Ракетный разгонный блок Российский патент 2018 года по МПК B64G1/00 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции ракетных разгонных блоков, входящих в состав ракет космического назначения, предназначенных для выведения аппаратов космического назначения на заданные орбиты.

Применение в ракетно-космических системах разгонных блоков, в состав которых входят баки большого объема, заправляемые жидким криогенным компонентом, может привести к возникновению проблемы, которая связана с гидродинамическими процессами, проходящими в баках при выполнении динамических операций в процессе работы нижних ступеней ракеты космического назначения, в процессе запуска маршевого двигателя разгонного блока, его ориентации и стабилизации в пространстве после отделения от ракеты космического назначения и после отделения разгонного блока от космического аппарата. На всех этих этапах полета ракеты космического назначения для обеспечения надежного управления полетом необходимо удержание жидкого криогенного компонента в заданном пространстве баков в целях снижения значительных нагрузок на корпус ракеты космического назначения от воздействия сил, возникающих в результате гидродинамических процессов в баках разгонного блока в процессе полетных эволюций составных частей ракеты космического назначения.

Удержание жидкого компонента в заданном пространстве баков обеспечивается установкой внутри баков горизонтальных, продольных и придонных перегородок.

Известны криогенные баки (В.В. Костюк, В.П. Фирсов. Теплообмен и гидродинамика в криогенных двигательных установках. - М.: Наука, 2015 г., стр. 270-289), содержащие демпфирующие горизонтальные перегородки - аналог.

Недостатком аналога является то, что в невесомости в центре криогенного бака образуется газовый сфероид, а криогенный компонент находится на поверхностях внутрибаковых устройств и на оболочке криогенного бака. При создании предпусковой перегрузки происходит частичное осаждение криогенного компонента в сторону заборного устройства криогенного бака. При создании продольной перегрузки криогенный компонент стекает с демпфирующей горизонтальной перегородки и с внутрибаковых устройств и поступает в придонную часть бака. Слив криогенного компонента с демпфирующей горизонтальной перегородки вызывает повторную загазованность в придонной части бака, в результате чего не достигается требуемая кондиция криогенного компонента по газосодержанию на выходе из криогенного бака.

Известен ракетный разгонный блок (RU 2412088 C1, B64G 1/22 (2006.01), опубл. 20.02.2011 г.), принятый за прототип, содержащий криогенный бак окислителя с основными (продольными), дополнительными (придонными) перегородками и заборным устройством, маршевый двигатель и дополнительную автономную двигательную установку системы ориентации и обеспечения запуска.

Недостатком прототипа является возникновение значительных нагрузок на корпус предыдущей ступени ракеты космического назначения при работе двигательных установок ступеней ракеты-носителя, разгонного блока или совершении маневра этими ступенями.

Задачей предложенного изобретения является создание ракетного разгонного блока, который при работе двигательной установки ступеней ракеты-носителя, разгонного блока или совершении маневра этими ступенями обеспечивает снижение значительных нагрузок на корпус предыдущей ступени ракеты космического назначения при сохранении гидродинамических характеристик в криогенном баке разгонного блока, которые в свою очередь обеспечивают надежный запуск маршевого двигателя разгонного блока.

Техническим результатом является удержание жидкого криогенного компонента в заданном пространстве бака и достижение требуемой кондиции криогенного компонента по газосодержанию на входе в маршевый двигатель, а также сохранение гидродинамических характеристик в криогенном баке окислителя ракетного разгонного блока, обеспечивающих надежный запуск его маршевого двигателя.

Технический результат достигается тем, что в ракетном разгонном блоке, содержащем 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, в криогенный бак окислителя введена демпфирующая горизонтальная кольцевая перегородка, размещенная с зазором по отношению к оболочке криогенного бака окислителя, причем демпфирующая горизонтальная кольцевая перегородка выполнена в виде секторов, каждый из которых закреплен к соответствующим основным продольным перегородкам, при этом каждый сектор имеет отбортовку в сторону нижнего днища криогенного бака окислителя, причем в криогенный бак окислителя введена придонная сетчатая перегородка, размещенная между дополнительными придонными перегородками и заборным устройством криогенного бака окислителя.

Сущность изобретения поясняется чертежами.

На фиг. 1 изображена ракета космического назначения, на фиг. 2 изображен ракетный разгонный блок, на фиг. 3 изображен криогенный бак окислителя разгонного блока, на фиг. 4 изображен вид сверху на демпфирующую горизонтальную кольцевую перегородку, где:

1. ракетный разгонный блок;

2. криогенный бак окислителя;

3. основные продольные перегородки;

4. дополнительные придонные перегородки;

5. заборное устройство;

6. маршевый двигатель;

7. дополнительная автономная двигательная установка системы ориентации и обеспечения запуска;

8. демпфирующая горизонтальная кольцевая перегородка;

9. зазор;

10. оболочка;

11. секторы;

12. отбортовка;

13. нижнее днище;

14. придонная сетчатая перегородка;

15. ракета космического назначения;

16. корпус предыдущей ступени ракеты космического назначения;

17. внутрибаковые устройства;

18. придонная часть.

В ракетном разгонном блоке 1, содержащем криогенный бак окислителя 2 с основными продольными перегородками 3, дополнительными придонными перегородками 4 и заборным устройством 5, маршевый двигатель 6, дополнительную автономную двигательную установку системы ориентации и обеспечения запуска 7, в криогенный бак окислителя 2 введена демпфирующая горизонтальная кольцевая перегородка 8, размещенная с зазором 9 по отношению к оболочке 10 криогенного бака окислителя 2, причем демпфирующая горизонтальная кольцевая перегородка 8 выполнена в виде секторов 11, каждый из которых закреплен (например, с помощью переходных кронштейнов и винтов) к соответствующим основным продольным перегородкам 3, при этом каждый сектор 11 имеет отбортовку 12 в сторону нижнего днища 13 криогенного бака окислителя 2. Также в криогенный бак окислителя 2 введена придонная сетчатая перегородка 14, размещенная между дополнительными придонными перегородками 4 и заборным устройством 5 криогенного бака окислителя 2 и закрепленная своими торцами соответственно к дополнительным придонным перегородкам 4 и заборному устройству 5 криогенного бака окислителя 2. Придонная сетчатая перегородка 14 может быть выполнена, например, в виде цилиндра или многогранника.

Демпфирующая горизонтальная кольцевая перегородка 8 заглублена в компонент криогенного бака окислителя 2 на величину, обеспечивающую демпфирование колебаний компонента в криогенном баке окислителя 2 при работе двигательных установок ступеней ракеты-носителя, разгонного блока или совершении маневра этими ступенями на активном участке полета.

Демпфирующая горизонтальная кольцевая перегородка 8, установленная с зазором 9 по отношению к оболочке 10 криогенного бака окислителя 2, при этом зазор 9 определяет уровень демпфирования криогенного компонента (например, с зазором 50 мм), и отбортовка 12, выполненная в сторону нижнего днища 13 криогенного бака 4, обеспечивают слив криогенного компонента вдоль оболочки 15 криогенного бака окислителя 2 за время действия предпусковой перегрузки (например, угол отбортовки 12 может составлять 45° на ширине 100 мм), обеспечивая при этом минимальное повторное газообразование криогенного компонента, а придонная сетчатая перегородка 14 препятствует поступлению газовой составляющей криогенного компонента в заборное устройство 5 криогенного бака окислителя 2.

Зазор 9, угол и ширина отбортовки 12 демпфирующей горизонтальной кольцевой перегородки 8 криогенного бака окислителя 2 в составе конкретного ракетного разгонного блока определяются расчетом и подтверждаются экспериментом.

Предложенный ракетный разгонный блок функционирует следующим образом.

В составе ракеты космического назначения 15 при выполнении динамических операций в процессе ее работы в криогенном баке окислителя 2 ракетного разгонного блока 1 в результате колебаний криогенного топлива на корпус предыдущей ступени ракеты космического назначения 16 передаются нагрузки, которые значительно снижены за счет применения демпфирующей горизонтальной кольцевой перегородки 8, заглубленной в компонент криогенного бака окислителя 2 разгонного блока 1.

После отделения ракетного разгонного блока 1 от предыдущей ступени ракеты космического назначения 15 и после многократных запусков маршевого двигателя 6 ракетного разгонного блока 1 уровень компонента в криогенном баке окислителя 2 находится ниже уровня демпфирующей горизонтальной кольцевой перегородки 8.

При выключении маршевого двигателя 6 ракетного разгонного блока 1 в космических условиях наступает практическая невесомость. Под действием капиллярных сил и смачивания возникает движение криогенного компонента по внутренним поверхностям оболочки 10 криогенного бака окислителя 2 и его внутрибаковым устройствам 18 (например, перегородки, заправочная магистраль, коллектор наддува, штанга датчика уровня криогенного топлива и т.п.). В результате этого в центре криогенного бака окислителя 2 образуется газовый сфероид, а криогенный компонент находится на поверхностях внутрибаковых устройств 17 и на оболочке 10 криогенного бака окислителя 2.

В невесомости над и под демпфирующей горизонтальной кольцевой перегородкой 8 образуются кольцевые мениски криогенного компонента значительного объема. При создании предпусковой перегрузки с помощью дополнительной автономной двигательной установки системы ориентации и обеспечения запуска 7 обеспечивается частичное осаждение криогенного компонента в сторону заборного устройства 5 криогенного бака окислителя 2. При включении маршевого двигателя 6 ракетного разгонного блока 1 криогенный компонент стекает с демпфирующей горизонтальной кольцевой перегородки 8 и с внутрибаковых устройств 17. С демпфирующей горизонтальной кольцевой перегородки 8 криогенный компонент стекает по отбортовке 12 в зазор 9 по оболочке 10 криогенного бака окислителя 2 и поступает в его придонную часть 18. Организованный слив криогенного компонента с демпфирующей горизонтальной кольцевой перегородки 8 криогенного бака окислителя 2 с помощью придонной сетчатой перегородки 14 обеспечивает защиту отсепарированного криогенного компонента в придонной части 18 криогенного бака окислителя 2 от повторной загазованности, последующее успокоение его колебаний около заборного устройства 5 криогенного бака окислителя 2 и требуемую кондицию криогенного компонента по газосодержанию на входе в маршевый двигатель 6.

Реализация настоящего предложения в ракетном разгонном блоке 1 позволяет обеспечивать при совершении маневра предыдущей ступени ракеты космического назначения 15 снижение значительных нагрузок на корпус этой ступени при сохранении гидродинамических характеристик в криогенном баке окислителя 2 ракетного разгонного блока 1, обеспечивающих надежный запуск его маршевого двигателя 6.

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.

Ракетный разгонный блок, содержащий 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, отличающийся тем, что криогенный бак окислителя снабжен демпфирующей горизонтальной кольцевой перегородкой, размещенной с зазором по отношению к оболочке криогенного бака окислителя, причем демпфирующая горизонтальная кольцевая перегородка выполнена в виде секторов, каждый из которых закреплен к соответствующим основным продольным перегородкам, при этом каждый сектор имеет отбортовку в сторону нижнего днища криогенного бака окислителя, причем криогенный бак окислителя снабжен придонной сетчатой перегородкой, размещенной между дополнительными придонными перегородками и заборным устройством.