RU2617161C1 - Блок двигателей малой тяги разгонного блока - Google Patents
Блок двигателей малой тяги разгонного блока Download PDFInfo
- Publication number
- RU2617161C1 RU2617161C1 RU2016101250A RU2016101250A RU2617161C1 RU 2617161 C1 RU2617161 C1 RU 2617161C1 RU 2016101250 A RU2016101250 A RU 2016101250A RU 2016101250 A RU2016101250 A RU 2016101250A RU 2617161 C1 RU2617161 C1 RU 2617161C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- block
- engine
- stabilization
- thrust
- casing
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 49
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 46
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 claims abstract description 43
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 claims abstract description 43
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 claims abstract description 21
- 125000006850 spacer group Chemical group 0.000 claims description 36
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 12
- 230000005855 radiation Effects 0.000 claims description 10
- 238000009413 insulation Methods 0.000 claims description 9
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 claims description 6
- 238000005192 partition Methods 0.000 claims description 5
- 229910001069 Ti alloy Inorganic materials 0.000 claims description 4
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 4
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 239000011521 glass Substances 0.000 claims description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 6
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 8
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 6
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 6
- 238000012937 correction Methods 0.000 description 6
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 4
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 3
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 description 3
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 3
- 230000002045 lasting effect Effects 0.000 description 3
- 230000028016 temperature homeostasis Effects 0.000 description 3
- 230000004913 activation Effects 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 2
- 230000008014 freezing Effects 0.000 description 2
- 238000007710 freezing Methods 0.000 description 2
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 2
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 2
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 2
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 1
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 1
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 1
- 238000005518 chemical engineering design Methods 0.000 description 1
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 1
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 1
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 1
- 210000003298 dental enamel Anatomy 0.000 description 1
- 230000008021 deposition Effects 0.000 description 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 1
- 230000005489 elastic deformation Effects 0.000 description 1
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 1
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 1
- 238000002955 isolation Methods 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 238000011068 loading method Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 description 1
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 1
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 1
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010936 titanium Substances 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Изобретение относится к космической технике. Блок двигателей малой тяги разгонного блока содержит корпус коробчатой формы, два закрепленных на нижнем основании корпуса двигателя стабилизации, двигатель стабилизации, закрепленный на одной из боковых стенок корпуса, и кронштейн. Каждый из двигателей стабилизации включает корпус камеры сгорания и присоединенный к корпусу камеры сгорания клапан управления подачей топлива. Блок двигателей малой тяги снабжен проставками и тепловыми шинами. Каждая из тепловых шин содержит пакет наложенных друг на друга теплопроводящих полос с законцовками. Каждый из двигателей стабилизации закреплен на корпусе через одну из проставок, дно каждой из которых соединено с корпусом камеры сгорания двигателя стабилизации, а наружное опорное кольцо закреплено на корпусе блока. Верхнее основание корпуса на большей части выполнено в виде радиатора терморегулирования. Техническим результатом изобретения является уменьшение теплового воздействия двигателей стабилизации при их работе на топливные баки разгонного блока. 12 з.п. ф-лы, 19 ил.
Description
Изобретение относится к области космической техники, а именно к устройству блоков двигателей малой тяги, используемых в двигательных установках разгонных блоков для обеспечения запуска маршевого двигателя в невесомости, стабилизации разгонного блока при работе маршевого двигателя и сообщения разгонному блоку с космическим аппаратом различных корректирующих импульсов.
Известен блок двигателей малой тяги фирмы «Рокит Рисерч» для ИСЗ АТС-П (см. Н.М. Беляев Расчет и проектирование реактивных систем управления космических летательных аппаратов, изд. «Машиностроение», М., 1974, стр. 173-175), который содержит сопла, соединенные с клапанами управления подачей рабочего тела, коллектор с фильтрами и кронштейн. Кронштейн блока двигателей малой тяги закреплен на топливном баке. В этом техническом решении в качестве рабочего тела используются сублимирующее твердое топливо, хранящееся в топливном баке. Малый уровень тяг, создаваемый двигателями такого типа, не обеспечивает возможности их использования для стабилизации разгонных блоков и проведения коррекций траектории.
Из патента РФ №2563923 (МПК B64G 1/24, B64GB 1/40, опубл. 27.09.2015) известно решение модульной установки малой тяги, которое содержит блоки двигателей ориентации и стабилизации. Каждый из блоков двигателей ориентации и стабилизации включает силовой кронштейн и закрепленные на нем жидкостные реактивные двигатели. В этом решении кронштейн закреплен на проставке модуля.
Из патента РФ 2376216 (МПК B64G 1/40, опубл. 27.05.2009) известно решение блока двигателей малой тяги, содержащее корпус с закрепленными на нем двигателями. В этом решении корпус блока двигателей малой тяги установлен на топливном баке разгонного блока.
Наиболее близким аналогом заявляемому техническому решению является решение блока двигателей малой тяги, известное из патента РФ №2043956 (МПК B64G 1/40, опубл. 20.09.1995). В соответствии с этим решением автономный ракетный блок содержит блоки двигателей малой тяги. Каждый из блоков двигателей малой тяги содержит корпус коробчатой формы, жидкостные ракетные двигатели и кронштейн. При этом два двигателя стабилизации закреплены на нижнем основании корпуса, и один двигатель стабилизации закреплен на одной из боковых стенок корпуса. Кронштейн соединен с задней боковой стенкой корпуса и закреплен на топливном баке разгонного блока.
Циклограммы работы разгонных блоков включают сеансы работы двигателей стабилизации по обеспечению запуска маршевого двигателя в невесомости и стабилизации разгонного блока при ее работе, сеансы коррекции, при которых двигатели малой тяги сообщают разгонному блоку необходимые корректирующие импульсы, и этапы пассивного полета разгонного блока. Так как при работе двигателей малой тяги их камеры сгорания могут разогреваться до 600…850 градусов С, а клапаны управления подачей топлива в камеру сгорания - до температур от 100 до 120 градусов С, тепло, выделяемое при этом в блоках малой тяги, выполненных в соответствии с ближайшим аналогом, может передаваться на топливный бак разгонного блока. В результате этого температуры в топливном баке и на клапане управления подачей топлива могут повыситься и выйти за пределы допускаемых диапазонов: температура на клапане управления подачей топлива может повыситься свыше 90 градусов С, а температура в топливном баке - свыше 40 градусов С. В частности, превышение допускаемой температуры клапана управления подачей топлива может привести к разрушению элементов герметизации клапана. Вместе с тем, на продолжительных по времени этапах пассивного полета из-за понижения температуры клапанов управления подачей топлива ниже плюс 5 градусов С вследствие тепловых потерь через сопла двигателей малой тяги топливо в клапанах может замерзнуть.
Технической задачей, решаемой заявляемым изобретением, является снижение теплового воздействия блока двигателей малой тяги на топливные баки разгонного блока в сочетании с обеспечением возможности поддержания положительных температур на клапанах управления подачей топлива.
Поставленная задача решается следующим образом.
Как и ближайший аналог, заявляемый блок двигателей малой тяги разгонного блока содержит корпус коробчатой формы, два двигателя стабилизации, закрепленные на нижнем основании корпуса, и двигатель стабилизации, закрепленный на одной из боковых стенок корпуса. Кроме того, блок двигателей малой тяги содержит кронштейн, соединенный с задней боковой стенкой корпуса блока и закрепленный на топливном баке разгонного блока.
В заявляемом решении каждый из двигателей стабилизации включает корпус камеры сгорания и присоединенный к корпусу камеры сгорания клапан управления подачей топлива.
Кроме того, блок двигателей малой тяги снабжен проставками и тепловыми шинами, причем проставки выполнены из материала с низкой, а шины - из материала с высокой теплопроводностью.
В заявляемом решении каждая из проставок выполнена в форме стакана, снабженного внутренней и наружной боковыми стенками и дном. Первые торцы боковых стенок проставки соединены друг с другом, второй торец внутренней боковой стенки соединен с дном, а второй торец наружной боковой стенки окружен наружным опорным кольцом.
В заявляемом решении каждая из тепловых шин содержит пакет наложенных друг на друга теплопроводящих полос и две законцовки.
В заявляемом решении каждый из двигателей стабилизации закреплен на корпусе блока через одну из указанных проставок, дно каждой из которых соединено с корпусом камеры сгорания, а наружное опорное кольцо закреплено на корпусе блока, верхнее основание корпуса блока на большей части выполнено в виде радиатора терморегулирования, при этом клапан управления подачей топлива каждого из двигателей стабилизации соединен с первой законцовкой одной из тепловых шин, при этом ее вторая законцовка соединена с корпусом блока.
Крепление каждого из двигателей стабилизации на корпусе блока через проставку, выполненную из материала с низкой теплопроводностью, дно которой соединено с корпусом камеры сгорания двигателя стабилизации, а наружное опорное кольцо проставки закреплено на корпусе блока, позволяет уменьшить тепловое воздействие камеры сгорания при ее работе на корпус блока двигателей малой тяги. Выполнение боковых стенок проставок из двух стенок - внутренней и наружной, первые торцы которых соединены друг с другом, увеличивая примерно в два раза линейное расстояние между дном стакана, контактирующим с корпусом камеры сгорания двигателя, и наружным опорным кольцом, контактирующим с корпусом блока, позволяет дополнительно уменьшить примерно в два раза перепад температур между дном проставки и наружным опорным кольцом. При этом передача тепла в поперечном направлении между стенками за счет излучения стенок проставки пренебрежимо мала вследствие низкой излучательной способности материала проставки и малых поверхностей излучения. При переохлаждении корпуса камеры сгорания на пассивных участках полета при неработающих двигателях проставки препятствуют переносу тепла с корпуса блока на камеру сгорания двигателя.
Соединение клапана управления подачей топлива каждого из двигателей стабилизации с корпусом блока двигателей малой тяги тепловой шиной, выполненной из пакета наложенных друг на друга полос из материала с высокой теплопроводностью и снабженной законцовками, при перегреве клапана позволяет отвести от клапана избыточное тепло на корпус блока, а при его переохлаждении передать тепло на клапан.
Выполнение верхнего основания корпуса блока на большей части его поверхности в виде радиатора терморегулирования позволяет обеспечить при соответствующей ориентации разгонного блока и соответственно верхнего основания корпуса блока двигателей малой тяги возможность сброса избыточного тепла от корпуса блока в космическое пространство или нагрев радиатора терморегулирования и передачу тепла от корпуса блока через тепловую шину на клапан управления подачей топлива.
Техническим результатом, достигаемым при использовании заявляемого решения блока двигателей малой тяги, является снижение теплового воздействия двигателей малой тяги при их работе на топливные баки разгонного блока вплоть до полного исключения влияния разогретых при штатной работе камер сгорания двигателей на температуру топливных баков при выведении разгонным блоком космических аппаратов на целевые орбиты. При этом снижение теплового воздействия при работе на активных участках двигателей малой тяги на топливный бак разгонного блока сочетается с обеспечением возможности поддержания температуры на клапанах управления подачей топлива выше плюс 5 градусов С на пассивных участках полета, что достаточно для недопущения замерзания топлива в клапанах.
Кроме того, корпус блока двигателей малой тяги может быть выполнен в виде усеченной пирамиды с основаниями в форме трапеций, что уменьшает габариты корпуса. При этом переднюю боковую грань корпуса целесообразно оставить открытой, не снабжая ее стенкой, что, обеспечивая доступ во внутреннюю полость корпуса, позволяет сократить срок сборки блока двигателей малой тяги.
В заявляемом решении на поверхность радиатора терморегулирования корпуса блока наиболее предпочтительно нанести покрытие с отношением между коэффициентом поглощения солнечной радиации и степени черноты, выбранным из диапазона от 0,29 до 0,32, что позволяет один и тот же радиатор использовать в качестве радиатора-излучателя на активных участках полета для отведения избыточного тепла от конструкции, и в качестве радиатора-нагревателя на пассивных участках полета для подогрева конструкции от солнечного излучения.
При выборе покрытия с меньшим значением отношения между коэффициентом поглощения солнечной радиации к степени черноты радиатор увеличит сброс тепла от двигателя и уменьшит поглощение тепла от солнечного излучения, поэтому температура конструкции может стать ниже заданных пределов, т.е. будет охлаждаться и может замерзнуть топливо в трубопроводах. При выборе покрытия с большим значением отношения между коэффициентом поглощения солнечной радиации к степени черноты радиатор будет поглощать больше солнечного тепла и меньше сбрасывать тепла, за счет этого температура конструкции может стать выше заданных пределов.
Помимо прочего, проставки блока двигателей малой тяги наиболее предпочтительно выполнить из титанового сплава, а полосы пакетов тепловых шин выполнить из технического алюминия, теплопроводность которого примерно в 30 раз превышает теплопроводность титанового сплава. Титан, кроме низкой теплопроводности и относительно небольшой плотности, обладает достаточной жесткостью, позволяющей однозначно установить корпуса камеры сгорания с клапаном управления подачи топлива на корпус блока с обеспечением стабильности и точности относительно осей разгонного блока в процессе эксплуатации. Детали, выполненные из технического алюминия, помимо высокой теплопроводности, в отожженном состоянии практически не имеют упругих деформаций и при нагружении сразу переходят в режим пластического деформирования, что допускает их использование при сборке блоков двигателей малой тяги: крепление тепловых шин на клапанах управления подачей топлива в камеры сгорания не нарушает точности установки камер сгорания на корпусе блока, что сокращает сроки сборки блоков двигателей малой тяги.
В заявляемом решении нижнее основание корпуса блока и одну из боковых стенок корпуса блока целесообразно снабдить круговыми вырезами, что снижает массу корпуса и уменьшает габариты блока двигателей малой тяги за счет размещения большей части проставок во внутреннем объеме корпуса.
При этом в заявляемом решении корпус блока может быть снабжен внутренней перегородкой, соединенной с основаниями и задней боковой стенкой корпуса блока, при этом стык перегородки с нижним основанием корпуса блока наиболее предпочтительно расположить между круговыми вырезами на нижнем основании корпуса блока. Наличие перегородки во внутренней полости корпуса блока, расположенной между вырезами на нижнем основании корпуса, вдоль направления тяги двигателей стабилизации, закрепленных на нижнем основании корпуса блока, повышая жесткость конструкции корпуса, также уменьшает его массу.
Кроме указанного, кронштейн может быть выполнен с поперечным сечением в виде прямоугольника, что повышая его жесткость, также уменьшает массу блока двигателей малой тяги.
Дополнительно корпус блока двигателей малой тяги может быть снабжен электронагревателями, размещенными на задней боковой стенке корпуса, что, обеспечивая возможность дополнительного нагрева корпуса, расширяет функциональные возможности блока двигателей малой тяги за счет возможности поддержания теплового режима клапанов управления подачей топлива в течение длительных по времени участков пассивного полета или невозможности достаточного нагрева корпуса за счет радиатора терморегулирования.
Кроме того, корпус блока двигателей малой тяги, кронштейн и двигатели стабилизации в заявляемом решении целесообразно закрыть экранно-вакуумной теплоизоляцией за исключением радиатора терморегулирования и торцов корпусов камер сгорания двигателей стабилизации. При этом вокруг радиаторов терморегулирования могут быть размещены контуры из уголкового профиля, а вокруг камер сгорания двигателей малой тяги могут быть размещены каркасы, причем указанные контуры и каркасы могут быть выполнены с обеспечением возможности крепления экранно-вакуумной теплоизоляции.
Предлагаемое техническое решение блока двигателей малой тяги поясняется следующими чертежами:
фиг. 1 - блок двигателей малой тяги, вид сбоку,
фиг. 2 - блок двигателей малой тяги, вид сверху (вид А с фиг. 1),
фиг. 3 - блок двигателей малой тяги, вид спереди (вид Б с фиг. 1),
фиг. 4 - блок двигателей малой тяги в аксонометрии (топливный бак разгонного блока условно не показан),
фиг. 5 - вид на корпус блока с двигателями малой тяги сверху (вид И с фиг. 1),
фиг 6 - вид на узел крепления тепловой шины с клапаном управления подачей топлива и боковой стенкой корпуса блока в аксонометрии,
фиг. 7 - узел соединения проставки с корпусом камеры сгорания и корпусом блока (сечение Ж-Ж с фиг. 5),
фиг. 8, 9 - проставка (вид в плане и продольный разрез),
фиг. 10, 11 - тепловая шина (вид в аксонометрии и разрез),
фиг. 12 - корпус блока, вид спереди,
фиг. 13 - корпус блока, вид сверху (вид В с фиг. 12),
фиг. 14 - корпус блока, вид слева сбоку (вид Г с фиг. 12),
фиг. 15 - корпус блока, вид снизу (вид Д с фиг.12),
фиг. 16 - корпус блока, вид сбоку справа (вид Е с фиг. 12),
фиг. 17-19 - графики изменения температуры камеры сгорания, клапана управления подачей топлива и топливного бака в полете.
Заявляемый блок двигателей малой тяги разгонного блока устроен следующим образом.
Без ограничения общности при последующем изложении условимся термины «выше», «ниже», «сверху», «снизу» трактовать в соответствии с расположением элементов относительно положительного направления продольной оси +Х, показанной на фиг. 1.
Блок двигателей малой тяги разгонного блока содержит (см. фиг. 1-3) корпус 1, двигатели стабилизации 2-4 и кронштейн 5.
В соответствии с заявляемым решением корпус 1 блока двигателей малой тяги выполнен в виде коробчатой формы. В наиболее предпочтительном варианте выполнения (см. фиг. 12-16) корпус блока может быть выполнен в виде усеченной пирамиды с основаниями 7, 8 в форме трапеций. Форма оснований 7, 8 корпуса и наклон боковых граней 6, 9, 11, 12 корпуса к основаниям, как правило, выбирается с учетом размещения блока двигателей малой тяги на разгонном блоке. Основания корпуса 7, 8, а также левая 6, правая 9 и задняя 12 боковые грани корпуса блока перекрыты стенками, выполненными из алюминиевого сплава АМг-6. Переднюю грань корпуса блока наиболее предпочтительно выполнить открытой - без перекрытия ее стенкой.
Каждый из двигателей стабилизации 2-4 (см. фиг. 5, 6) включает корпус 13 камеры сгорания и присоединенный к корпусу камеры сгорания клапан 14 управления подачей топлива. Наиболее предпочтительно использовать корпус 13 камеры сгорания, соединенный с клапаном 14 управления подачей топлива под углом, близким к прямому (см., например, Агеенко Ю.И. Основные достижения в ракетных двигателях малой тяги разработки конструкторского бюро химического машиностроения им. A.M. Исаева, «Двигатель», №2, 2014, стр. 26, рис. 5). Между корпусом камеры сгорания двигателя и клапаном управления подачей топлива целесообразно поместить тепловую развязку, выполненную из материала с низкой теплопроводностью. Основные элементы двигателей стабилизации выполняются из коррозионностойкой жаропрочной стали.
Кронштейн 5 закреплен на топливном баке 15 разгонного блока. Кронштейн 5 наиболее предпочтительно выполнить с прямоугольным сечением из алюминиевого сплава АМг-6.
Кроме того, в соответствии с заявляемым решением блок двигателей малой тяги снабжен проставками 16 и тепловыми шинами 17, причем проставки 16 выполнены из материала с низкой, а тепловые шины - из материала с высокой теплопроводностью.
Каждая из проставок 16 (см. фиг. 8, 9) выполнена в форме стакана с двойной боковой стенкой, состоящей из внутренней 161 и наружной 162 стенок, расположенных соосно с зазором друг относительно друга, и с дном 165. Первые торцы внутренней 161 и наружной 162 боковых стенок проставки соединены друг с другом округлым соединительном элементом 163. Вторые торцы внутренней боковой стенки 161 каждой из проставок соединены с дном 165 проставки. Дно каждой из проставок целесообразно снабдить отверстием. Кроме того, второй торец наружной боковой стенки 162 окружен наружным опорным кольцом 164. Наиболее предпочтительно проставки выполнить из титанового сплава ОТ4, теплопроводность которого находится в пределах от 6,0 до 16,28 Вт/(м×град.) в зависимости от температуры.
Каждая из тепловых шин 17 (см. фиг. 10, 11) содержит пакет 171 наложенных друг на друга полос, соединенных с первой 172 и второй 173 законцовками. Полосы 171 тепловых шин могут быть выполнены из технического алюминия, например, сплава АД1 (см., например, ГОСТ 4784-97), теплопроводность которого в зависимости от температуры меняется в пределах от 218,64 до 280,28 Вт/(м×град). Законцовки могут быть выполнены в виде пластин толщиной 2…4 мм из алюминиевого сплава АМг-6, теплопроводность которого в зависимости от температуры меняется в пределах от 27,21 до 184,45 Вт/(м×град.). Пакет 171 может быть соединен с законцовками 172, 173 сваркой.
Как и в ближайшем аналоге, заявляемое решение блока двигателей малой тяги содержит два двигателя стабилизации 2, 3, закрепленные на нижнем 7 основании корпуса блока, и двигатель стабилизации 4, закрепленный на одной из боковых стенок корпуса блока, например на правой боковой стенке 9 корпуса блока, как показано на фиг. 3, 4. При этом двигатели стабилизации 2, 3, установленные на нижнем 7 основании корпуса блока, могут быть использованы для управления по каналам тангажа и рысканья при работе маршевого двигателя разгонного блока или для коррекций траектории полета разгонного блока с космическим аппаратом. Двигатель стабилизации 4 может быть использован для управления по каналу крена при работе маршевого двигателя разгонного блока. При этом нижнее 7 основание корпуса блока и правая 9 боковая стенка корпуса блока могут быть снабжены круговыми вырезами, один из которых расположен на правой 9 боковой стенке корпуса блока, а два других - на нижнем 7 основании корпуса блока (см. фиг. 15-16).
В соответствии с заявляемым решением верхнее 8 основание корпуса блока на большей части выполнено в виде радиатора терморегулирования (см. фиг. 2, 4, 5). Это наиболее предпочтительно выполнить нанесением на верхнее 8 основание корпуса блока покрытия со значением отношения термооптических коэффициентов, выбранного из диапазона As/e от 0,29 до 0,32, где As - коэффициент поглощения солнечного излучения, а ε - излучательная способность (степень черноты). В качестве покрытия радиатора может быть использована белая эмаль ЭП-140, выпускаемая по ГОСТ 24709-81. Выбор указанного значения отношения термооптических коэффициентов покрытия позволяет использовать один и тот же радиатор терморегулирования в качестве радиатора-излучателя на активных участках полета для отведения избыточного тепла от конструкции, и в качестве радиатора-нагревателя на пассивных участках полета для подогрева конструкции от солнечного излучения при ориентации радиатора терморегулирования на солнце.
В соответствии с заявляемым решением двигатели стабилизации закреплены на основании и одной из боковых стенок корпуса блока через одну из указанных проставок 16, дно 165 которой соединено с корпусом 13 камеры сгорания, а наружное опорное кольцо 164 закреплено на корпусе блока. В наиболее предпочтительном варианте выполнения блока двигателей малой тяги корпус камеры сгорания может быть закреплен на дне 165 проставки, а наружное опорное кольцо, 164 на корпусе блока с использованием болтовых соединений 26 (см. фиг. 7).
В соответствии с заявляемым решением клапан 14 управления подачей топлива каждого из двигателей стабилизации соединен с первой 172 законцовкой тепловой шины, при этом ее вторая 173 законцовка соединена с корпусом блока двигателей малой тяги (см. фиг. 6). Наиболее просто это выполнить с использованием винтов или болтовых разъемных соединений. При этом пакеты полос 171 тепловых шин могут быть изогнуты (см. фиг. 10, 11) на угол, приблизительно равный 90 градусов, чтобы одну из законцовок тепловой шины закрепить на клапане 14 управления подачей топлива в двигатель, а другую - на корпуса блока двигателей малой тяги, как показано на фиг. 3, 6.
Кроме того, блок двигателей малой тяги может быть дополнительно снабжен электронагревателями, размещенными на задней боковой стенке корпуса блока. Наиболее предпочтительно электронагреватели разместить на задней боковой стенке корпуса в зоне 18 (см. фиг. 12), расположенной внутри контура соединения кронштейна 5 с задней 12 стенкой корпуса.
Помимо прочего, корпус блока двигателей малой тяги, кронштейн и двигатели стабилизации целесообразно закрыть экранно-вакуумной теплоизоляцией за исключением зоны размещения на верхнем основании корпуса радиатора терморегулирования и торцов корпусов камер сгорания двигателей стабилизации, прилегающих к срезам сопел камер сгорания.
При этом вдоль контура радиатора 10 терморегулирования целесообразно пропустить силовой контур 19 (см. фиг. 5), выполненный с обеспечением закрепления экранно-вакуумной теплоизоляции, а вокруг корпусов камер сгорания разместить каркасы (см. фиг. 4, 6), каждый из которых содержит продольные опоры 20, закрепленные на корпусе блока, и поперечные оправки 21. Поперечные оправки 21 могут быть выполнены в виде кольца, расположенного вокруг торца корпуса камеры сгорания одиночного двигателя 4 стабилизации, или в виде восьмерки, расположенной вокруг торцов корпусов камер сгорания пары двигателей 2, 3 коррекции.
Основные детали блока двигателей малой тяги изготавливаются с использованием известных методов механического производства, а двигатели малой тяги изготавливаются на специализированных предприятиях.
При сборке блока двигателей малой тяги на корпус блока устанавливаются и закрепляются с использованием болтовых соединений проставки, на которые крепятся корпуса камер сгорания с клапанами управления подачей топлива. Затем производится юстировка осей двигателей с помощью подкладных шайб, устанавливаемых, в случае необходимости, между опорными кольцами проставок и стенками корпуса. Затем на блок двигателей малой тяги устанавливается топливный фильтр 22 и привариваются трубопроводы подачи топлива в двигатели. После приварки трубопроводов производится повторный контроль юстировки, после чего устанавливаются тепловые шины и каркасы для крепления экранно-вакуумной теплоизоляции. После этого кронштейн устанавливается на топливный бак разгонного блока и производится контроль юстировки осей двигателей на полностью собранном изделии. Затем на блок устанавливается экранно-вакуумная теплоизоляция.
После отделения разгонного блока с космическим аппаратом от ракеты-носителя происходит штатная работа разгонного блока в соответствии с циклограммой полета. Она может включать: пассивный участок полета, при котором могут быть включены двигатели малой тяги для обеспечения заданной ориентации разгонного блока, режим подготовки к запуску маршевого двигателя с включением двигателей малой тяги для осаждения топлива в баках разгонного блока для запуска маршевого двигателя, режим работы маршевого двигателя с работой двигателей малой тяги для управления по каналу крена, режим коррекции орбиты разгонного блока, проводимый с использованием двигателей малой тяги. Полетная циклограмма может включать несколько активных участков, которые могут выполняться через значительные интервалы времени, и нескольких пассивных участков, которые при выведении на некоторые орбиты могут продолжаться значительное время.
На фиг. 17-19 представлены графики изменения температур камеры сгорания, клапана управления подачей топлива и температуры топливного бака при опытных испытаниях блока двигателей малой тяги в составе разгонного блока при запуске спутников системы навигации на близкую к круговой орбите высотой 24000…30000 км, общая продолжительность которого составляет около шести часов. На графиках изменения температур могут быть выделены следующие характерные участки:
- участки 30 с частым включением двигателей малой тяги, которые сменяются кратковременным полетом в пассивном режиме; на этих участках работа двигателей малой тяги обеспечивает запуск маршевого двигателя в невесомости, стабилизацию разгонного блока по каналу крена и проведение коррекций траектории,
- участок 31 - участок завершающего включения двигателей малой тяги для выполнения коррекции траектории,
- участки 32 полета в пассивном режиме продолжительностью 1,5…2 часа.
При работе двигателей малой тяги температура в их камерах сгорания повышается до температур 450…580 градусов С (см. фиг. 17). При этом характерной особенностью изменения температуры в камерах сгорания является кратковременное понижение (см. характерные точки 33 на фиг. 17) температуры в камерах сгорания непосредственно перед началом их работы, что объясняется поступлением в камеры сгорания относительно холодного топлива. На пассивных участках 32 полета продолжительностью до 1,5…2,5 часов происходит понижение температур в камерах сгорания от температур в пределах от 450 до 580 градусов С до температур в переделах от 100 до 200 градусов С. При этом проставка, выполненная из материала с низкой теплопроводностью, значительно уменьшает перенос тепла от камер сгорания на корпус блока двигателей малой тяги.
На участках 30 полета с частым включением двигателей малой тяги на температуру клапана управления подачей топлива главным образом влияет топливо, проходящее через клапан из топливного бака в камеру сгорания, что определяет относительно невысокую, в пределах от 20 до 40 градусов С, температуру клапана управления подачей топлива при включенных двигателях малой тяги.
На участках 33 пассивного полета продолжительностью до 2 часов после выключения двигателей малой тяги разогретые камеры сгорания и их корпуса отдают тепло на клапаны управления подачей топлива. При этом, хотя тепловые развязки, входящие в состав двигателей малой тяги и установленные между корпусом камеры сгорания и клапаном управления подачей топлива каждого из двигателей, и препятствуют переносу тепла от корпусов камер сгорания к клапанам, тем не менее, температура клапанов управления подачей топлива может повыситься до 150…200 градусов С. Наличие тепловых шин, выполненных из материала с высокой теплопроводностью, позволяет обеспечить переток тепла от клапанов управления подачей топлива на корпус и понизить их температуру.
Тепло, переданное на корпус от корпусов камер сгорания при включенных двигателях малой тяги и от клапанов управления подачей топлива на пассивных участках полета, переизлучается радиатором терморегулирования в космическое пространство, в результате чего на участках 33 пассивного полета температура клапанов управления подачей топлива в рассмотренном примере (см. фиг. 18) не превышает 50…70 градусов С.
При более продолжительных по времени участках пассивного полета температура клапанов управления подачей топлива может опуститься в область отрицательных значений. Ориентация при этом радиаторов терморегулирования блока двигателей малой тяги на солнце обеспечивает приток тепла на корпус и далее через тепловые шины на клапаны управления подачей топлива и повышение их температуры, не допуская замерзания топлива в клапанах.
Использование заявляемого решения позволяет обеспечить стабильный тепловой режим топлива в топливном баке разгонного блока (см. фиг. 19).
Заявляемое решение блока двигателей малой тяги может быть изготовлено на предприятиях ракетно-космической промышленности.
Claims (13)
1. Блок двигателей малой тяги разгонного блока, содержащий корпус коробчатой формы, два двигателя стабилизации, закрепленные на нижнем основании корпуса, двигатель стабилизации, закрепленный на одной из боковых стенок корпуса, и кронштейн, соединенный с задней боковой стенкой корпуса и закрепленный на топливном баке разгонного блока, отличающийся тем, что каждый из двигателей стабилизации включает корпус камеры сгорания и присоединенный к корпусу камеры сгорания клапан управления подачей топлива, кроме того, блок двигателей малой тяги снабжен проставками и тепловыми шинами, причем проставки выполнены из материала с низкой, а шины - из материала с высокой теплопроводностью, каждая из проставок выполнена в форме стакана, снабженного внутренней и наружной боковыми стенками и дном, первые торцы боковых стенок соединены друг с другом, второй торец внутренней боковой стенки соединен с дном, а второй торец наружной боковой стенки окружен наружным опорным кольцом, каждая из тепловых шин содержит пакет наложенных друг на друга теплопроводящих полос и первую и вторую законцовки, каждый из двигателей стабилизации закреплен на корпусе блока через одну из указанных проставок, дно которой соединено с корпусом камеры сгорания, а наружное опорное кольцо закреплено на корпусе блока, верхнее основание корпуса блока на большей части выполнено в виде радиатора терморегулирования, при этом клапан управления подачей топлива каждого из двигателей стабилизации соединен с первой законцовкой одной из тепловых шин, при этом ее вторая законцовка соединена с корпусом блока.
2. Блок двигателей малой тяги разгонного блока по п. 1, отличающийся тем, что корпус блока выполнен в виде усеченной пирамиды с основаниями в форме трапеций.
3. Блок двигателей малой тяги по п. 1, отличающийся тем, что передняя боковая грань корпуса блока выполнена открытой.
4. Блок двигателей малой тяги разгонного блока по п. 1, отличающийся тем, что проставки выполнены из титанового сплава.
5. Блок двигателей малой тяги разгонного блока по п. 1, отличающийся тем, что полосы пакетов тепловых шин выполнены из технического алюминия.
6. Блок двигателей малой тяги по п. 1, отличающийся тем, что на поверхность радиатора терморегулирования нанесено покрытие с отношением между коэффициентом поглощения солнечного излучения к степени черноты, выбранным из диапазона от 0,29 до 0,32.
7. Блок двигателей малой тяги по п. 1, отличающийся тем, что нижнее основание и одна из боковых стенок корпуса блока снабжены круговыми вырезами, при этом наружные опорные кольца проставок закреплены на корпусе соосно одному из вырезов в корпусе блока.
8. Блок двигателей малой тяги по п. 7, отличающийся тем, что корпус блока снабжен внутренней перегородкой, соединенной с основаниями и задней боковой стенкой корпуса блока, причем стык перегородки с нижним основанием корпуса помещен между круговыми вырезами на нижнем основании корпуса блока.
9. Блок двигателей малой тяги разгонного блока по п. 1, отличающийся тем, что кронштейн выполнен с сечением в виде прямоугольника.
10. Блок двигателей малой тяги разгонного блока по п. 1, отличающийся тем, что корпус блока снабжен электронагревателями, размещенными на задней боковой стенке корпуса блока.
11. Блок двигателей малой тяги разгонного блока по п. 1, отличающийся тем, что корпус блока, кронштейн и двигатели стабилизации закрыты экранно-вакуумной теплоизоляцией за исключением радиатора терморегулирования и торцов корпусов камер сгорания двигателей стабилизации.
12. Блок двигателей малой тяги разгонного блока по п. 11, отличающийся тем, что вокруг радиатора терморегулирования пропущен силовой контур, выполненный с обеспечением крепления экранно-вакуумной теплоизоляции.
13. Блок двигателей малой тяги разгонного блока по п. 11, отличающийся тем, что вокруг корпусов камер сгорания двигателей малой тяги размещены каркасы, выполненные с обеспечением возможности крепления экранно-вакуумной теплоизоляции.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016101250A RU2617161C1 (ru) | 2016-01-18 | 2016-01-18 | Блок двигателей малой тяги разгонного блока |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016101250A RU2617161C1 (ru) | 2016-01-18 | 2016-01-18 | Блок двигателей малой тяги разгонного блока |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2617161C1 true RU2617161C1 (ru) | 2017-04-21 |
Family
ID=58643097
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016101250A RU2617161C1 (ru) | 2016-01-18 | 2016-01-18 | Блок двигателей малой тяги разгонного блока |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2617161C1 (ru) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108454887A (zh) * | 2018-02-06 | 2018-08-28 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种平衡排放的双组元推进装置及控制方法 |
| RU2751729C1 (ru) * | 2020-10-29 | 2021-07-16 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Способ управления ракетой космического назначения |
| RU2751731C1 (ru) * | 2020-10-29 | 2021-07-16 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Способ управления ракетой космического назначения, переоборудованной из многоступенчатой жидкостной баллистической ракеты |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5042752A (en) * | 1987-09-16 | 1991-08-27 | Messerschmitt-Bolkow-Blohm Gmbh | Apparatus for controlling the attitude of and stabilizing an elastic body |
| RU2043956C1 (ru) * | 1993-11-23 | 1995-09-20 | Научно-производственное объединение им.С.А.Лавочкина | Автономный ракетный блок |
| RU2563923C1 (ru) * | 2014-04-21 | 2015-09-27 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Модульная двигательная установка малой тяги |
| RU2569658C2 (ru) * | 2014-02-26 | 2015-11-27 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Космическая платформа |
-
2016
- 2016-01-18 RU RU2016101250A patent/RU2617161C1/ru active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5042752A (en) * | 1987-09-16 | 1991-08-27 | Messerschmitt-Bolkow-Blohm Gmbh | Apparatus for controlling the attitude of and stabilizing an elastic body |
| RU2043956C1 (ru) * | 1993-11-23 | 1995-09-20 | Научно-производственное объединение им.С.А.Лавочкина | Автономный ракетный блок |
| RU2569658C2 (ru) * | 2014-02-26 | 2015-11-27 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Космическая платформа |
| RU2563923C1 (ru) * | 2014-04-21 | 2015-09-27 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Модульная двигательная установка малой тяги |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108454887A (zh) * | 2018-02-06 | 2018-08-28 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种平衡排放的双组元推进装置及控制方法 |
| RU2751729C1 (ru) * | 2020-10-29 | 2021-07-16 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Способ управления ракетой космического назначения |
| RU2751731C1 (ru) * | 2020-10-29 | 2021-07-16 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Способ управления ракетой космического назначения, переоборудованной из многоступенчатой жидкостной баллистической ракеты |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2617161C1 (ru) | Блок двигателей малой тяги разгонного блока | |
| Bai et al. | Trajectory-battery integrated design and its application to orbital maneuvers with electric pump-fed engines | |
| KR101168784B1 (ko) | 전기 화학적 산소 발생 모듈 어셈블리 | |
| US4786015A (en) | Structural cooling unit | |
| US9902507B2 (en) | Artificial satellite and method for filling a tank of propellent gas of said artificial satellite | |
| EP0916835B1 (en) | Closed loop cooled rocket engine | |
| US20020139902A1 (en) | Low-thrust cryogenic propulsion module | |
| RU2524483C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
| US20160376032A1 (en) | Torque generation system, attitude control system for spacecraft, and relative position and velocity control system for spacecraft | |
| JP2011183841A (ja) | 推進薬タンク及びこの推進薬タンクを用いた蒸気噴射装置 | |
| US9194332B2 (en) | In-flight attitude control and direct thrust flight control system of a vehicle and craft comprising such a system | |
| EP3831725B1 (en) | Cold gas thruster with solid propellant | |
| RU2624764C1 (ru) | Универсальная платформа космического аппарата | |
| RU2569658C2 (ru) | Космическая платформа | |
| ES2929451T3 (es) | Sistema de puesta en órbita de trabajo para un satélite | |
| KR101969901B1 (ko) | 단열셀을 구비한 소형 추력기 및 이를 구비한 비행체 | |
| KR20200001956A (ko) | 가열 장치, 증발원 및 증착 장치 | |
| Colón et al. | Spectre: Design of a Dual-Mode Green Monopropellant Propulsion System | |
| JPH11240498A (ja) | ソーラーアレイを取り付けたステーションを維持したり操縦したりするための反動推進エンジン | |
| US3220180A (en) | Radiation cooled rocket thrust motor | |
| EA034254B1 (ru) | Космическая платформа | |
| RU2603690C1 (ru) | Система термостабилизации приборного отсека космического аппарата | |
| WO2020186107A1 (en) | Spacecraft structures and mechanisms | |
| Vozoff et al. | NOFBX: A Non-Toxic," Green" Propulsion Technology with High Performance and Low Cost | |
| Krismer et al. | Qualification testing of a high performance bipropellant rocket engine using MON-3 and hydrazine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20171110 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner |