RU2474520C1 - Двигательная установка ракетного блока - Google Patents
Двигательная установка ракетного блока Download PDFInfo
- Publication number
- RU2474520C1 RU2474520C1 RU2011121524/11A RU2011121524A RU2474520C1 RU 2474520 C1 RU2474520 C1 RU 2474520C1 RU 2011121524/11 A RU2011121524/11 A RU 2011121524/11A RU 2011121524 A RU2011121524 A RU 2011121524A RU 2474520 C1 RU2474520 C1 RU 2474520C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pyrovalve
- fuel tank
- outlet
- pressure
- pressure cylinder
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Изобретение относится к ракетно-космической технике. Двигательная установка ракетного блока содержит топливный бак окислителя и топливный бак горючего, снабжающие топливом маршевый двигатель, баллон высокого давления, редуктор понижения давления с дренажным штуцером редуктора понижения давления, соединенный питающим трубопроводом с баллоном высокого давления. В двигательную установку введен пироклапан с двумя выходами и обратный клапан. Вход пироклапана сообщен с дренажным штуцером редуктора понижения давления. На первый выход пироклапана установлен защитный элемент внутренней полости пироклапана с выходным штуцером. Второй выход пироклапана через обратный клапан сообщен с трубопроводом наддува бака горючего. Достигается повышение надежности работы двигательной установки ракетного блока в процессе проведения пневмоиспытаний и подготовки к пуску ракетного блока. 2 ил.
Description
Известна двигательная установка ракетного блока по патенту RU 2399564, содержащая топливный бак окислителя и топливный бак горючего, снабжающие топливом маршевый двигатель, баллон высокого давления, редуктор понижения давления, который соединен питающим трубопроводом с баллоном высокого давления, а дренажный штуцер редуктора понижения давления соединен с трубопроводом наддува топливного бака горючего - прототип.
Из баллона высокого давления газ поступает на редуктор, который понижает высокое давление баллона до рабочего давления, необходимого для функционирования элементов двигательной установки, в том числе для работы исполнительных органов (электропневмоклапанов, пневмоклапанов). В процессе проведения пневмоиспытаний двигательной установки ракетного блока, которые могут проводиться в течение длительного времени (несколько часов), используется, как правило, сжатый воздух как наиболее дешевый и доступный газ, которым заполняют баллон высокого давления, и в результате работы редуктора из его полости дренируется воздух.
В процессе подготовки ракетного блока к пуску на стартовой позиции баллон высокого давления заполняют гелием, и в результате работы редуктора в полете, который происходит за значительно меньшее время (измеряется минутами), из его полости дренируется гелий.
Поскольку пневмоиспытания двигательной установки ракетного блока проводятся в течение длительного времени, то дренируемый воздух из полости редуктора, поступая в полость бака горючего, может привести к его перенаддуву, вследствие чего возможна деформация оболочки бака горючего или ее разрушение - недостаток прототипа.
Задачей предложенной двигательной установки ракетного блока является повышение ее надежности в процессе проведения пневмоиспытаний и подготовки к пуску ракетного блока за счет исключения возможности передува бака горючего вследствие подачи в этот бак газа наддува в течение длительного времени пневмоиспытаний.
Задача решается за счет того, что в двигательную установку ракетного блока, содержащую топливный бак окислителя и топливный бак горючего, снабжающие топливом маршевый двигатель, баллон высокого давления, редуктор понижения давления с дренажным штуцером редуктора понижения давления, соединенный питающим трубопроводом с баллоном высокого давления, введен пироклапан с двумя выходами и обратный клапан, причем вход пироклапана сообщен с дренажным штуцером редуктора понижения давления. На первый выход пироклапана установлен защитный элемент внутренней полости пироклапана с выходным штуцером, а второй выход пироклапана через обратный клапан сообщен с трубопроводом наддува бака горючего, при этом в исходном состоянии пироклапана дренажный газ, поступающий из редуктора понижения давления на вход пироклапана, свободно выходит из первого выхода пироклапана, а второй выход пироклапана закрыт, после срабатывания пироклапана первый выход пироклапана перекрывается и открывается второй выход пироклапана.
На фиг 1. схематично изображена двигательная установка ракетного блока, причем пироклапан изображен в исходном состоянии, на фиг.2 пироклапан изображен после его срабатывания, где:
1 - топливный бак окислителя;
2 - топливный бак горючего;
3 - баллон высокого давления;
4 - маршевый двигатель;
5 - питающий трубопровод;
6 - трубопровод наддува;
7 - редуктор понижения давления;
8 - дренажный штуцер редуктора понижения давления;
9 - пироклапан;
10 - защитный элемент внутренней полости пироклапана;
11 - выходной штуцер защитного элемента;
12 - обратный клапан;
13 - первый выход пироклапана;
14 - второй выход пироклапана.
В двигательную установку ракетного блока, содержащую топливный бак окислителя 1 и топливный бак горючего 2, снабжающие топливом маршевый двигатель 4, баллон высокого давления 3, редуктор понижения давления 7 с дренажным штуцером редуктора понижения давления 8, соединенный питающим трубопроводом 5 с баллоном высокого давления 3, введен пироклапан 9 с двумя выходами 13 и 14 и обратный клапан 12, причем вход пироклапана 9 сообщен с дренажным штуцером редуктора понижения давления 8. На первый выход пироклапана 13 установлен защитный элемент внутренней полости пироклапана 10 с выходным штуцером защитного элемента 11, а второй выход пироклапана 14 через обратный клапан 12 сообщен с трубопроводом наддува 6 бака горючего 2, при этом в исходном состоянии пироклапана 9 дренажный газ, поступающий из редуктора понижения давления 7 на вход пироклапана 9, свободно выходит из первого выхода пироклапана 13, а второй выход пироклапана 14 закрыт, после срабатывания пироклапана 9 первый выход пироклапана 13 перекрывается и открывается второй выход пироклапана 14.
В процессе проведения пневмоиспытаний двигательной установки и подготовки к пуску ракетного блока дренируемый газ, как правило, воздух, из редуктора понижения давления 7 проходит через пироклапан 9, защитный элемент внутренней полости пироклапана 10 и выходит в полость ракетного блока через выходной штуцер защитного элемента 11, не попадая в полость топливного бака горючего 2. Защитный элемент внутренней полости пироклапана 10 может быть выполнен, например, в виде сетчатой конструкции, которая защищает пироклапан 9 от попадания в его внутреннюю полость посторонних механических элементов. Обратный клапан 12 препятствует попаданию газа на второй выход пироклапана 14 внутреннего давления топливного бака горючего 2. В процессе эксплуатации ракетного блока баллон высокого давления 3 заполняется гелием, гелий поступает из баллона высокого давления 3 в редуктор понижения давления 7, а после начала функционирования двигательной установки срабатывает пироклапан 9, в результате чего первый выход пироклапана 13 закрывается, а второй выход пироклапана 14 открывается и дренируемый гелий из редуктора понижения давления 7, открывая обратный клапан 12, поддерживает необходимое давление в топливном баке горючего 2 в процессе расходования его топлива для работы маршевого двигателя 4, при этом потерь гелия не происходит и внутренняя полость ракетного блока гелием не загазовывается, что благоприятно отражается на работе авионики.
Решение поставленной задачи другими способами, например, контролем давления в топливном баке горючего 2 или открытием одного из выходов из него на время проведения длительных пневмоиспытаний не позволяет исключить влияние человеческого фактора и не дает 100-процентной уверенности в положительных результатах испытаний.
Пироклапан 9 в исходном состоянии позволяет дренируемый воздух из редуктора понижения давления 7 сбрасывать, минуя топливный бак горючего 2 и исключая его наддув этим воздухом, а после срабатывания пироклапана 9 дренируемый гелий из редуктора понижения давления 7 используется для наддува топливного бака горючего 2, а обратный клапан 12 исключает нагружение пироклапана 9 давлением топливного бака горючего 2.
В результате обеспечивается повышение надежности двигательной установки ракетного блока в процессе проведения пневмоиспытаний и подготовки к пуску ракетного блока за счет исключения возможности передува бака горючего вследствие подачи в этот бак газа наддува в течение длительного времени пневмоиспытаний.
Claims (1)
- Двигательная установка ракетного блока, содержащая топливный бак окислителя и топливный бак горючего, снабжающие топливом маршевый двигатель, баллон высокого давления, редуктор понижения давления с дренажным штуцером редуктора понижения давления, соединенный питающим трубопроводом с баллоном высокого давления, отличающаяся тем, что в нее введен пироклапан с двумя выходами и обратный клапан, причем вход пироклапана сообщен с дренажным штуцером редуктора понижения давления, на первый выход пироклапана установлен защитный элемент внутренней полости пироклапана с выходным штуцером, а второй выход пироклапана через обратный клапан сообщен с трубопроводом наддува бака горючего, при этом в исходном состоянии пироклапана дренажный газ, поступающий из редуктора понижения давления на вход пироклапана, свободно выходит из первого выхода пироклапана, а второй выход пироклапана закрыт, после срабатывания пироклапана первый выход пироклапана перекрывается, и открывается второй выход пироклапана.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011121524/11A RU2474520C1 (ru) | 2011-05-27 | 2011-05-27 | Двигательная установка ракетного блока |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011121524/11A RU2474520C1 (ru) | 2011-05-27 | 2011-05-27 | Двигательная установка ракетного блока |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2011121524A RU2011121524A (ru) | 2012-12-10 |
RU2474520C1 true RU2474520C1 (ru) | 2013-02-10 |
Family
ID=49120387
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011121524/11A RU2474520C1 (ru) | 2011-05-27 | 2011-05-27 | Двигательная установка ракетного блока |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2474520C1 (ru) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US734937A (en) * | 1902-01-18 | 1903-07-28 | Carlton C W Peck | Ruling attachment for type-writing machines. |
US20020139902A1 (en) * | 2001-03-16 | 2002-10-03 | Snecma Moteurs | Low-thrust cryogenic propulsion module |
RU2265131C2 (ru) * | 2003-06-24 | 2005-11-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Вытеснительная система перелива с разделением жидкости и газа для заправки на орбите космических аппаратов |
WO2008059146A2 (fr) * | 2006-11-15 | 2008-05-22 | L'air Liquide Societe Anonyme Pour L'etude Et L'exploitation Des Procedes Georges Claude | Procédé et dispositif de gonflage d'une structure gonflable |
-
2011
- 2011-05-27 RU RU2011121524/11A patent/RU2474520C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US734937A (en) * | 1902-01-18 | 1903-07-28 | Carlton C W Peck | Ruling attachment for type-writing machines. |
US20020139902A1 (en) * | 2001-03-16 | 2002-10-03 | Snecma Moteurs | Low-thrust cryogenic propulsion module |
RU2265131C2 (ru) * | 2003-06-24 | 2005-11-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Вытеснительная система перелива с разделением жидкости и газа для заправки на орбите космических аппаратов |
WO2008059146A2 (fr) * | 2006-11-15 | 2008-05-22 | L'air Liquide Societe Anonyme Pour L'etude Et L'exploitation Des Procedes Georges Claude | Procédé et dispositif de gonflage d'une structure gonflable |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2011121524A (ru) | 2012-12-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN109630317A (zh) | 基于电动泵的轨姿控一体化空间推进系统 | |
RU2416075C1 (ru) | Установка для нагружения сжатым воздухом гермофюзеляжа летательного аппарата при испытании на выносливость | |
CN105422317A (zh) | 一种用于发动机的起动箱式多次起动系统及起动方法 | |
CN110749445B (zh) | 一种利用爆轰驱动技术的冲压发动机直连式试验装置 | |
RU2474520C1 (ru) | Двигательная установка ракетного блока | |
CN109695514A (zh) | 一种贮箱内燃烧快速增压系统 | |
RU2605163C2 (ru) | Импульсная реактивная двигательная установка космического аппарата | |
RU2482034C1 (ru) | Способ увода отделяющейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и устройство для его реализации | |
CN217111442U (zh) | 一种燃气加热器试验台 | |
RU2560645C1 (ru) | Система выдачи импульсов тяг | |
RU2339832C2 (ru) | Система подачи топлива | |
RU96096U1 (ru) | Ракета-носитель модульного типа (варианты) и ракетный модуль | |
RU2451199C1 (ru) | Двигательная установка жидкостной ракеты | |
RU2319033C1 (ru) | Способ продувки азотом двигателей ракет-носителей и система продувки азотом двигателей ракет-носителей | |
RU2611119C1 (ru) | Стенд для испытаний энергетических установок с накоплением отработанного технологического газа | |
RU2533592C1 (ru) | Система подачи топлива двигательной установки космического аппарата | |
RU2338083C1 (ru) | Гибридный ракетный двигатель | |
RU2335439C1 (ru) | Способ термостатирования ракет-носителей газом высокого давления и система для его осуществления | |
KR100745561B1 (ko) | 진공 가압식 발사시스템 | |
RU2328417C1 (ru) | Способ подготовки и пуска ракет-носителей на ракетно-космическом комплексе и ракетно-космический комплекс для его осуществления | |
RU2140003C1 (ru) | Система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки космического летательного аппарата | |
RU2668015C1 (ru) | Способ наддува топливного бака | |
RU2241847C2 (ru) | Топливная магистраль жидкостного ракетного двигателя | |
RU2143579C1 (ru) | Система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки космического летательного аппарата | |
RU2748344C1 (ru) | Многоступенчатая ракета и способ отделения отработанных частей |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200528 |