RU2548282C1

RU2548282C1 - Ракетный криогенный разгонный блок

Info

Publication number: RU2548282C1
Application number: RU2014104711/11A
Authority: RU
Inventors: Владимир Владимирович Хагуш; Станислав Николаевич Зайцев; Алексей Александрович Богомолов; Александр Николаевич Зайцев
Priority date: 2014-02-12
Filing date: 2014-02-12
Publication date: 2015-04-20

Abstract

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в разгонных блоках ракет-носителей (РН). Ракетный криогенный разгонный блок (РБ), выполненный по тандемной схеме, содержит бак горючего с приборным отсеком и переходной системой для крепления космического аппарата, бак окислителя (БО), проставку межбаковую, маршевый двигатель (МД) РБ, промежуточный отсек, систему пожаровзрывопредупреждения, средства обеспечения теплового режима с блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием и разделяемых подводящих трубопроводов, коллекторы продувки застойных зон и обеспеспечения теплового режима зоны и аппаратуры РБ, разделительную мембрану, сбрасываемый головной обтекатель (ГО) с окнами сброса системы пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима газов продувки зоны РБ, дополнительной теплоизоляцией зоны РБ, частью разделяемых подводящих труб коллекторов с разъемными стыками и блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием, межбаковой проставкой, сопряженной с межбаковой фермой для крепления БО с МД и сопряженной с верхней проставкой отделяемого промежуточного отсека с узлами соединения и разделения с РН и ГО. Изобретение позволяет повысить пожаровзрывобезопасность РБ. 2 ил.

Description

Изобретение относится к ракетной технике, а именно относится к криогенным разгонным блокам ракет космического назначения. Из патентной литературы известен, принятый в качестве прототипа, ракетный криогенный разгонный блок, содержащий бак горючего с приборным отсеком и переходной системой для крепления космического аппарата, бак окислителя, проставку межбаковую, маршевый двигатель разгонного блока и отсек промежуточный сопряжения с ракетой-носителем (см. патент RU №2242405 С2, кл. 64 G 1/00, 1/16, 1/40).

Недостатком известного криогенного разгонного блока является то, что примененная компоновочная схема приводит к нагружению проставки межбаковой усилием, возникающим от массы полезного груза, бака окислителя и маршевого двигателя при подготовке и выведении, а также имеет место пониженный уровень пожаровзрывобезопасности и обеспечения теплового режима: из-за отсутствия системы пожаровзрывопредупреждения и средства обеспечения теплового режима, из-за принятой схемы нижнего размещения бака горючего по отношению к баку окислителя (возможной утечки окислителя вниз и смешивания с парами горючего) из-за отсутствия мембраны разделительной, из-за отсутствия коллекторов продувки застойных зон, из-за размещения маршевого двигателя внутри бака горючего, выполненного в виде тора. Отсутствие в компоновочной схеме сбрасываемого головного обтекателя с дополнительной теплоизоляцией и отделяемого отсека промежуточного снижает эффект сохранения криогенных компонентов топлива при подготовке и выведении, что приводит к ухудшению энергомассовых характеристик за счет необходимости заправки дополнительной дозы горючего и окислителя в расчете на потери от испарения компонентов криогенного топлива.

Задачей данного изобретения является получение криогенного разгонного блока с техническим результатом в виде повышения пожаровзрывобезопасности и оптимизации обеспечения теплового режима зоны разгонного блока и аппаратуры за счет применения системы пожаровзрывопредупреждения и средства обеспечения теплового режима, улучшение энергомассовых характеристик за счет сохранения криогенных компонентов топлива при подготовке и выведении, за счет совершенствования перераспределения нагрузок в проставке межбаковой крепления бака окислителя, за счет размещения части подводящих трубопроводов коллекторов и блока разъемных соединителей, относящихся к системе пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима и применения мембраны разделительной и дополнительной теплоизоляции на сбрасываемом головном обтекателе криогенного разгонного блока и отделяемом отсеке промежуточном.

Указанный технический результат достигается тем, что в ракетном криогенном разгонном блоке, содержащем бак горючего с приборным отсеком и переходной системой для крепления космического аппарата, бак окислителя, проставку межбаковую, маршевый двигатель и отсек промежуточный сопряжения с ракетой-носителем, в соответствии с изобретением криогенный разгонный блок, выполненный по тандемной схеме с верхним расположением бака горючего, содержит систему пожаровзрывопредупреждения и средства обеспечения теплового режима с блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием и разделяемых подводящих трубопроводов, коллектора продувки застойных зон и обеспеспечения теплового режима зоны и аппаратуры разгонного блока, мембрану разделительную, содержит сбрасываемый головной обтекатель, снаряженный окнами сброса системы пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима газов продувки зоны разгонного блока, дополнительную теплоизоляцию зоны разгонного блока, часть разделяемых подводящих трубопроводов и коллекторов с разъемными стыками и блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием, содержит проставку межбаковую, сопряженную с фермой межбаковой для крепления бака окислителя с маршевым двигателем и сопряженную с проставкой верхней отсека промежуточного, в которой выполнены узлы соединения и разделения с ракетой-носителем и узлы соединения и разделения с головным обтекателем ракетного криогенного блока. На нижней части проставки межбаковой выполнены узлы соединения и разделения для крепления разгонного блока к ракете-носителю через отделяемые проставку верхнюю и отсек промежуточный. При этом усилия от полезного груза передаются через коническую проставку приборного отсека, далее через внешнюю обечайку бака горючего, через узлы крепления проставки межбаковой, через проставку верхнюю, через отсек промежуточный на ракету-носитель. При этом ферма бака окислителя не нагружается усилием, возникающим от массы полезного груза, а проставка межбаковая не нагружается усилием от массы маршевого двигателя и от массы бака окислителя при выведении ракетой-носителем. На проставке верхней также имеются узлы соединения и разделения для установки сбрасываемого головного обтекателя, разделенного на зоны полезного груза и разгонного блока разделительной мембраной. На сбрасываемом головном обтекателе криогенного разгонного блока размещены окна системы пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима для сброса смеси газов продувки, часть подводящих труб коллекторов продувки застойных зон разгонного блока и обеспечения теплового режима зоны разгонного блока и аппаратуры и блок разъемных соединений системы пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима, для подвода газов продувки от комплекса наземного оборудования, до момента начала выведения. Окна системы пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима выполнены с возможностью совмещения функций окон полетного дренажа при выведении.

Изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен общий вид космической головной части, на фиг.2 изображен ракетный криогенный разгонный блок, где:

1 - бак горючего;

2 - приборный отсек;

3 - переходная система;

4 - бак окислителя;

5 - проставка межбаковая;

6 - маршевый двигатель;

7 - ферма бака окислителя;

8 - узел соединения разделения с ракетой-носителем;

9 - проставка верхняя;

10 - отсек промежуточный;

11 - узел соединения разделения с головным обтекателем;

12 - сбрасываемый головной обтекатель;

13 - коллектор продувки;

14 - разделяемый подводящий трубопровод;

15 - блок разъемных соединений;

16 - мембрана разделительная;

17 - дополнительная теплоизоляция;

18 - окно сброса;

19 - узел фиксации.

Ракетный криогенный разгонный блок содержит бак горючего 1 с приборным отсеком 2 и переходной системой 3 для крепления космического аппарата, бак окислителя 4, проставку межбаковую 5, маршевый двигатель 6 разгонного блока и отсек промежуточный 6 сопряжения с ракетой-носителем. К баку горючего 1, на котором установлен приборный отсек 2 с переходной системой 3 для крепления космического аппарата, закреплен бак окислителя 4 через проставку межбаковую 5 и ферму бака окислителя 7. Маршевый двигатель 6 установлен с заглублением в сферическую нишу днища бака окислителя 4. На проставке межбаковой 5 имеются узлы соединения и разделения 8 для крепления разгонного блока к ракете-носителю через проставку верхнюю 9 отсека промежуточного 10. На проставке верхней 9 также имеются узлы соединения и разделения 11 для установки сбрасываемого головного обтекателя 12 разгонного блока. На разгонном блоке применена система пожаровзрывопредупреждения и средства обеспечения теплового режима, состоящая из коллекторов продувки 13 застойных зон, разделяемых подводящих труб 14 с разъемными стыками, блока разъемных соединений 15, мембраны разделительной 16. Сбрасываемый головной обтекатель 12, установленный на проставке верхней 9 отсека промежуточного 10, для защиты от аэродинамических и тепловых нагрузок криогенного разгонного блока и космического аппарата, возникающих при подготовке и выведении ракетой-носителем, выполнен с дополнительной теплоизоляцией 17, снабжен окнами сброса 18 системы пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима, мембраной разделительной 16 с узлами фиксации 19, блоком разъемных соединений 15 и разделяемым подводящим трубопроводом 14.

Данное устройство функционирует следующим образом. Возможное натекание в объеме изделия паров компонентов криогенного топлива, возникающее от внешних климатических условий, при подготовке криогенного разгонного блока на старте парируется за счет продувки инертными газами от наземного оборудования через систему пожаровзрывопредупреждения и средства обеспечения теплового режима, включающую в себя коллекторы продувки 13 застойных зон, разделяемых подводящих труб 14 с разъемными стыками, сбрасываемого головного обтекателя 12, выполненного с дополнительной теплоизоляцией 17, снабженного окнами сброса 18 системы пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима, мембраной разделительной 16 с узлами фиксации 19, блоком разъемных соединений 15 связей с наземным оборудованием. Это дает возможность в отличие от прототипа повысить пожаровзрывобезопасность и оптимизировать обеспечение теплового режима, что позволяет повысить сохраняемость криогенных компонентов топлива при подготовке и выведении, для улучшения энергомассовых характеристик за счет исключения необходимости заправки дополнительной дозы горючего и окислителя в расчете на потери от испарения компонентов криогенного топлива.

Применение сбрасываемого головного обтекателя 12, снаряженного окнами сброса 18 системы пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима газов продувки зоны разгонного блока, дополнительной теплоизоляцией 17 зоны разгонного блока, части разделяемых подводящих трубопроводов 14 коллекторов продувки 13 с разъемными стыками и блоком разъемных соединений 15 связи с наземным оборудованием дает возможность в отличие от прототипа уменьшить массу разгонного блока и улучшить энергомассовые характеристики.

Внешние инерционные нагрузки, возникающие при подготовке и выведении ракетой-носителем, воспринимаются конструкцией, включающей в себя отсек промежуточный 10 с проставкой верхней 9, проставку межбаковую 5, через узлы соединения и разделения с ракетой-носителем 8, бак горючего 1, приборный отсек 2, переходную систему 3 сопряжения с космическим аппаратом. При этом усилие от бака окислителя 4, маршевого двигателя 6 передается через ферму бака окислителя 7, через проставку верхнюю 9 отсека промежуточного 10, сопряженного с ракетой-носителем. Это дает возможность в отличие от прототипа рационально перераспределить нагрузку с проставки межбаковой 5 на отделяемый при выведении отсек промежуточный 10 совместно с проставкой верхней 9, что позволяет уменьшить массу криогенного разгонного блока.

Благодаря такому выполнению компоновочной схемы криогенного разгонного блока возможно повысить пожаровзрывобезопасность и оптимизировать обеспечение теплового режима зоны разгонного блока и аппаратуры за счет применения системы пожаровзрывопредупреждения и средства обеспечения теплового режима, улучшить энергомассовые характеристики за счет сохранения криогенных компонентов топлива при подготовке и выведении, за счет совершенствования перераспределения нагрузок в проставке межбаковой крепления бака окислителя, за счет размещения части подводящих трубопроводов коллекторов и блока разъемных соединителей, относящихся к системе пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима и применения мембраны разделительной и дополнительной теплоизоляции на сбрасываемом головном обтекателе криогенного разгонного блока и отделяемом отсеке промежуточном, то есть достигается поставленный технический результат.

Claims

Ракетный криогенный разгонный блок, содержащий бак горючего с приборным отсеком и переходной системой для крепления космического аппарата, бак окислителя, проставку межбаковую, маршевый двигатель разгонного блока и отсек промежуточный сопряжения с ракетой-носителем, отличающийся тем, что криогенный разгонный блок, выполненный по тандемной схеме с верхним расположением бака горючего, содержит систему пожаровзрывопредупреждения и средства обеспечения теплового режима с блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием и разделяемых подводящих трубопроводов, коллекторы продувки застойных зон и обеспеспечения теплового режима зоны и аппаратуры разгонного блока, мембрану разделительную, содержит сбрасываемый головной обтекатель, снаряженный окнами сброса системы пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима газов продувки зоны разгонного блока, дополнительную теплоизоляцию зоны разгонного блока, часть разделяемых подводящих труб коллекторов с разъемными стыками и блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием, содержит проставку межбаковую, сопряженную с фермой межбаковой для крепления бака окислителя с маршевым двигателем и сопряженную с проставкой верхней отделяемого промежуточного отсека, в которой выполнены узлы соединения и разделения с ракетой-носителем и узлы соединения и разделения с головным обтекателем ракетного криогенного разгонного блока.