ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА КОСМИЧЕСКОГО ОБЪЕКТА И ГИДРАВЛИЧЕСКИЙ КОНДЕНСАТОР ДЛЯ НЕЕ Российский патент 2016 года по МПК B64G1/24 F02K9/00 

Описание патента на изобретение RU2583994C2

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции двигательной установки космического объекта.

Известна двигательная установка в составе ракетного разгонного блока по патенту RU 2412088, содержащая бак окислителя, баллон высокого давления, маршевый двигатель, расходный клапан и бустерный турбонасос, установленные на бак окислителя прототип.

Перед каждым запуском маршевого двигателя открывается расходный клапан окислителя, и окислитель поступает в полость бустерного турбонасоса, который должен обеспечить безкавитационную подачу окислителя в расходную магистраль с необходимым для работы маршевого двигателя давлением. Это давление может быть обеспечено на этапе запуска маршевого двигателя за счет работы турбины бустерного турбонасоса в результате подачи на турбину газа (например, газообразного криогенного компонента из баллона высокого давления). После раскрутки турбины бустерного турбонасоса отработанный газообразный криогенный компонент выводится за пределы ракетного разгонного блока и не используется для улучшения энергомассовых характеристик ракетного разгонного блока.

Известны различного вида вакуумные пневмогидравлические конденсаторы, содержащие корпус и штуцеры, используемые для подачи газов и жидкостей в конденсатор и получения на выходе из него конденсата (К.П. Шумский. Вакуумные аппараты и приборы химического машиностроения, Москва «Машиностроение», 1974, стр. 310). Эти конденсаторы не обеспечивают необходимых характеристик конденсата для безкавитационной работы турбонасосного агрегата маршевого двигателя космического объекта из-за возможного наличия в конденсате газовой составляющей.

Задачей предложенной двигательной установки космического объекта является улучшение ее энергомассовых характеристик.

Задача достигается за счет того, что в двигательной установке космического объекта, содержащей криогенный бак с расходным клапаном и с бустерным турбонасосом, сообщенным гидравлически с баллоном высокого давления, маршевый двигатель с турбонасосным агрегатом, сообщенный расходным трубопроводом с бустерным турбонасосом, в расходный трубопровод введен гидравлический конденсатор, штуцер которого сообщен с помощью трубопровода с выходом из турбины бустерного турбонасоса. Баллон высокого давления заполнен газообразным криогенным компонентом, который используется для раскрутки турбины бустерного турбонасоса.

Задача достигается за счет того, что в гидравлический конденсатор, содержащий корпус с штуцером, внутрь корпуса введен патрубок, при этом между корпусом и патрубком образована полость, которая гидравлически сообщена с внутренней полостью расходного трубопровода с помощью отверстий, выполненных в стенке патрубка и направленных по потоку жидкого криогенного компонента из криогенного бака в маршевый двигатель с температурой не менее чем на 5°C ниже температуры газообразного криогенного компонента, причем расстояние от выхода из гидравлического конденсатора до входа в турбонасосный агрегат маршевого двигателя составляет не менее восьми калибров расходного трубопровода.

На фиг. 1 изображена схема двигательной установки космического объекта. На фиг. 2 представлена конструкция гидравлического конденсатора, где:

1. криогенный бак;

2. расходный клапан;

3. бустерный турбонасос;

4. баллон высокого давления;

5. турбина бустерного турбонасоса;

6. маршевый двигатель;

7. турбонасосный агрегат;

8. расходный трубопровод;

9. выход из бустерного турбонасоса;

10. гидравлический конденсатор;

11. трубопровод;

12. выход из турбины бустерного турбонасоса;

13. штуцер;

14. корпус;

15. патрубок;

16. полость;

17. внутренняя полость расходного трубопровода;

18. отверстия;

19. направление потока жидкого криогенного компонента;

20. выход из гидравлического конденсатора;

21. вход в турбонасосный агрегат.

В двигательной установке космического объекта, содержащей криогенный бак 1 с расходным клапаном 2 и с бустерным турбонасосом 3, сообщенным гидравлически с баллоном высокого давления 4, маршевый двигатель 6 с турбонасосным агрегатом 7, сообщенный расходным трубопроводом 8 с бустерным турбонасосом 3, в расходный трубопровод 8 введен гидравлический конденсатор 10, штуцер 13 которого сообщен с помощью трубопровода 11 с выходом из турбины бустерного турбонасоса 12. Баллон высокого давления 4 заполнен газообразным криогенным компонентом, который используется для раскрутки турбины бустерного турбонасоса 5.

Заполнение баллона высокого давления 4 газообразным криогенным компонентом может быть выполнено, например, с помощью средств наземного оборудования в процессе подготовки космического объекта на стартовой позиции.

В гидравлическом конденсаторе 10, содержащем корпус 14 с штуцером 13, внутрь корпуса 14 введен патрубок 15, при этом между корпусом 14 и патрубком 15 образована полость 16, которая гидравлически сообщена с внутренней полостью расходного трубопровода 17 с помощью отверстий 18, выполненных в стенке патрубка 15 и направленных по потоку жидкого криогенного компонента 19 из криогенного бака 1 в маршевый двигатель 6 с температурой не менее чем на 5°C ниже температуры газообразного криогенного компонента, причем расстояние от выхода из гидравлического конденсатора 20 до входа в турбонасосный агрегат 21 маршевого двигателя 6 составляет не менее восьми калибров расходного трубопровода 8.

Диаметр отверстий 18, суммарная площадь отверстий 18 и угол наклона их оси по отношению к направлению потока жидкого криогенного компонента 19 определяется расходом газообразного криогенного компонента, при этом поток газообразного криогенного компонента для его рассеивания не должен быть направлен непосредственно на отверстия 18. Чем меньше диаметр отверстий 18 и чем их больше на единицу площади, тем эффективнее будет проходить процесс перехода газообразного криогенного компонента в жидкую фазу.

Предложенная двигательная установка космического объекта и гидравлического конденсатора 10 для нее функционирует следующим образом.

После отделения космического объекта от ракеты-носителя и перед каждым маневром его в космическом пространстве осуществляется запуск маршевого двигателя 6. В процессе запуска открывается расходный клапан 2, ведется предварительная раскрутка бустерного турбонасоса 3 и подача газообразного криогенного компонента высокого давления на его турбину из баллона высокого давления 4. Далее жидкий криогенный компонент из бустерного турбонасоса 3 поступает в маршевый двигатель 6 для его запуска. Газообразный криогенный компонент из турбины бустерного турбонасоса 3 поступает в гидравлический конденсатор 10 и расходный трубопровод 8, конденсируется в жидком криогенном компоненте и используется в процессе работы маршевого двигателя 6.

За счет использования газообразного криогенного компонента для работы бустерного турбонасоса 3 с последующим использованием газообразного криогенного компонента в процессе работы маршевого двигателя 6 достигается улучшение энергомассовых характеристик двигательной установки космического объекта.

Похожие патенты RU2583994C2

название год авторы номер документа
СИСТЕМА ЗАПУСКА КРИОГЕННОГО ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ КОСМИЧЕСКОГО ОБЪЕКТА 2011
  • Тупицын Николай Николаевич
  • Катков Руслан Эдуардович
  • Егоров Александр Михайлович
  • Киселева Ольга Валерьевна
  • Федоров Валентин Иванович
  • Туманин Евгений Николаевич
  • Рожков Михаил Викторович
RU2486113C1
ТЕПЛОИЗОЛЯЦИЯ АГРЕГАТОВ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ КОСМИЧЕСКОГО ОБЪЕКТА И СПОСОБ ЕЕ МОНТАЖА 2015
  • Туманин Евгений Николаевич
  • Рожков Михаил Викторович
RU2600032C1
ТЕПЛОИЗОЛЯЦИЯ АГРЕГАТОВ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ КОСМИЧЕСКОГО ОБЪЕКТА И СПОСОБ ЕЕ МОНТАЖА 2015
  • Рожков Михаил Викторович
  • Туманин Евгений Николаевич
RU2600022C1
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НА КРИОГЕННОМ ТОПЛИВЕ 2021
  • Горохов Виктор Дмитриевич
  • Гарбера Станислав Николаевич
  • Кунавин Сергей Петрович
  • Подгорный Николай Васильевич
RU2773694C1
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 1995
  • Копылов В.В.
  • Сыровец М.Н.
RU2095608C1
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ И СПОСОБ ЕГО ЗАПУСКА 2006
  • Болотин Николай Борисович
  • Варламов Сергей Евгеньевич
RU2299345C1
СПОСОБ ЗАПУСКА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ И ЖИДКОСТНОЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ДЛЯ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ СПОСОБА 1994
  • Клепиков Игорь Алексеевич
  • Бахмутов Аркадий Алексеевич
  • Буканов Владислав Тимофеевич
  • Каналин Юрий Иванович
  • Прищепа Владимир Иосифович
RU2084677C1
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НА КРИОГЕННОМ ТОПЛИВЕ 1996
  • Копылов В.В.
  • Сыровец М.Н.
RU2118684C1
ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА ЖИДКОСТНОЙ РАКЕТЫ 2011
  • Вовчаренко Константин Иванович
  • Ефимочкин Александр Фролович
  • Рачук Владимир Сергеевич
  • Шостак Александр Викторович
RU2451199C1
ЖИДКОСТНАЯ РАКЕТНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА 1998
  • Катков Р.Э.
  • Тупицын Н.Н.
RU2148181C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 583 994 C2

Реферат патента 2016 года ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА КОСМИЧЕСКОГО ОБЪЕКТА И ГИДРАВЛИЧЕСКИЙ КОНДЕНСАТОР ДЛЯ НЕЕ

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. Гидравлический конденсатор содержит корпус со штуцером, патрубок со стенкой с отверстиями, направленными по потоку жидкого криогенного компонента из криогенного бака в маршевый двигатель. Изобретение позволяет повысить энергомассовые характеристики ДУ КО. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Формула изобретения RU 2 583 994 C2

1. Двигательная установка космического объекта, содержащая криогенный бак с расходным клапаном и с бустерным турбонасосом, сообщенным гидравлически с баллоном высокого давления, маршевый двигатель с турбонасосным агрегатом, сообщенный расходным трубопроводом с бустерным турбонасосом, отличающаяся тем, что в расходный трубопровод введен гидравлический конденсатор, штуцер которого сообщен с помощью трубопровода с выходом из турбины бустерного турбонасоса; баллон высокого давления заполнен газообразным криогенным компонентом, который используется для раскрутки турбины бустерного турбонасоса.

2. Гидравлический конденсатор, содержащий корпус с штуцером, отличающийся тем, что внутрь корпуса введен патрубок, при этом между корпусом и патрубком образована полость, которая гидравлически сообщена с внутренней полостью расходного трубопровода с помощью отверстий, выполненных в стенке патрубка и направленных по потоку жидкого криогенного компонента из криогенного бака в маршевый двигатель с температурой не менее чем на 5°С ниже температуры газообразного криогенного компонента, причем расстояние от выхода из гидравлического конденсатора до входа в турбонасосный агрегат маршевого двигателя составляет не менее восьми калибров расходного трубопровода.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2016 года RU2583994C2

РАКЕТНЫЙ РАЗГОННЫЙ БЛОК 2009
  • Клиппа Владимир Петрович
  • Веселов Виктор Николаевич
  • Лакеев Василий Николаевич
  • Чекмарев Борис Павлович
  • Падалка Александр Иванович
  • Войтенко Константин Анатольевич
  • Катаев Виктор Иванович
  • Рожков Михаил Викторович
RU2412088C1
Способ интегнирования кож и изделий из них 1956
  • Сучков В.Г.
SU108810A1
US 20140174054 A1, 26.06.2014
US 20140083081 A1, 27.03.2014..

RU 2 583 994 C2

Авторы

Смоленцев Александр Алексеевич

Тупицын Николай Николаевич

Туманин Евгений Николаевич

Белов Алексей Александрович

Рожков Михаил Викторович

Даты

2016-05-10Публикация

2014-09-16Подача