Двигательный модуль космического летательного аппарата
Владельцы патента RU 2649539:
Акционерное общество "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (АО "НИИМаш") (RU)
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.
