RU2293045C2 - Способ обеспечения теплового режима головного блока в составе ракеты космического назначения и устройство для осуществления способа - Google Patents
Способ обеспечения теплового режима головного блока в составе ракеты космического назначения и устройство для осуществления способа Download PDFInfo
- Publication number
- RU2293045C2 RU2293045C2 RU2004129620/11A RU2004129620A RU2293045C2 RU 2293045 C2 RU2293045 C2 RU 2293045C2 RU 2004129620/11 A RU2004129620/11 A RU 2004129620/11A RU 2004129620 A RU2004129620 A RU 2004129620A RU 2293045 C2 RU2293045 C2 RU 2293045C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- cavity
- head unit
- gas component
- component
- Prior art date
Links
Landscapes
- Air Bags (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может использоваться в условиях образования в полостях головного блока пожаровзрывоопасных газовых смесей, например при утечках или дренажах компонентов топлива (жидких кислорода и водорода). Предлагаемый способ включает подачу в головной блок нейтрального термостатирующего газового компонента. Этот компонент подают одновременно в верхнюю часть полости космического аппарата (КА) с выбросом из нижней части полости КА и в нижнюю часть полости разгонного блока с выбросом из верхней части этой полости. Выход газового компонента со стороны торцевой части головного блока закрыт пристыкованной ракетой-носителем. Предлагаемое устройство содержит фильтр, побудитель расхода, газоводы для подачи нейтрального газового компонента и термостатирующие элементы. При этом в головной блок введена перегородка, образующая замкнутые полости разгонного блока и КА. Перегородка выполнена выпуклой в сторону КА и соприкасается с головным обтекателем через герметизирующий элемент. Эвакуация смеси нейтрального и пожаровзрывоопасного газовых компонентов из полости разгонного блока ведется через отводящий газовод, сообщающий полость разгонного блока с атмосферой. Технический результат изобретений состоит в обеспечении безопасности головного блока, например, при заправке КА и/или разгонного блока пожаровзрывоопасными компонентами перед пуском с одновременным обеспечением его теплового режима в составе ракеты космического назначения. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике.
В современных разгонных блоках, входящих в состав головных блоков ракет космического назначения, могут применяться компоненты топлива (например, жидкий кислород, жидкий водород), которые при определенных условиях (утечки через неплотности в конструкции, дренажи и др.) в полостях головного блока могут образовывать пожаровзрывоопасные смеси, в связи с чем необходимы мероприятия, обеспечивающие пожаровзрывобезопасность головных блоков.
Известен способ обеспечения теплового режима головного блока в составе ракеты космического назначения путем подачи атмосферного воздуха в нижнюю часть головного блока с помощью стационарных наземных средств и средств башни обслуживания ракеты космического назначения и выброса воздуха в атмосферу в верхней части головного блока, т.е. система работает по разомкнутому циклу.
Известны устройства для обеспечения теплового режима головного блока с трактами подачи воздуха. Эти устройства работают как по разомкнутому циклу, так и по замкнутому циклу. В первом случае подаваемый воздух выбрасывается в атмосферу через один из люков головного обтекателя, во втором вновь поступает в систему ("Космодром", под общ. ред. проф. А.П.Вольского, Военное издательство МО СССР, 1977, стр.208-213).
За прототип предлагаемого изобретения приняты способ обеспечения теплового режима и устройство, работающее по разомкнутому циклу.
Недостатками прототипа в случае использования компонентов, способных образовывать пожаровзрывоопасные смеси, является то, что:
- использование воздуха (как носителя окислительных свойств) для термостатирования головного блока после заправки головного блока пожаровзрывоопасными компонентами недопустимо;
- не создаются условия и не применяются устройства, с помощью которых пожаровзрывоопасные компоненты удалялись бы за пределы внутренних полостей головного блока, в том числе и при отмене пуска.
Задачей предложенного способа является обеспечение пожаровзрывобезопасности головного блока, использующего пожаровзрывоопасные компоненты, с одновременным обеспечением его теплового режима в составе ракеты космического назначения.
Задача решается за счет того, что в процессе и после заправки головного блока пожаровзрывоопасным компонентом в способе обеспечения теплового режима головного блока в составе ракеты космического назначения, включающем подачу термостатирующего газового компонента в нижнюю часть головного блока, в качестве термостатирующего газового компонента применен нейтральный газовый компонент, который подают одновременно в верхнюю часть полости космического аппарата с выбросом из нижней части полости космического аппарата и в нижнюю часть полости разгонного блока с выбросом из верхней части полости разгонного блока, при этом выход газового компонента со стороны торцевой части головного блока закрыт пристыкованной к нему ракетой-носителем.
Задача решается за счет того, что в устройство для реализации способа обеспечения теплового режима головного блока в составе ракеты космического назначения, содержащее фильтр, побудитель расхода, газоводы, термостатирующие элементы, в головной блок введена перегородка, образующая замкнутые полости разгонного блока и космического аппарата, причем перегородка выполнена выпуклой в сторону космического аппарата и соприкасается с головным обтекателем через герметизирующий элемент, причем эвакуация газообразного пожаровзрывоопасного компонента из полости разгонного блока ведется через отводящий газовод, сообщающий полость разгонного блока с атмосферой.
На чертеже схематично представлено устройство для обеспечения теплового режима и пожаровзрывобезопасности головного блока:
1 - головной блок;
2 - космический аппарат;
3 - разгонный блок;
4 - газоводы;
5 - отводящий газовод;
6 - фильтр;
7 - побудитель расхода;
8 - головной обтекатель;
9 - термостатирующие элементы;
10 - ракета-носитель;
11 - полость космического аппарата;
12 - полость разгонного блока;
13 - перегородка;
14 - герметизирующий элемент;
15 - дренажное устройство;
16 - полость скапливания.
В способе обеспечения теплового режима головного блока 1 в составе ракеты космического назначения, в процессе и после заправки головного блока 1 пожаровзрывоопасным компонентом, включающем подачу термостатирующего газового компонента в нижнюю часть головного блока 1, в качестве термостатирующего газового компонента применен нейтральный газовый компонент, который подают одновременно в верхнюю часть полости космического аппарата 11 с выбросом из нижней части полости космического аппарата 11 и в нижнюю часть полости разгонного блока 12 с выбросом из верхней части полости разгонного блока, при этом выход газового компонента со стороны торцевой части головного блока 1 закрыт пристыкованной к нему ракетой-носителем 10.
Объем подаваемого нейтрального газового компонента в головной блок 1 определяется из условия, исключающего образование смеси с пожаровзрывоопасной концентрацией, при этом учитывается максимально возможное появление газообразных пожаровзрывоопасных компонентов в полости головного блока 1.
В устройство для реализации способа обеспечения теплового режима головного блока 1 в составе ракеты космического назначения, содержащее фильтр 6, побудитель расхода 7, газоводы 4, термостатирующие элементы 9, в головной блок 1 введена перегородка 13, образующая замкнутые полости разгонного блока 12 и космического аппарата 11, причем перегородка 13 выполнена выпуклой в сторону космического аппарата 2 и соприкасается с головным обтекателем 8 через герметизирующий элемент 14, причем эвакуация газообразного пожаровзрывоопасного компонента из полости разгонного блока 12 ведется через отводящий газовод 5, сообщающий полость разгонного блока 12 с атмосферой.
Устройство для реализации способа обеспечения теплового режима головного блока 1 в составе ракеты космического назначения, содержащее фильтр 6, побудитель расхода 7, газоводы 4, термостатирующие элементы 9, работает следующим образом.
Для обеспечения теплового режима и пожаровзрывобезопасности головного блока 1 в составе ракеты космического назначения газовый компонент подают одновременно в верхнюю часть полости космического аппарата 12 и в нижнюю часть полости разгонного блока 12, а выброс газового компонента производят соответственно через дренажное устройство 15 из нижней части полости космического аппарата 11 и через отводящий газовод 5 из верхней части полости разгонного блока 12, при этом выход газового компонента со стороны торцевой части головного блока 1 закрыт пристыкованной к нему ракетой-носителем 10.
С начала заправки головного блока 1 пожаровзрывоопасными компонентами (например, космического аппарата 2 и/или разгонного блока 3 жидким кислородом и/или жидким водородом) для термостатирования и обеспечения пожаровзрывобезопасности применяют нейтральный газовый компонент (например, газообразный азот), который смешивается с газообразным пожаровзрывоопасным компонентом в случае его появления, образует смесь с пожаровзрывобезопасной концентрацией, которая эвакуируется за пределы головного блока 1 из полости скапливания 16 по отводящему газоводу 5 за пределы головного блока 1. Отводящий газовод 5 подсоединен к выпуклой части перегородки 13 в верхней ее точке.
В случае проникания газообразного пожаровзрывоопасного компонента через герметизирующий элемент 14 в полость космического аппарата 11 он смешивается с потоком нейтрального газового компонента, поступающего в верхнюю часть полости космического аппарата 11, и эвакуируется за пределы головного блока 1 через дренажное устройство 15, расположенное в нижней части полости космического аппарата 11.
Пожаровзрывоопасный компонент (например, газообразный водород) стремится, в силу своих свойств, скапливаться в верхней части головного блока, где и может образовываться пожаровзрывоопасная смесь. Недопущение такой ситуации, перемешивание пожаровзрывоопасного компонента с нейтральным компонентом (например, газообразным азотом), создание смеси с пожаровзрывобезопасной концентрацией и эвакуация ее через дренажное устройство 15 головного блока 1 обеспечивается подачей с расчетной встречной скоростью нейтрального компонента.
Таким образом, в зависимости от свойств применяемых пожаровзрывоопасных и нейтрального компонентов, от мест и объема возможных утечек пожаровзрывоопасных компонентов, от условий термостатирования головного блока расчитывается объем подаваемого нейтрального компонента, скорость его движения внутри полостей головного блока 1 и безопасная концентрация смеси с учетом прекращения подачи нейтрального компонента после старта ракеты космического назначения.
После старта ракеты космического назначения с набором высоты полета за счет увеличивающегося разрежения атмосферы эвакуация смеси нейтрального газового компонента с пожаровзрывоопасным компонентом из полости головного блока 1 происходит самопроизвольно через дренажное устройство 15 и через отводящий газовод 5.
Введение предлагаемого способа и устройства для обеспечения теплового режима и пожаровзрывобезопасности головного блока 1 позволяет:
- при заправке головного блока 1 пожаровзрывоопасными компонентами совместить обеспечение пожаровзрывобезопасности головного блока 1 с обеспечением его теплового режима путем использования нейтрального газового компонента;
- предлагаемый способ и устройство для реализации способа использовать при отмене пуска, в этом случае башня обслуживания подводится к ракете, после чего к ракете космического назначения подсоединяются коммуникации башни обслуживания, в том числе побудитель расхода 7, термостатирующие элементы 9 и газовод 4, с помощью которых нейтральный газовый компонент подают в головной блок 1, создавая в полостях головного блока 1 требуемый температурный и пожаровзрывобезопасный режим.
Claims (2)
1. Способ обеспечения теплового режима головного блока в составе ракеты космического назначения, включающий подачу термостатирующего газового компонента в нижнюю часть головного блока, отличающийся тем, что в качестве термостатирующего газового компонента применен нейтральный газовый компонент, который подают одновременно в верхнюю часть полости космического аппарата, осуществляя его выброс из нижней части полости космического аппарата, и в нижнюю часть полости разгонного блока, осуществляя выброс из верхней части полости разгонного блока, при этом обеспечивают закрытие выхода газового компонента со стороны торцевой части головного блока за счет пристыкованной к данному блоку ракеты-носителя.
2. Устройство для обеспечения теплового режима головного блока в составе ракеты космического назначения, содержащее фильтр, побудитель расхода, газоводы и термостатирующие элементы, отличающееся тем, что головной блок снабжен перегородкой, образующей замкнутые полости разгонного блока и космического аппарата, причем перегородка выполнена выпуклой в сторону космического аппарата и соприкасается с головным обтекателем через герметизирующий элемент, а полость разгонного блока сообщена с атмосферой через отводящий газовод для эвакуации из этой полости смеси газообразного нейтрального компонента, подаваемого в полости разгонного блока и космического аппарата, с газообразным пожаровзрывоопасным компонентом.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004129620/11A RU2293045C2 (ru) | 2004-10-08 | 2004-10-08 | Способ обеспечения теплового режима головного блока в составе ракеты космического назначения и устройство для осуществления способа |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004129620/11A RU2293045C2 (ru) | 2004-10-08 | 2004-10-08 | Способ обеспечения теплового режима головного блока в составе ракеты космического назначения и устройство для осуществления способа |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2004129620A RU2004129620A (ru) | 2006-03-20 |
| RU2293045C2 true RU2293045C2 (ru) | 2007-02-10 |
Family
ID=36116992
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2004129620/11A RU2293045C2 (ru) | 2004-10-08 | 2004-10-08 | Способ обеспечения теплового режима головного блока в составе ракеты космического назначения и устройство для осуществления способа |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2293045C2 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2564436C1 (ru) * | 2014-07-03 | 2015-09-27 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Способ обеспечения теплового режима полезной нагрузки, размещенной в сборочно-защитном блоке и устройство для его реализации |
| RU2673213C1 (ru) * | 2017-07-11 | 2018-11-22 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Средства распределения и подачи термостатирующего воздуха на поверхность панельного космического аппарата при наземных испытаниях |
-
2004
- 2004-10-08 RU RU2004129620/11A patent/RU2293045C2/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Космодром. Под ред. ВОЛЬСКОГО А.П., - М., Воениздат, 1977, с.208-213. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2564436C1 (ru) * | 2014-07-03 | 2015-09-27 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Способ обеспечения теплового режима полезной нагрузки, размещенной в сборочно-защитном блоке и устройство для его реализации |
| RU2673213C1 (ru) * | 2017-07-11 | 2018-11-22 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Средства распределения и подачи термостатирующего воздуха на поверхность панельного космического аппарата при наземных испытаниях |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2004129620A (ru) | 2006-03-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5957210A (en) | Method and apparatus for fire fighting | |
| US10118058B2 (en) | Fire suppression systems | |
| RU2445491C2 (ru) | Двигательная установка ракеты с нечувствительным снаряжением и с множественными режимами работы и способ ее действия | |
| JP2011063259A (ja) | 燃料タンク内のアレッジの生成方法および装置 | |
| US5533331A (en) | Safe propulsion system for missile divert thrusters and attitude control thrusters and method for use of same | |
| US11143144B2 (en) | Rocket propulsion system and method for operating a rocket propulsion system | |
| US20070012821A1 (en) | Launch vehicle crew escape system | |
| US4373420A (en) | Combustion suppressor | |
| JP6224103B2 (ja) | ロケットエンジンに点火するための２モード点火器および２モード点火方法 | |
| RU2293045C2 (ru) | Способ обеспечения теплового режима головного блока в составе ракеты космического назначения и устройство для осуществления способа | |
| US3115008A (en) | Integral rocket ramjet missile propulsion system | |
| US5862670A (en) | Cyrogenic upper stage for reusable launch vehicle | |
| ES2246875T3 (es) | Sistema de propulsion basado en peroxido de hidrogeno. | |
| RU2609539C1 (ru) | Ракета-носитель, возвращаемая ступень ракеты-носителя и способ ее запуска при возвращении и система вертолетного подхвата возвращаемой ступени | |
| RU2562826C1 (ru) | Способ повышения эффективности ракеты космического назначения с маршевым жрд | |
| RU2293044C2 (ru) | Способ обеспечения теплового режима головного блока в составе ракеты космического назначения и устройство для осуществления способа | |
| RU2302982C2 (ru) | Способ обеспечения теплового режима головного блока в составе ракеты космического назначения и устройство для осуществления способа | |
| US10495027B1 (en) | Tridyne ignition and pressurization system for hypersonic vehicles | |
| RU2390476C1 (ru) | Многоступенчатая ракета-носитель, трехкомпонентный ракетный двигатель, способ его запуска, турбонасосный агрегат и трехкомпонентный газогенератор | |
| KR20090073642A (ko) | 과산화수소 가스발생기를 이용한 이원추진제 로켓이 결합된복합사이클 추진 시스템 및 그 운전방법 | |
| US2760342A (en) | Means for diluting combustible gas and the like | |
| RU2380651C1 (ru) | Многоступенчатая зенитная ракета | |
| RU2609664C1 (ru) | Возвращаемая ступень ракеты-носителя, способ ее работы и газотурбинный двигатель | |
| RU2484283C2 (ru) | Способ утилизации невыработанных остатков компонентов ракетного топлива в отработанных ступенях ракет-носителей | |
| US11724817B2 (en) | Aircraft and method of operating an aircraft comprising an air separation device |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20111009 |