RU2059858C1 - Compartment of liquid rocket engine for spacecraft - Google Patents
Compartment of liquid rocket engine for spacecraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2059858C1 RU2059858C1 RU93044614/11A RU93044614A RU2059858C1 RU 2059858 C1 RU2059858 C1 RU 2059858C1 RU 93044614/11 A RU93044614/11 A RU 93044614/11A RU 93044614 A RU93044614 A RU 93044614A RU 2059858 C1 RU2059858 C1 RU 2059858C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- compartment
- spacecraft
- rocket engine
- ribs
- frame
- Prior art date
Links
- 239000007788 liquid Substances 0.000 title claims abstract description 31
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 claims abstract description 11
- 238000012937 correction Methods 0.000 claims abstract description 4
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 12
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 claims description 6
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 claims description 6
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 claims description 6
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 claims description 3
- 238000009835 boiling Methods 0.000 claims 1
- 238000013461 design Methods 0.000 abstract description 4
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 29
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 4
- 238000004880 explosion Methods 0.000 description 4
- LPLLVINFLBSFRP-UHFFFAOYSA-N 2-methylamino-1-phenylpropan-1-one Chemical class CNC(C)C(=O)C1=CC=CC=C1 LPLLVINFLBSFRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 241000196324 Embryophyta Species 0.000 description 1
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 1
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000003780 insertion Methods 0.000 description 1
- 230000037431 insertion Effects 0.000 description 1
- 238000007689 inspection Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 1
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 1
- 150000003839 salts Chemical class 0.000 description 1
- 231100000331 toxic Toxicity 0.000 description 1
- 230000002588 toxic effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/401—Liquid propellant rocket engines
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/002—Launch systems
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/402—Propellant tanks; Feeding propellants
Abstract
Description
Изобретение относится к космической технике, а более конкретно к двигательным установкам космических аппаратов (КА), и может быть использовано для создания двигательных установок, обладающих повышенной экологической безопасностью и пожаровзрывобезопасностью, предназначенных для:
стабилизации и орбитального маневрирования космических аппаратов;
причаливания и ориентации КА;
проведения динамических операций с КА.The invention relates to space technology, and more particularly to propulsion systems of spacecraft (SC), and can be used to create propulsion systems with enhanced environmental safety and fire and explosion safety, designed for:
stabilization and orbital maneuvering of spacecraft;
mooring and orientation of the spacecraft;
dynamic operations with spacecraft.
Известен отсек жидкостной ракетной двигательной установки (ЖРДУ) космического аппарата, включающий корпус, силовую раму с элементом соединения с отсеком аппарата, топливные баки и шар-баллоны системы вытеснения, топливную магистраль и двигатели стабилизации и коррекции орбиты аппарата (Куприянов В.К. Чернышев В.В. "И вечный старт." М. Москов. рабочий, 1988, с. 152). Приведенный отсек ЖРДУ применяется на ряде космических аппаратов серии "Космос". A well-known compartment of a liquid propellant rocket propulsion system (LRE) of a spacecraft, including a housing, a power frame with an element for connecting to the compartment of the apparatus, fuel tanks and balloons of the displacement system, a fuel line and stabilization and orbit correction engines of the device (Kupriyanov V.K. Chernyshev V .V. "And the eternal start." M. Moscow. Worker, 1988, p. 152). The given rocket engine compartment is used on a number of spacecraft of the Cosmos series.
Недостатками указанного отсека ЖРДУ являются:
сложность конструкции отсека ЖРДУ, топливные баки, агрегаты топливной системы, жидкостные ракетные двигатели малой тяги (ЖРДМТ) размещены на силовой раме, установленной в отсеке двигательной установки, при этом топливная магистраль, соединяющая топливные баки с ЖРД МТ, имеет разветвленную структуру и ее общая длина может достигать нескольких десятков метров;
сложность эксплуатации отсека ЖРДУ в составе космического аппарата, существующая конструкция отсека не обеспечивает замену отдельных блоков и агрегатов ЖРДУ, в том числе ЖРДМТ, при их неисправности, возможна замена всего отсека ЖРДУ, что приводит к значительному удорожанию ЖРДУ и к увеличению времени подготовки КА к старту, а это снижает эффективность использования КА;
сложность процессов заправки ЖРДУ компонентами ЖРТ и рабочим газом системы вытеснения; существующая конструкция отсека ЖРДУ требует значительного времени на подготовку и заправку ЖРДУ компонентами ЖРТ и системы вытеснения рабочим газом, довольно сложного наземного оборудования, которое, в свою очередь, требует дополнительных площадей на технических позициях для его размещения и хранения, а также большого количества обслуживающего персонала;
недостаточная надежность ЖРДМТ, сопровождающаяся уменьшением величины тяги ЖРДМТ, что может быть связано с закупоркой топливной магистрали по линии окислителя солями металлов, повышенное содержание которых связано с большой длиной магистрали, соединяющей топливные баки с ЖРДМТ.The disadvantages of the specified compartment rocket engine are:
the complexity of the design of the rocket engine compartment, fuel tanks, fuel system units, liquid propellant small thrust engines (LRE) are placed on the power frame installed in the engine compartment, while the fuel line connecting the fuel tanks to the MT engine has a branched structure and its total length can reach several tens of meters;
the complexity of the operation of the rocket engine compartment as part of the spacecraft, the existing design of the compartment does not provide for the replacement of individual blocks and assemblies of the rocket engine, including the liquid propellant rocket engine, if they are faulty, it is possible to replace the entire compartment of the liquid propellant rocket engine, which leads to a significant increase in the cost of the liquid propellant rocket engine and an increase in the time it takes to prepare the spacecraft for launch , and this reduces the efficiency of spacecraft use;
the complexity of the processes of refueling liquid propellant rocket engines with components of the liquid propellant rocket engine and the working gas of the displacement system; the existing design of the rocket engine compartment requires considerable time for the preparation and refueling of the liquid propellant rocket engine with components of the liquid propellant rocket engine and a gas displacement system, rather sophisticated ground equipment, which, in turn, requires additional space at technical positions for its placement and storage, as well as a large number of maintenance personnel;
insufficient reliability of the liquid propellant liquid propellant rocket engine, accompanied by a decrease in the thrust of the liquid propellant liquid propellant rocket engine, which may be associated with blockage of the fuel line along the oxidizer line with metal salts, the increased content of which is associated with the long length of the fuel rail connecting the fuel tanks with the liquid propellant rocket engine.
Кроме того, существует пожаровзрывоопасность и экологическая опасность при заправке ЖРДУ компонентами топлив. In addition, there is a fire and explosion hazard and environmental hazard when refueling liquid propellant rocket propellants with fuel components.
Задачей предлагаемого технического решения является улучшение эксплуатационных характеристик ЖРДУ. The objective of the proposed technical solution is to improve the operational characteristics of the rocket engine.
Указанная задача решена за счет получения при реализации изобретения следующего технического результата:
обеспечение заправки ЖРДУ на заводе-изготовителе или на заводе-поставщике компонентов ЖРТ;
замена и перестыковка ЖРДУ в условиях орбитального полета КА;
возможность транспортировки ЖРДУ на орбиту посредством транспортного космического корабля в заправленном компонентами жидкостного ракетного топлива (ЖРТ) и рабочим газом состоянии и замены ЖРДУ, выработавшей топливо;
повышение пожаровзрывобезопасности и экологической безопасности эксплуатации ЖРДУ.This problem is solved by obtaining the following technical result when implementing the invention:
providing refueling liquid propellant rocket engines at the manufacturer or at the supplier plant of components of the liquid propellant rocket engine;
replacement and reloading of rocket engines in the spacecraft orbital flight;
the possibility of transporting liquid propellant rocket engines into orbit by means of a transport spacecraft in a state filled with liquid propellant components (liquid propellant rocket engine) and working gas and replacing the liquid propellant rocket engine that has generated fuel;
increasing fire and explosion safety and environmental safety of the operation of liquid propellant rocket engines.
Решение этой задачи достигается тем, что в отсеке жидкостной ракетной двигательной установки космического аппарата, включающем корпус, силовую раму с элементом соединения с отсеком аппарата, топливные баки и шар-баллоны системы вытеснения, топливную магистраль и двигатели стабилизации и коррекции орбиты аппарата, в соответствии с изобретением силовая рама выполнена в виде лопастного колеса, содержащего ребра, соединенные с центральным стержнем, при этом каждая пара соседних ребер образует модульный отсек для размещения объединенных в модули элементов двигательных установок, управляющих космическим аппаратом в каждой из плоскостей стабилизации и изменением параметров орбиты. The solution to this problem is achieved by the fact that in the compartment of the liquid-propellant rocket propulsion system of the spacecraft, including the hull, a power frame with an element for connecting to the compartment of the apparatus, fuel tanks and balloons of the displacement system, the fuel line and stabilization and orbit correction engines of the apparatus, in accordance with the invention, the power frame is made in the form of a blade wheel containing ribs connected to the Central rod, with each pair of adjacent ribs forms a modular compartment for placement combined in modules of elements of propulsion systems controlling the spacecraft in each of the stabilization planes and changing the parameters of the orbit.
Кроме того, в отсеке каждый модуль двигательной установки закреплен на ребрах отсека посредством стыковочного устройства, а ребра силовой рамы установлены с возможностью поворота вокруг ее продольной оси. In addition, in the compartment, each module of the propulsion system is mounted on the ribs of the compartment by means of a docking device, and the ribs of the power frame are mounted to rotate around its longitudinal axis.
На фиг.1 представлен общий вид отсека ЖРДУ по полету К.А. на фиг.2 общий вид отсека ЖРДУ по стрелке А на фиг.1; на фиг.3 общий вид силовой рамы отсека ЖРДУ; на фиг.4 общий вид рамы по стрелке В на фиг.3; на фиг.5 пневмогидросхема модуля ЖРДУ. Figure 1 presents a General view of the compartment of the rocket engine on the flight K.A. figure 2 General view of the compartment of the rocket engine in the direction of arrow A in figure 1; figure 3 General view of the power frame of the rocket engine compartment; figure 4 is a General view of the frame along arrow B in figure 3; figure 5 pneumohydrocircuit module LRE.
Отсек ЖРДУ содержит силовую раму 1, выполненную в виде лопастного колеса и размещенную в корпусе 2, топливные баки 3, ракетные двигатели 4 для управления КА по каналам тангажа, курса и крена, а также для корректировки орбиты КА, объединенные в виде модулей, установленных на ребрах 5 и 6 силовой рамы 1, шар-баллон 7, полость которого посредством магистрали 8 соединена с газовой полостью топливных баков 3. The rocket engine compartment contains a
Силовая рама 1 имеет кольцевые опоры 9, посредством которых рама соединена с отсеком КА. The
Для обеспечения требуемой жесткости рама 1 имеет продольные стержневые элементы 10, снабженные концевыми узлами 11 для соединения их с кольцевой опорой 9. To ensure the required stiffness, the
Модульная ЖРДУ, содержащая приведенные элементы и агрегаты, имеет компактную структуру. Схема размещения модульной ЖРДУ в модульном отсеке, образованном двумя смежными ребрами силовой рамы, приведена на фиг.1. Modular liquid propellant rocket engine containing the given elements and units has a compact structure. The layout of the modular rocket engine in a modular compartment formed by two adjacent ribs of the power frame is shown in figure 1.
Размещение топливных баков и шар-баллона системы вытеснения в модульном отсеке показано на фиг.2. The placement of the fuel tanks and balloons of the displacement system in the modular compartment is shown in figure 2.
Модульные ЖРДУ (фиг.1) взаимозаменяемы. Modular liquid propellant rocket engines (figure 1) are interchangeable.
Для задания требуемого пространственного положения вектора тяги ЖРД и удобства проведения работ по замене модулей ЖРДУ, ребра силовой рамы выполнены с возможностью вращения их относительно продольной оси и фиксацией выбранного положения. To set the required spatial position of the thrust rocket engine thrust vector and ease of work on replacing the rocket engine modules, the ribs of the power frame are configured to rotate them about the longitudinal axis and fix the selected position.
Установка модулей ЖРДУ в модульном отсеке ДУ осуществляется на соответствующих ребрах силовой рамы посредством стыковочного устройства, выполненного, например, в виде направляющих. Корпус отсека имеет люк для введения в модульный отсек модуля ЖРДУ. The installation of LREU modules in the modular compartment of the remote control is carried out on the corresponding ribs of the power frame by means of a docking device made, for example, in the form of guides. The compartment housing has a hatch for insertion into the modular compartment of the engine module.
В транспортном положении и при эксплуатации ДУ люк закрыт створками. In the transport position and during the operation of the remote control, the hatch is closed by sashes.
Наличие створок позволяет проводить профилактический осмотр модуля ЖРДУ без расстыковки отсеков КА, что особенно важно в орбитальном полете. The presence of the flaps allows a routine inspection of the rocket engine module without undocking the spacecraft compartments, which is especially important in orbital flight.
Так как модуль ЖРДУ гидравлически не связан с КА, а имеется только электрическая связь, то в условиях орбитального полета КА может производиться замена модуля ЖРДУ после выработки компонентов топлива или при возникновении отказов в этом модуле. Since the liquid propellant rocket engine module is not hydraulically connected to the spacecraft, and there is only electrical communication, in conditions of the spacecraft's orbital flight, the liquid propellant rocket engine module can be replaced after the fuel components are exhausted or in the event of failures in this module.
При замене отказавшего модуля ЖРДУ технический персонал не имеет непосредственного контакта с компонентами жидких ракетных топлив, являющихся наиболее токсичными среди применяемых в настоящее время ракетных топлив. When replacing a failed LRE engine module, technical personnel do not have direct contact with the components of liquid rocket fuels, which are the most toxic of the currently used rocket fuels.
Это особенно важно при обеспечении экологической безопасности и пожаровзрывобезопасности при эксплуатации, хранении и транспортировке заправленной компонентами ЖРДУ. This is especially important when ensuring environmental safety and fire and explosion safety during operation, storage and transportation of fueling components of liquid propellant rocket engines.
Исследования показали, что данное техническое решение позволяет хранить ЖРДУ в заправленном компонентами ЖРТ виде в течение нескольких лет без изменения качества компонентов ЖРТ. Studies have shown that this technical solution allows you to store the rocket engine in the form filled with components of the rocket engine for several years without changing the quality of the components of the rocket engine.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU93044614/11A RU2059858C1 (en) | 1993-09-14 | 1993-09-14 | Compartment of liquid rocket engine for spacecraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU93044614/11A RU2059858C1 (en) | 1993-09-14 | 1993-09-14 | Compartment of liquid rocket engine for spacecraft |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2059858C1 true RU2059858C1 (en) | 1996-05-10 |
| RU93044614A RU93044614A (en) | 1996-06-27 |
Family
ID=20147425
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU93044614/11A RU2059858C1 (en) | 1993-09-14 | 1993-09-14 | Compartment of liquid rocket engine for spacecraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2059858C1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP2161198A1 (en) * | 2008-09-08 | 2010-03-10 | Snecma | Fagot comprising two pairs of tanks and airborne launcher comprising such a fagot |
| RU2563923C1 (en) * | 2014-04-21 | 2015-09-27 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Low-thrust modular engine unit |
| RU2628549C2 (en) * | 2012-06-05 | 2017-08-18 | Снекма | Spacecraft accomplished by a deorbit device, comprising a detonation engine |
| CN112943482A (en) * | 2021-01-26 | 2021-06-11 | 西安航天动力研究所 | Integral frame of liquid rocket engine |
-
1993
- 1993-09-14 RU RU93044614/11A patent/RU2059858C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Куприянов В.К., Чернышов В.В. "И вечный старт...". М., Моск.рабочий. 1988, с.152. * |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP2161198A1 (en) * | 2008-09-08 | 2010-03-10 | Snecma | Fagot comprising two pairs of tanks and airborne launcher comprising such a fagot |
| FR2935686A1 (en) * | 2008-09-08 | 2010-03-12 | Snecma | FAGOT HAVING TWO PAIRS OF RESERVOIRS AND AIRBORNE LAUNCHER COMPRISING SUCH A FAGOT |
| US8226045B2 (en) | 2008-09-08 | 2012-07-24 | Snecma | Bundle comprising two pairs of tanks, and an airborne launcher including such a bundle |
| RU2628549C2 (en) * | 2012-06-05 | 2017-08-18 | Снекма | Spacecraft accomplished by a deorbit device, comprising a detonation engine |
| RU2563923C1 (en) * | 2014-04-21 | 2015-09-27 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Low-thrust modular engine unit |
| CN112943482A (en) * | 2021-01-26 | 2021-06-11 | 西安航天动力研究所 | Integral frame of liquid rocket engine |
| CN112943482B (en) * | 2021-01-26 | 2022-08-12 | 西安航天动力研究所 | Integral frame of liquid rocket engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10738739B2 (en) | Rocket engines systems | |
| US6322023B1 (en) | Evolvable propulsion module | |
| AU2011215552B2 (en) | Rocket launch system and supporting apparatus | |
| US4609169A (en) | Propellant tank resupply system | |
| Portree | Mir hardware heritage | |
| US4807833A (en) | Combined space vehicle fuel cell and space station structural building component | |
| RU2059858C1 (en) | Compartment of liquid rocket engine for spacecraft | |
| Oleson | A 1 MW Solar Electric and Chemical Propulsion Vehicle for Piloted Mars Opposition Class Missions | |
| US11377234B2 (en) | Reusable space transport vehicle with modular networked rocket propulsion | |
| Hermel et al. | Modular, ion-propelled, orbit-transfer vehicle | |
| RU2808312C1 (en) | Small booster | |
| BLEVINS et al. | Description of the space shuttle reaction control system | |
| Chandrashekar | China’s Launch Vehicle Programme | |
| Bader | Potential propellant storage and feed systems for space station resistojet propulsion options | |
| Worlund et al. | NLS propulsion design considerations | |
| O CONNOR | Launch Vehicles for the Apollo Program | |
| HOOPER, III et al. | Space Shuttle aft propulsion system enhancements | |
| Stecklein et al. | Lunar lander conceptual design | |
| Robinson et al. | Multi-Purpose Space Tug Vehicle | |
| EBERHARDT et al. | Mixed fleet assessment for on-orbit consumables resupply | |
| HOLL | The nuclear shuttle for interorbital and transplanetary applications | |
| SPECIFICATION | NORTH AMERICAN AVIATION, INC. | |
| CA2875430A1 (en) | Mechanism for receiving rocket-transporting devices for a rocket launch system | |
| Nichols | Study of liquid oxygen/liquid hydrogen auxiliary propulsion systems for the space tug | |
| SCHWENDE | Development of the Symphonie apogee boost motor |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20040915 |