RU2584045C2 - Rocket booster and assembly method thereof - Google Patents
Rocket booster and assembly method thereof Download PDFInfo
- Publication number
- RU2584045C2 RU2584045C2 RU2014108148/11A RU2014108148A RU2584045C2 RU 2584045 C2 RU2584045 C2 RU 2584045C2 RU 2014108148/11 A RU2014108148/11 A RU 2014108148/11A RU 2014108148 A RU2014108148 A RU 2014108148A RU 2584045 C2 RU2584045 C2 RU 2584045C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- tank
- fuel tank
- cryogenic
- compartment
- rocket
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции ракетных разгонных блоков, входящих в состав ракет космического назначения, предназначенных для выведения с опорной орбиты на рабочие энергетические орбиты различных космических объектов - полезных грузов.The invention relates to rocket and space technology, and in particular to the design of rocket booster blocks that are part of space rockets intended to be brought from the reference orbit to the working energy orbits of various space objects - payloads.
В настоящее время успешно эксплуатируются в космических проектах ракетные разгонные блоки типа ДМ, «Фрегат», «Бриз». Однако все эти разгонные блоки имеют значительную тяговооруженность для своего класса и используются для вывода на геопереходную орбиту полезную нагрузку массой от ~ 3000 до 6200 кг.At present, in space projects, rocket booster blocks of the DM, Frigate, and Breeze types are being successfully operated. However, all these booster blocks have significant thrust-weight ratio for their class and are used to put payloads weighing from ~ 3000 to 6200 kg into geo-transition orbit.
В последнее время появилась необходимость выводить на целевую орбиту полезные нагрузки массой около 500 кг. Это современные космические аппараты научно-технического назначения и аппараты дистанционного зондирования Земли.Recently, it became necessary to put payloads weighing about 500 kg into the target orbit. These are modern scientific and technical spacecraft and Earth remote sensing devices.
Для таких задач выше перечисленные блоки переразмерены и имеют избыточную массу, в результате чего их эффективность значительно снижается, поэтому необходим ракетный разгонный блок меньшей тяговооруженности и меньшей массы.For such tasks, the above blocks are oversized and overweight, as a result of which their efficiency is significantly reduced, therefore, a rocket booster block of less thrust-weight ratio and less weight is needed.
Известна жидкостная ракетная двигательная установка по патенту РФ 2187010, содержащая баки горючего и окислителя, выполненные в виде сегментов полого тора с днищами по торцам и двигатель. Представленная двигательная установка может быть применена в составе ракетного разгонного блока, однако, поскольку баки связаны между собой конструктивными элементами в виде фермы (рамы), что при использовании криогенного компонента топлива совместно с некриогенным из-за их разности температур приведет к неизбежной деформации тонкостенных оболочек баков, либо дополнительно потребуются температурные компенсаторы.Known liquid rocket propulsion system according to the patent of the Russian Federation 2187010, containing fuel tanks and oxidizer, made in the form of segments of a hollow torus with bottoms at the ends and the engine. The presented propulsion system can be used as part of a rocket booster unit, however, since the tanks are interconnected by structural elements in the form of a truss (frame), which, when using the cryogenic fuel component together with non-cryogenic due to their temperature difference, will lead to the inevitable deformation of thin-walled shells of tanks , or additional temperature compensators will be required.
Известен ракетный разгонный блок по патенту РФ 24120088, содержащий криогенный бак окислителя, бак горючего, маршевый двигатель, корпусной отсек, двухконтурную ферму - прототип.Known rocket booster block according to the patent of the Russian Federation 24120088, containing a cryogenic oxidizer tank, fuel tank, main engine, body compartment, double-circuit farm - prototype.
В этом разгонном блоке использован сферический криогенный кислородный бак, торовый бак горючего. Баки связаны друг с другом корпусными элементами: фермой подвески криогенного бака, переходником и двухконтурной фермой, которая своим верхним шпангоутом пристыкована к переходнику; к наружным стержням фермы закреплен торовый бак горючего, а к внутренним стержням пристыкован маршевый двигатель, который размещен во внутриторовом пространстве бака горючего.In this booster block, a spherical cryogenic oxygen tank and a fuel torus tank are used. The tanks are connected to each other by body elements: a cryogenic tank suspension truss, an adapter, and a double-circuit truss, which is docked to the adapter with its upper frame; a torus fuel tank is fixed to the outer rods of the farm, and a marching engine, which is located in the internal space of the fuel tank, is docked to the inner rods.
При сборке разгонного блока используется модуль разгонного блока. В состав модуля разгонного блока входят: блок баков и маршевый двигатель. Модуль сверху вводится внутрь корпусного отсека и закрепляется на его верхнем шпангоуте, образуя, таким образом, окончательно собранный разгонный блок.When assembling the booster block, the booster module is used. The booster module includes: tank block and main engine. The module is inserted from above into the housing compartment and secured to its upper frame, thus forming a finally assembled booster block.
Аналогичный блок был разработан во второй половине 20 века для освоения Луны и используется в настоящее время в различных модификациях (в том числе в варианте по патенту РФ 24120088). Для выполнения поставленной задачи прототип переразмерен и имеет избыточную массу.A similar block was developed in the second half of the 20th century for the exploration of the moon and is currently used in various modifications (including the version according to the patent of the Russian Federation 24120088). To accomplish this task, the prototype is oversized and has excess weight.
Задачей изобретения является создание ракетного разгонного блока в обеспечение выведения полезных грузов на целевые орбиты с помощью ракет-носителей сверхлегкого класса с максимальным использованием освоенных промышленностью конструктивных элементов и систем и требующих минимальных затрат для их отработки.The objective of the invention is the creation of a rocket booster block in order to bring payloads to target orbits using ultra-lightweight launch vehicles with the maximum use of structural elements and systems mastered by the industry and requiring minimal costs for their development.
Эта задача решается за счет того, что в ракетном разгонном блоке, содержащем криогенный бак окислителя и бак горючего, выполненные в виде сегментов полого тора с днищами по торцам, двухконтурную ферму, корпусной отсек и маршевый двигатель, к нижнему шпангоуту наружного контура двухконтурной фермы пристыкован корпусной отсек. К шпангоуту внутреннего контура двухконтурной фермы пристыковано силовое кольцо, на которое установлен маршевый двигатель. По наружному контуру криогенный бак окислителя и бак горючего закреплены к корпусному отсеку шарнирными регулируемыми тягами, причем шарнирные регулируемые тяги одним концом закреплены к верхнему шпангоуту корпусного отсека, а другим концом - к силовым элементам криогенного бака окислителя и бака горючего соответственно. По внутреннему контуру криогенный бак окислителя и бак горючего присоединены к силовому кольцу шарнирными регулируемыми растяжками, причем шарнирные регулируемые растяжки одним концом закреплены к силовому кольцу, а другим концом - к силовым элементам криогенного бака окислителя и бака горючего соответственно.This problem is solved due to the fact that in a rocket booster block containing a cryogenic oxidizer tank and a fuel tank, made in the form of segments of a hollow torus with bottoms at the ends, a double-circuit truss, a hull compartment and a marching engine are docked to the lower frame of the external contour of a double-circuit truss compartment. A power ring is attached to the frame of the internal contour of the bypass farm, on which the main engine is mounted. Along the outer contour, the cryogenic oxidizer tank and the fuel tank are fixed to the housing compartment by articulated adjustable rods, with articulated adjustable rods at one end fixed to the upper frame of the housing compartment and the other end to the power elements of the cryogenic oxidizer tank and fuel tank, respectively. Along the inner contour, the cryogenic oxidizer tank and the fuel tank are connected to the power ring by articulated adjustable extensions, the articulated adjustable extensions being fixed at one end to the power ring and to the power elements of the oxidizer cryogenic tank and fuel tank at the other end, respectively.
Эта задача решается за счет того, что в способе сборки ракетного разгонного блока, включающем размещение корпусного отсека в вертикальное положение, сначала сверху внутрь корпусного отсека вводят криогенный бак окислителя и бак горючего, и предварительно закрепляют их к верхнему шпангоуту корпусного отсека с помощью шарнирных регулируемых тяг. Далее на шпангоут внутреннего контура двухконтурной фермы устанавливают силовое кольцо, и затем двухконтурную ферму устанавливают на корпусной отсек, закрепляя стержни наружного контура двухконтурной фермы к верхнему шпангоуту корпусного отсека, после чего поднимают собранную конструкцию, вводят маршевый двигатель в пространство, ограниченное криогенным баком окислителя и баком горючего, закрепляют маршевый двигатель к силовому кольцу, и предварительно шарнирными регулируемыми растяжками соединяют криогенный бак окислителя и бак горючего с силовым кольцом. Затем шарнирными регулируемыми тягами и шарнирными регулируемыми растяжками окончательно выставляют положения баков и маршевого двигателя относительно друг друга, двухконтурной фермы и корпусного отсека.This problem is solved due to the fact that in the method of assembling a rocket booster block, including placing the hull compartment in a vertical position, the cryogenic oxidizer tank and fuel tank are first introduced from above into the hull compartment, and they are pre-fixed to the upper frame of the hull compartment using articulated adjustable rods . Next, a power ring is installed on the frame of the internal circuit of the double-circuit farm, and then the double-circuit farm is installed on the body compartment, fixing the rods of the external circuit of the double-circuit farm to the upper frame of the housing compartment, after which the assembled structure is lifted, the main engine is introduced into the space limited by the cryogenic oxidizer tank and the tank fuel, the main engine is fixed to the power ring, and the cryogenic oxidizer tank and the tank are previously connected by hinged adjustable stretch marks fuel with power ring. Then the articulated adjustable rods and articulated adjustable stretch marks finally set the positions of the tanks and the main engine relative to each other, bypass farm and the body compartment.
На фиг. 1, 2, 3 и 4 изображены ракетный разгонный блок и его фрагменты, на фиг. 5, 6, 7, 8 и 9 представлены фазы сборки ракетного блока, где:In FIG. 1, 2, 3 and 4 depict a rocket booster block and its fragments, in FIG. 5, 6, 7, 8, and 9 show the phases of assembly of the rocket block, where:
1. криогенный бак окислителя;1. cryogenic oxidizer tank;
2. бак горючего;2. fuel tank;
3. двухконтурная ферма;3. double-circuit farm;
4. корпусной отсек;4. cabinet compartment;
5. маршевый двигатель;5. marching engine;
6. верхний шпангоут двухконтурной фермы;6. the upper frame of the bypass farm;
7. адаптер космического аппарата;7. spacecraft adapter;
8. нижний шпангоут наружного контура двухконтурной фермы;8. the lower frame of the outer contour of the bypass farm;
9. нижний шпангоут корпусного отсека;9. lower frame of the body compartment;
10. ракета-носитель;10. booster;
11. шпангоут внутреннего контура двухконтурной фермы;11. the frame of the inner contour of the bypass farm;
12. силовое кольцо;12. power ring;
13. шарнирные регулируемые тяги;13. articulated adjustable traction;
14. верхний шпангоут корпусного отсека;14. the upper frame of the housing compartment;
15. силовые элементы;15. power elements;
16. шарнирные регулируемые растяжки;16. articulated adjustable stretch marks;
17. электрические и пневмогидравлические элементы;17. electrical and pneumohydraulic elements;
18. навесное оборудование;18. attachments;
19. технологическая подставка;19. technological stand;
20. стержни наружного контура двухконтурной фермы;20. rods of the outer contour of a bypass farm;
21. пространство, ограниченное криогенным баком окислителя и баком горючего;21. space limited by a cryogenic oxidizer tank and a fuel tank;
22. головной обтекатель.22. head fairing.
В ракетном разгонном блоке, содержащем криогенный бак окислителя 1 и бак горючего 2, выполненные в виде сегментов полого тора с днищами по торцам, двухконтурную ферму 3, корпусной отсек 4 и маршевый двигатель 5, при этом верхний шпангоут двухконтурной фермы 6 выполнен в виде шпангоута, обеспечивающего стыковку с адаптером космического аппарата 7. К нижнему шпангоуту наружного контура двухконтурной фермы 8 пристыкован корпусной отсек 4, а к нижнему шпангоуту корпусного отсека 9 стыкуется ракета-носитель 10. К шпангоуту внутреннего контура двухконтурной фермы 11 пристыковано силовое кольцо 12, на которое установлен маршевый двигатель 5. По наружному контуру криогенный бак окислителя 1 и бак горючего 2 закреплены к корпусному отсеку 4 шарнирными регулируемыми тягами 13, причем шарнирные регулируемые тяги 13 одним концом закреплены к верхнему шпангоуту корпусного отсека 14, а другим концом - к силовым элементам 15 криогенного бака окислителя 1 и бака горючего 2 соответственно. По внутреннему контуру криогенный бак окислителя 1 и бак горючего 2 присоединены к силовому кольцу 12 шарнирными регулируемыми растяжками 16, причем шарнирные регулируемые растяжки 16 одним концом закреплены к силовому кольцу 12, а другим концом - к силовым элементам 15 криогенного бака окислителя 1 и бака горючего 2 соответственно. На внутренней поверхности корпусного отсека 4, например, могут быть установлены электрические и пневмогидравлические элементы 17, связывающие ракетный разгонный блок с ракетой-носителем 10 и сооружениями стартового комплекса. Навесное оборудование 18 ракетного разгонного блока, например, может быть размещено на стержнях двухконтурной фермы 3 и (или) на оболочках баков 1 и 2.In a rocket booster block containing a
В качестве силовых элементов 15 могут быть применены поперечные и продольные шпангоуты или кронштейны, установленные на оболочки баков 1 и 2.As the
Шарнирные регулируемые тяги 13 и шарнирные регулируемые растяжки 16 обеспечивают соответственно на этапе сборки ракетного разгонного блока необходимое положение баков 1 и 2 и маршевого двигателя 5 за счет их регулировки как по длине, так и по углу. В процессе эксплуатации ракетного разгонного блока в составе ракеты космического назначения смещения баков 1 и 2 от воздействия статических и динамических нагрузок компенсируется за счет поворота в сферических шарнирах упомянутых тяг 13 и растяжек 16.The articulated
Монтаж навесного оборудования 18 на элементах ракетного разгонного блока проводится в процессе его поэтапной сборки.Installation of
В способе сборки ракетного разгонного блока, содержащем размещение корпусного отсека 4 в вертикальное положение, сначала сверху внутрь корпусного отсека 4 вводят криогенный бак окислителя 1 и бак горючего 2, и предварительно закрепляют их к верхнему шпангоуту корпусного отсека 14 с помощью шарнирных регулируемых тяг 13. Далее на шпангоут внутреннего контура двухконтурной фермы 11 устанавливают силовое кольцо 12, и затем двухконтурную ферму 3 вместе с силовым кольцом 12 устанавливают на корпусной отсек 4, закрепляя стержни наружного контура двухконтурной фермы 20 к верхнему шпангоуту корпусного отсека 14, после чего поднимают собранную конструкцию, вводят маршевый двигатель 5 в пространство, ограниченное криогенным баком окислителя и баком горючего 21, закрепляют маршевый двигатель 5 к силовому кольцу 12, и предварительно шарнирными регулируемыми растяжками 16 соединяют криогенный бак окислителя 1 и бак горючего 2 с силовым кольцом 12. Затем шарнирными регулируемыми тягами 13 и шарнирными регулируемыми растяжками 16 окончательно выставляют положения баков 1 и 2 и маршевого двигателя 5 относительно друг друга, двухконтурной фермы 3 и корпусного отсека 4.In a method for assembling a rocket booster block comprising placing the
Предложенный ракетный разгонный блок функционирует следующим образом.The proposed rocket booster block operates as follows.
В процессе полета ракеты-носителя 10 после прохождения плотных слоев атмосферы производится отделение головного обтекателя 22 по стыку с верхним шпангоутом корпусного отсека 14 ракетного разгонного блока. После завершения работы ракеты-носителя 10 производится отделение ракетного разгонного блока и осуществляется запуск маршевого двигателя 5. Далее ракетой-носителем 10 совместно с ракетным разгонным блоком полезная нагрузка выводится на целевую орбиту, после чего производится ее отделение.During the flight of the
Все составляющие элементы предложенного ракетного разгонного блока производятся отечественной промышленностью.All the constituent elements of the proposed rocket booster block are produced by domestic industry.
В предложенной конфигурации обеспечивается создание ракетного разгонного блока в обеспечение выведения полезных грузов на целевые орбиты с применением существующих ракет-носителей сверхлегкого класса с максимальным использованием изготавливаемых промышленностью конструктивных элементов и систем и требующих минимальных затрат для их отработки.The proposed configuration provides for the creation of a rocket booster in order to launch payloads into target orbits using existing ultra-lightweight launch vehicles with the maximum use of structural elements and systems manufactured by the industry and requiring minimal costs for their development.
Claims (2)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014108148/11A RU2584045C2 (en) | 2014-03-03 | 2014-03-03 | Rocket booster and assembly method thereof |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014108148/11A RU2584045C2 (en) | 2014-03-03 | 2014-03-03 | Rocket booster and assembly method thereof |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2014108148A RU2014108148A (en) | 2015-09-10 |
RU2584045C2 true RU2584045C2 (en) | 2016-05-20 |
Family
ID=54073196
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014108148/11A RU2584045C2 (en) | 2014-03-03 | 2014-03-03 | Rocket booster and assembly method thereof |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2584045C2 (en) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2105702C1 (en) * | 1996-07-16 | 1998-02-27 | Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева | Cryogenic stage |
RU2187010C2 (en) * | 2000-05-03 | 2002-08-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П.Королева" | Liquid propellant rocket engine installation |
JP2008189304A (en) * | 2007-02-03 | 2008-08-21 | Astrium Gmbh | Cryogenic liquid and tank for storing storable fuel |
RU2412088C1 (en) * | 2009-11-30 | 2011-02-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Rocket booster |
-
2014
- 2014-03-03 RU RU2014108148/11A patent/RU2584045C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2105702C1 (en) * | 1996-07-16 | 1998-02-27 | Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева | Cryogenic stage |
RU2187010C2 (en) * | 2000-05-03 | 2002-08-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П.Королева" | Liquid propellant rocket engine installation |
JP2008189304A (en) * | 2007-02-03 | 2008-08-21 | Astrium Gmbh | Cryogenic liquid and tank for storing storable fuel |
RU2412088C1 (en) * | 2009-11-30 | 2011-02-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Rocket booster |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2014108148A (en) | 2015-09-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10532833B2 (en) | Space propulsion module having both electric and solid fuel chemical propulsion | |
CN104260901B (en) | Modular bipropellant propulsion system | |
Dumont et al. | Callisto: a demonstrator for reusable launcher key technologies | |
CN109927936B (en) | Static orbit satellite with load isolated from platform thermal deformation | |
CN110104214A (en) | A kind of in-orbit separable satellite booster service system | |
Barr | The ACES stage concept: higher performance, new capabilities, at lower recurring cost | |
RU2584045C2 (en) | Rocket booster and assembly method thereof | |
CN108454887A (en) | A kind of the bipropellant propulsion device and control method of balance discharge | |
RU2563923C1 (en) | Low-thrust modular engine unit | |
RU2532321C2 (en) | Light-class single-stage carrier rocket | |
Ko et al. | Space Launch vehicle development in Korea aerospace research institute | |
Glogowski et al. | Electric propulsion systems development & integration activity at orbital atk | |
RU2497726C1 (en) | Spacecraft head part and method of its assembly | |
Schorr et al. | Payload Accommodations in NASA's Space Launch System, Block 1 and Beyond | |
RU2165379C1 (en) | Rocket cryogenic stage | |
RU2105702C1 (en) | Cryogenic stage | |
Honeycutt et al. | NASA's Space Launch System: Progress Toward Unmatched Exploration Capability | |
Blinov et al. | Exploring the Possibilities for Improving the Performance of the Adapters used for Launching Multiple Small Space Vehicles on a Single Launch Vehicle | |
RU2412871C1 (en) | Rocket booster | |
Donahue et al. | The NASA SLS Upper Stage Development and Mission Opportunities | |
Xiaojun et al. | Maiden flight of Long March 7-The new generation medium launch vehicle in China | |
Honeycutt et al. | NASA's Space Launch System Begins Integration in Preparation for Launch | |
Conger et al. | The Scorpius Expendable Launch Vehicle Family and Status of the Sprite Mini-Lift | |
Baker et al. | First Space Shot: Steps Low Towards Altitude the Test KingstonVehicle | |
Ferlin | Assessment and benchmarking of the extendible nozzle systems in the liquid propulsion |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200304 |