РАКЕТНЫЙ РАЗГОННЫЙ БЛОК Российский патент 2003 года по МПК B64G1/00 B64G1/16 B64G1/40 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции разгонных блоков (РБ), предназначенных для выведения на рабочие орбиты различных полезных грузов.

Известен разгонный блок для лунного космического комплекса, содержащий жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), тороидальный бак горючего и сферический бак окислителя, связанные между собой через каркасный межбаковый отсек, к которому они подсоединены с помощью стержневых ферм, при этом ЖРД расположен в центральной части тороидального бака горючего, ограниченной его кольцевой стенкой, и установлен на собственной силовой раме, закрепленной с помощью внутренней стержневой фермы на межбаковом отсеке.

Под баком горючего установлена двигательная установка системы ориентации и обеспечения запуска маршевого двигателя (Филин В.М. и др. "От первого спутника до "Энергии"-"Бурана" и "Мира", РКК "Энергия", М., 1994 г., стр. 69).

Недостатком аналога является то, что конструкция блока не позволяет увеличить объем топлива, не меняя габаритов топливных баков и общей конструктивной силовой схемы блока.

Наиболее близким аналогом заявляемого блока является разгонный блок по патенту Российской Федерации на изобретение 2153447 (МКИ⁷ В 64 G 1/00).

Согласно изобретению РБ содержит корпус, сферический бак окислителя, наклонный бак горючего в форме тора.

Маршевый двигатель расположен внутри тора.

Корпус РБ выполнен в виде верхнего переходника, установленного на среднем переходнике, установленном в свою очередь на нижнем переходнике.

На верхнем переходнике установлены бак окислителя, торовый приборный отсек и радиационный теплообменник.

Блок представляет собой жесткую силовую конструкцию и не позволяет увеличить заправку, не изменяя основную конструкцию баков: без нарушения общей силовой схемы конструкции блока и сохранения мест стыковки с ракетой-носителем и наземным оборудованием ракеты.

Задачей предложенного ракетного блока является улучшение энергомассовых характеристик блока без изменения его силовой схемы и элементов, сопрягаемых с ракетой-носителем и наземным оборудованием.

Данная задача достигается тем, что в ракетный разгонный блок, содержащий бак окислителя, тороидальный, наклонный относительно продольной оси блока бак горючего, маршевый двигатель в торовой полости бака горючего, тороидальный приборный отсек, установленный над баком окислителя, введен дополнительный бак окислителя, выполненный в виде полусферы, размещенный в торовой полости приборного отсека и сопряженный с верхним днищем бака окислителя, а наклонный бак горючего снабжен тороидальной цилиндрической вставкой, соосной с баком и расположенной между половинами тора.

При наличии наклонного торового бака горючего возможен дебаланс, обусловленный приливом топлива к заборному устройству горючего, поэтому необходимо смещение торового бака относительно продольной оси в сторону, противоположную заборному устройству.

На чертеже изображена схема ракетного разгонного блока, где
1. - дополнительный бак окислителя;
2. - тороидальный приборный отсек;
3. - верхний переходник;
4. - средний переходник;
5. - радиационный теплообменник;
6. - межбаковый отсек;
7. - тороидальный бак горючего;
8. - рама подвески маршевого двигателя;
9. - нижний переходник;
10. - верхняя ферма сопряжения с полезной нагрузкой;
11. - кронштейны;
12. - теплоизоляция среднего переходника;
13. - бак окислителя;
14. - двигательная установка малой тяги;
15. - маршевый двигатель;
16. - межбаковая ферма;
17. - тороидальная цилиндрическая вставка.

Корпус ракетного разгонного блока выполнен из трех переходников: верхнего 3, среднего 4 и нижнего 9.

На верхнем переходнике 3 с помощью кронштейнов 11 подвешен сферический бак окислителя 13.

На верхней ферме сопряжения с полезной нагрузкой 10 установлен тороидальный приборный отсек 2. На межбаковой ферме 16 установлен тороидальный наклонный относительно продольной оси блока бак горючего 7. На раме подвески маршевого двигателя (МД) 8 установлен МД 15, расположенный внутри центральной части тороидального бака горючего 7.

Под днищем тороидального бака горючего 7 размещена двигательная установка малой тяги 14. С внешней стороны верхний переходник 3 охвачен радиационным теплообменником 5. На верхнем переходнике 3 установлен тороидальный приборный отсек 2, а свободный объем в его торовом пространстве заполнен дополнительным баком окислителя 1. Тороидальный наклонный бак горючего 7 снабжен тороидальной цилиндрической вставкой 17, соосной с баком 7 и расположенной между половинами тора.

Предложенный блок функционирует следующим образом. После завершения работы ступеней носителей производится отделение орбитального блока от последней ступени носителя и нижнего переходника 9.

После отделения орбитального блока от носителя включается двигательная установка малой тяги 14, обеспечивающая продольную перегрузку. Производится сброс среднего переходника 4, после чего происходит запуск маршевого двигателя 15. При следующем включении маршевого двигателя 15 процесс запуска повторяется.

Топливо из баков окислителя 13 и горючего 7 расходуется в соответствии с заданной программой работы маршевого двигателя 15.

После выполнения разгонным блоком программы выведения полезного груза блок отделяется и с помощью двигательной установки малой тяги 14 уводится в плотные слои атмосферы.

Реализация предложенного предложения, например, при радиусе дополнительной полусферы окислителя R=900 мм и высоте цилиндрической вставки бака горючего h=90 мм позволит увеличить заправку блока на 1500 кг топлива и увеличить массу выводимого полезного груза до 70 кг без изменения силовой схемы блока и без нарушения пневмогидравлических, электрических связей с ракетой-носителем и наземным обслуживающим оборудованием технического и стартового комплексов.

Все составляющие элементы предложенного блока производятся отечественной промышленностью по отработанной технологии и в настоящее время находятся в экспериментальной отработке.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции ракетных разгонных блоков. Задачей изобретения является создание универсального ракетного разгонного блока, пригодного для использования его в составе любой ракеты-носителя среднего и тяжелого класса, обеспечение минимальных значений массовых характеристик и снижение трудоемкости его изготовления. Эта задача достигается тем, что в ракетный разгонный блок, содержащий бак окислителя, бак горючего тороидальный наклонный относительно продольной оси блока, с маршевым двигателем в его торовой полости бака горючего, тороидальный приборный отсек над баком окислителя, введен дополнительный бак окислителя, выполненный в виде полусферы, размещаемый в торовой полости приборного отсека и сопряженный с верхним днищем бака окислителя, а бак горючего снабжен тороидальной цилиндрической вставкой. Изобретение позволяет увеличить выводимую массу полезного груза до 70 кг, не изменяя силовой схемы блока. 1 ил.

Ракетный разгонный блок, содержащий бак окислителя, тороидальный наклонный относительно продольной оси блока бак горючего, маршевый двигатель в торовой полости бака горючего, тороидальный приборный отсек, установленный над баком окислителя, отличающийся тем, что в него введен дополнительный бак окислителя, выполненный в виде полусферы, размещенный в торовой полости приборного отсека и сопряженный с верхнем днищем бака окислителя, а наклонный бак горючего снабжен тороидальной цилиндрической вставкой, соосной с баком и расположенной между половинами тора.