могут быть расположены полезная нагрузка, дополнительные топливные баки или баллоны высокого давления.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к системе захолаживания и продувки контуров криогенного ракетного топлива летательного аппарата. Объектом изобретения является устройство захолаживания оборудования (6, 7, 8) криогенных контуров летательного аппарата во время полета, содержащее средства забора воздуха снаружи летательного аппарата, средства извлечения азота из этого воздуха при помощи сепаратора азота типа OBIGGS (3) и средства (4, 5) распределения этого азота вокруг указанных компонентов.

Изобретение относится к системе захолаживания и продувки контуров криогенного ракетного топлива летательного аппарата. Объектом изобретения является устройство захолаживания оборудования (6, 7, 8) криогенных контуров летательного аппарата во время полета, содержащее средства забора воздуха снаружи летательного аппарата, средства извлечения азота из этого воздуха при помощи сепаратора азота типа OBIGGS (3) и средства (4, 5) распределения этого азота вокруг указанных компонентов.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Топливный бак, соединенный с приборным отсеком разгонного блока, содержит размещенные последовательно и соединенные друг с другом первое сферическое днище, опорный шпангоут, цилиндрическую проставку и второе сферическое днище.

Группа изобретений относится к двигательным и энергосистемам транспортных средств (объектов), перемещающихся в любых средах, в т.ч. в воздушно-космическом пространстве.

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.

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.

Изобретение относится к устройствам разделения отсеков летательных аппаратов (ЛА). Узел разделения отсеков ЛА включает силовые элементы отсеков, соединяющий их болт, упорный элемент в посадочном месте хвостовой части тела болта со стороны его боковой поверхности, и сдвигаемый ограничитель положения упорного элемента, сообщенный с источником газа избыточного давления.

Изобретение относится к управлению относительным движением космического аппарата (КА). Разгрузка управляющих двигателей-маховиков (ДМ) в выбранном канале ориентации осуществляется по двухконтурной схеме.

Изобретение относится к стыковочным устройствам космических аппаратов. Механизм герметизации стыка стыковочного агрегата космического корабля содержит стыковочный шпангоут с равномерно распределенными по периметру стыка системами замков, электроприводы, торцевое уплотнение на стыковочной поверхности шпангоута.

Изобретение относится к системе захолаживания и продувки контуров криогенного ракетного топлива летательного аппарата. Объектом изобретения является устройство захолаживания оборудования (6, 7, 8) криогенных контуров летательного аппарата во время полета, содержащее средства забора воздуха снаружи летательного аппарата, средства извлечения азота из этого воздуха при помощи сепаратора азота типа OBIGGS (3) и средства (4, 5) распределения этого азота вокруг указанных компонентов.

Изобретение относится к способу электрических проверок космического аппарата (КА). Для электрической проверки производят включение и выключение КА, подключение и отключение наземных имитаторов бортовых источников электропитания, автоматизированную выдачу команд управления, допусковое телеизмерение и контроль параметров бортовой вычислительной системы, контроль сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формирование директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формирование протокола испытаний, отображение текущего состояния процесса испытаний.

Изобретение относится к наземным электрическим проверкам космических аппаратов (КА) при их изготовлении. В процессе проверок КА (1) используют: имитаторы ИБС (2) солнечных и имитаторы ИАБ (3) аккумуляторных батарей.

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.
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.
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при изготовлении космических аппаратов, предназначенных для фиксации на поверхности космических объектов.

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.

Изобретение относится к электротехническому оборудованию систем ориентации и стабилизации космических аппаратов (ИСЗ). Электромеханический исполнительный орган (ЭМИО) содержит маховик (1) с ротором (2) обращенного электродвигателя явнополюсного («когтевого») типа, имеющего статор (6) с трехфазной обмоткой (7). Постоянный магнит (3) отделен от «когтей» полюсов (4) немагнитным материалом (5). Статор закреплен на оси в виде двух полуосей (8), закрепленных в торцевых крышках (9). Ось и крышки выполнены из немагнитного материала. Статор (6) отделен от ротора (2) немагнитным рабочим зазором (10). ЭМИО также содержит два постоянных магнита (11) с полюсными наконечниками (12) и ярмами (13) из магнитомягкого материала, закрепленных на крышках (9). Между ротором (2) и полюсными наконечниками (12) образованы вспомогательные зазоры (14). Магниты (3) и (11), выполненные из материала с высококоэрцитивными характеристиками (NdFeB), обращены к зазорам (14) одноименными полюсами. Маховик (1) выполнен из композитного материала, исключающего возможность протекания в нем токов (вызывающих тормозной момент). Техническим результатом являются обеспечение длительного функционирования в космосе ИСЗ, оснащенных предлагаемыми ЭМИО, и проведение ориентации ИСЗ с наименьшими затратами энергии. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции двигательных модулей. Двигательный модуль космического летательного аппарата состоит минимум из двух шпангоутов и трех баков для топлива с верхними полюсными элементами, соединенными с верхним шпангоутом, и нижними полюсными элементами, являющимися опорами всего двигательного модуля, взаимодействующими с соответствующими опорами КЛА, минимум одного баллона высокого давления, ракетных двигателей и агрегатов управления. Нижние полюсные элементы шарнирно закреплены на опорах двигательного модуля, а верхние полюсные элементы закреплены на верхнем шпангоуте с возможностью перемещения, обеспечивающего поворот относительно шарнирного закрепления нижних полюсных элементов. Техническим результатом изобретения является снижение массы и повышение виброустойчивости конструкции. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Наверх