УНИФИЦИРОВАННЫЙ МАЛОРАЗМЕРНЫЙ РАЗГОННЫЙ БЛОК ПЛАТФОРМЕННОЙ КОНФИГУРАЦИИ С ШИРОКОДИАПАЗОННЫМ ОРБИТАЛЬНЫМ МАНЕВРИРОВАНИЕМ Российский патент 2023 года по МПК B64G1/16 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции разгонных блоков, предназначенных для применения в составе ракет-носителей сверхлегких, средних и тяжелых классов.

Известен ракетный разгонный блок, содержащий корпус, сферический бак окислителя, тороидальный бак горючего, внутри которого расположен маршевый двигатель, смещенный от оси, и двигательную установку системы ориентации и обеспечения запуска, верхний, средний и нижний переходники, составляющие корпус, тороидальный приборный отсек. Технический эффект направлен на создание универсального разгонного блока, обеспечивающего температурный режим приборов без существенного утяжеления и усложнения приборного отсека и эксплуатацию в любых климатических условиях, на повышение надежности и безопасности (см. патент RU № 2153447 от 27.07.2000 г., кл. МПК B64G 1/40, B64G 1/00, B64G 1/16).

Недостатком изобретения является не осевое расположение маршевого двигателя, что существенно усложняет процесс маневрирования и ориентации космического разгонного блока в пространстве, смещая центр тяжести от оси, что повышает вероятность возникновения нештатных и аварийных режимов работы.

Известен ракетный разгонный блок и способ его сборки, содержащий криогенные тороидальные баки окислителя и горючего с торцевыми днищами, двухконтурную ферму, маршевый ракетный двигатель, верхний шпангоут, прикрепленный к адаптеру полезной нагрузки, нижний шпангоут, пристыкованный к корпусному отсеку, к которому шарнирными регулируемыми тягами закреплены топливные баки (см. патент RU № 2584045 от 10.09.2015 г., кл. МПК B64G 1/00). Бак горючего выполнен в виде сегментов полового тора. К техническому результату изобретения относится создание ракетного разгонного блока, который обеспечивает выведение полезных грузов на целевые обиты в составе сверхлёгких ракет-носителей, при этом создание разгонного блока осуществляется с минимальными затратами за счет использования освоенных промышленностью конструктивных элементов и известных способов технологии изготовления.

Недостатками указанного изобретения является увеличение трудоемкости изготовления конструкции бака горючего в виде сегментов полого тора, а также увеличение веса и усложнение конструкции за счет использования подвижных упоров для уменьшения деформации бака окислителя.

Наиболее близким техническим решением является ракетный разгонный блок, содержащий бак окислителя и расположенный над ним тороидальный приборный отсек, тороидальный бак горючего, имеющий наклон относительно продольной оси блока и во внутренней торовой области которого расположен маршевый двигатель, и дополнительный бак окислителя, выполненный в виде полусферы, размещенный в торовой полости приборного отсека и сопряженный с верхним днищем бака окислителя (см. патент RU № 2205138 от 27.05.2003 г., кл. МПК B64G 1/40, B64G 1/00, B64G 1/16). За счет увеличения радиуса дополнительной полусферы и высоты цилиндрической вставки бака горючего соответственно увеличивается заправка блока, что позволяет выводить большую массу полезной нагрузки без изменения силовой схемы блока и без нарушения пневмогидравлических, электрических связей с ракетой-носителем и наземным обслуживающим оборудованием технического и стартового комплексов. Технической задачей предложенного ракетного блока является улучшение энергомассовых характеристик блока без изменения его силовой схемы и элементов, сопрягаемых с ракетой-носителем и наземным оборудованием.

Недостатком указанного изобретения является возникновение концентратора напряжений в месте стыковки полусферы с баком окислителя, что повлечет за собой необходимость увеличения толщины стенки бака окислителя. Увеличение объема заправляемого топлива путем использования полусферы в баке окислителя приводит к сильному увеличению стартовой массы разгонного блока, что без изменения двигательной установки (маршевого двигателя) многократно снижает массу полезной нагрузки, что противоречит изобретению.

Технический эффект, достигаемый предложенным унифицированным малоразмерным разгонным блоком платформенной конфигурации с широкодиапазонным орбитальным маневрированием, заключается в возможности адаптации к любой космической миссии и обеспечении доставки полезной нагрузки в широком диапазоне целевых орбит – от околоземной орбиты до транслунной траектории, универсальности конструкции для применения в составе любой ракеты-носителя, энергомассовом совершенстве, обеспечении значительного экономического эффекта при разработке и изготовлении за счет платформенной конфигурации, выраженной модульностью агрегатов и систем, представляющих постоянную часть (платформу) – двигательную установку, систему ориентации и стабилизации, систему контроля и управления, запорно-регулирующую арматуру, и переменную адаптируемую часть – топливный бак окислителя, топливный бак горючего, газовый шаробаллон, силовую раму, адаптер полезной нагрузки, устройство отделения и стыковки с ракетой-носителем.

Данный технический эффект достигается в унифицированном малоразмерном разгонном блоке платформенной конфигурации с широкодиапазонным орбитальным маневрированием, содержащем силовую раму, соосно расположенную двигательную установку, включающую маршевый жидкостный ракетный двигатель и систему подачи топлива, состоящую из композитного кольцевого топливного бака окислителя и композитного тороидального топливного бака горючего, имеющих заборное устройство и дренажную магистраль, и систему наддува бака окислителя и бака горючего, выполненную в виде газового шаробаллона, соединенного с линией заправки и дренажной системой сброса, соосно расположенную систему ориентации и стабилизации, состоящую из газораспределительных блоков с газовыми рулевыми устройствами, соосно расположенный адаптер полезной нагрузки, запорно-регулирующую арматуру, топливные магистрали, устройство отделения и стыковки с ракетой-носителем, систему контроля и управления, представленную системой обеспечения теплового режима, системой управления и питания и системой прогнозирования и регулирования нештатных и аварийных режимов, отличающийся тем, что основой является платформенная конфигурация, представляющая постоянную часть (платформу) и переменную часть конструкции, адаптированную к космической миссии.

Суть изобретения поясняется на фиг.1, где показано, что в состав унифицированного малоразмерного разгонного блока платформенной конфигурации с широкодиапазонным орбитальным маневрированием входят:

1 – силовая рама;

2 – газовый шаробаллон;

3 – магистраль заправки газом наддува;

4 – заправочный штуцер;

5 –запорный клапан;

6 – фильтрующие устройства;

7 – дренажные системы сброса;

8 – отсечной клапан с электроприводом;

9 – газовые магистрали;

10 – газовые редукторы с электроприводом;

11 – бак окислителя;

12 – бак горючего;

13 – система ориентации и стабилизации;

14 – газораспределительный коллектор;

15 – газораспределительные блоки;

16 – газовые рулевые сопла;

17 – заправочная магистраль окислителя;

18 – заправочная магистраль горючего;

19 – заборные устройства;

20 – воронкогасители;

21 –жидкостный ракетный двигатель;

22 – магистраль окислителя;

23 – дренажный клапан с электроприводом;

24 – дроссельная шайба;

25 – магистраль горючего;

26 – регулируемый дроссельный клапан с электроприводом;

27 – адаптер полезной нагрузки;

28 – устройство отделения и стыковки с ракетой-носителем;

29 – аппаратура системы контроля и управления;

30 – приборный отсек.

Конструктивно унифицированный малоразмерный разгонный блок платформенной конфигурации с широкодиапазонным орбитальным маневрированием содержит силовую раму 1 с коаксиально закрепленным газовым шаробаллоном 2, соединенным с магистралью заправки газом наддува 3, включающей заправочный штуцер 4, запорный клапан 5, фильтрующее устройство 6, и дренажной системой сброса 7, включающей отсечной клапан с электроприводом 8. Газовый шаробаллон 2 параллельно соединен газовыми магистралями 9 с установленными в них газовыми редукторами с электроприводом 10 с баком окислителя 11 и баком горючего 12 и с системой ориентации и стабилизации 13, оборудованной газораспределительным коллектором 14, который через отсечные клапаны с электроприводом 8 параллельно распределен на четыре газораспределительных блока 15, каждый из которых равноудален от основной оси и от смежных газораспределительных блоков 15 и состоит из трех неподвижно закрепленных газовых рулевых сопел 16, пространственно ориентированных под углом 90 градусов к смежным газораспределительным блокам 15 относительно своей оси.

Заправочная магистраль окислителя 17 и заправочная магистраль горючего 18, в которых установлены фильтрующие устройства 6, запорные клапаны 5 и заправочные штуцеры 4, соответственно вмонтированы в корпус бака окислителя 11 и бака горючего 12, коаксиальных газовому шаробаллону 2, и во внутреннем объеме которых расположены заборные устройства 19 и воронкогасители 20. Бак окислителя 11 и бак горючего 12 соединены с маршевым жидкостным ракетным двигателем 21 соответственно магистралью окислителя 22, содержащей фильтрующее устройство 6, дренажный клапан с электроприводом 23, отсечной клапан с электроприводом 8 и дроссельную шайбу 24, и магистралью горючего 25, содержащей фильтрующее устройство 6, дренажный клапан с электроприводом 23, отсечной клапан с электроприводом 8 и регулируемый дроссельный клапан с электроприводом 26. Адаптер полезной нагрузки 27 примыкает к газовому шаробаллону 2 и установлен на силовую раму 1, в основании которой соосно расположено устройство отделения и стыковки с ракетой-носителем 28. Аппаратура системы контроля и управления 29 располагается в герметичном термоизолированном приборном отсеке 30, установленном во внутренней полости, образованной корпусом бака окислителя 11. Бак окислителя 11 и бак горючего 12 могут быть выполнены в виде монолитной емкости со смежной стенкой, представляющей межбаковую перегородку с теплоизолирующим материалом.

Унифицированный малоразмерный разгонный блок платформенной конфигурации с широкодиапазонным орбитальным маневрированием работает следующим образом. Инертный газ, являющийся рабочим телом системы наддува, поступает по магистрали заправки газом наддува 3 через запорный клапан 5, фильтрующее устройство 6 и заправочный штуцер 4 в газовый шаробаллон 2, контроль за состоянием которого осуществляется преобразователями давления и датчиками температуры, относящимися к аппаратуре системы контроля и управления 29, дренажная система сброса 7, содержащая отсечной клапан с электроприводом 8, предназначена для экстренного сброса рабочего тела из газового шаробаллона 2 при возникновении аварийных и нештатных ситуаций. Заправка кольцевого топливного бака окислителя 11 и тороидального топливного бака горючего 12 осуществляется соответственно через заправочную магистраль окислителя 17 и заправочную магистраль горючего 18 через фильтрующие устройства 6, запорные клапаны 5 и заправочные штуцеры 4. Преобразователи давления, датчики температуры и датчики уровня, относящиеся к аппаратуре системе контроля и управления 29, осуществляют контроль состояния топлива в газовом шаробаллоне 2, баке окислителя 11 и баке горючего 12. Наддув бака окислителя 11 и бака горючего 12 обеспечивается подачей инертного газа, поступающего из газового шаробаллона 2 по газовым магистралям 9 через газовые редукторы с электроприводом 10, обеспечивающие независимое регулирование значения давления инертного газа в газовых магистралях 9. Под давлением инертного газа окислитель и горючее вытесняются из бака окислителя 11 и бака горючего 12 через заборные устройства 19, которые оборудованы воронкогасителями 20, и поступают соответственно в магистраль окислителя 22 и магистраль горючего 25, следуя далее через фильтрующие устройства 6, предотвращающие попадание мелких фракций инородных частиц, отсечные клапаны с электроприводом 8, выполняющие функцию пусковых клапанов, обеспечивающих многократность включения двигательной установки, и дроссельную шайбу 24, поддерживающую определенный расход окислителя, в жидкостный ракетный двигатель 21. Дренажные системы сброса 7, расположенные на магистрали окислителя 22 и магистрали горючего 25 и включающие дренажный клапан с электроприводом 23, предназначены для сброса компонентов после захолаживания магистралей перед запуском двигательной установки и для аварийного сброса компонентов топлива. Регулирование расхода горючего обеспечивается регулируемым дроссельным клапаном с электроприводом 26, регулирующим соотношение компонентов топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя 21 посредством изменения проходного сечения.

Газовый шаробаллон 2 сообщен с системой ориентации и стабилизации 13 газовой магистралью 9, по которой инертный газ через газовый редуктор с электроприводом 10, выполняющий функцию редуцирования, поступает в газораспределительный коллектор 14, далее через отсечные клапаны с электроприводом 8 поступает в один или более газораспределительные блоки 15, в каждом их которых происходит срабатывание инертного газа через газовые рулевые сопла 16, пространственное расположение и компоновка которых единоразовым включением позволяет корректно позиционировать разгонный блок, выполняя функцию управления вектором тяги, пространственного ориентирования разгонного блока и внесения корректирующих моментов на активных участках траектории полета.

Бак окислителя 11, бак горючего 12, силовая рама 1, адаптер полезной нагрузки 27 и устройство отделения и стыковки с ракетой-носителем 28 представляют переменную адаптируемую часть, независимо или в совокупности изменяющуюся применительно к выполняемой космической миссии, средству выведения или массе полезной нагрузки. В зависимости от космической миссии и высоты целевой орбиты изменяется необходимая масса запасенных компонентов топлива на борту, что приводит к изменению объема композитного кольцевого топливного бака окислителя 11 и композитного тороидального топливного бака горючего 12, что влечет соответствующие корректирующие изменения силовой рамы 1. Адаптер полезной нагрузки 27 и устройство отделения и стыковки с ракетой-носителем 28 видоизменяются соответственно в зависимости от массы выводимой полезной нагрузки и от средства выведения.

Постоянная часть (платформа), выраженная двигательной установкой, системой ориентации и стабилизации 13, системой контроля и управления 29 и

запорно-регулирующей арматурой является неизменной платформой, представляющей основу для переменной адаптируемой части.

Преимуществом унифицированного малоразмерного разгонного блока платформенной конфигурации с широкодиапазонным орбитальным маневрированием являются энергомассовое совершенство, выраженный экономический эффект, универсальность и широкий диапазон доступных целевых орбит, что достигается платформенной конфигурацией, выраженной модульностью агрегатов и систем.

Таким образом, реализация данного изобретения приведет к экономической эффективности использования унифицированного малоразмерного разгонного блока платформенной конфигурации с широкодиапазонным орбитальным маневрированием со значительным снижением затрат на разработку и производство и себестоимость вывода одного килограмма полезной нагрузки на целевую орбиту.

Изобретение относится к конструкции разгонных блоков (РБ) выводимых в космос полезных нагрузок (ПН). Предлагаемый РБ модульной структуры включает в себя постоянную (платформу) и переменную (адаптированную к ПН) части конструкции. Платформа содержит двигательную установку с запорно-регулирующей арматурой, системы: ориентации и стабилизации, обеспечения теплового режима, управления и питания, прогнозирования и регулирования нештатных и аварийных режимов. Переменная часть содержит баки окислителя и горючего, газовый шар-баллон системы наддува баков, силовую раму, адаптер ПН, устройство отделения и стыковки с ракетой-носителем. Технический результат состоит в унификации преимущественно малоразмерного РБ в отношении типов ПН и их достижимых целевых орбит, а также в повышении его энергомассового совершенства. 1 ил.

Унифицированный малоразмерный разгонный блок платформенной конфигурации с широкодиапазонным маневрированием, представляющий собой средство выведения космических аппаратов, содержащий силовую раму, соосно расположенную двигательную установку, включающую маршевый жидкостный ракетный двигатель и систему подачи топлива, состоящую из композитного кольцевого топливного бака окислителя и композитного тороидального топливного бака горючего, имеющих заборное устройство и дренажную магистраль, и систему наддува бака окислителя и бака горючего, выполненную в виде газового шар-баллона, соединенного с линией заправки и дренажной системой сброса, соосно расположенную систему ориентации и стабилизации, состоящую из газораспределительных блоков с газовыми рулевыми устройствами, соосно расположенный адаптер полезной нагрузки, запорно-регулирующую арматуру, топливные магистрали, устройство отделения и стыковки с ракетой-носителем, систему контроля и управления, включающую в себя систему обеспечения теплового режима, систему управления и питания и систему прогнозирования и регулирования нештатных и аварийных режимов, отличающийся тем, что постоянная часть платформенной конфигурации разгонного блока содержит указанные маршевый жидкостный ракетный двигатель, систему ориентации и стабилизации, систему контроля и управления и запорно-регулирующую арматуру, а переменная часть, адаптированная к космической миссии, содержит топливный бак окислителя, топливный бак горючего, газовый шар-баллон, силовую раму, адаптер полезной нагрузки, устройство отделения и стыковки с ракетой-носителем.