Ракетный разгонный блок

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции разгонных блоков (РБ), предназначенных для выведения на рабочие орбиты различных полезных грузов. Согласно изобретению, РБ содержит корпус, сферический бак окислителя, бак горючего в форме тора и маршевый двигатель. Двигатель расположен внутри тора и смещен относительно центральной оси РБ. РБ имеет двигательную установку системы ориентации и блок многоразового запуска (внутри тора). Корпус РБ выполнен в виде верхнего переходника, установленного на среднем переходнике, установленном, в свою очередь, на нижнем переходнике. На верхнем переходнике установлены бак окислителя, тороидальный приборный отсек и радиационный теплообменник. Малонаправленные антенны размещены на межбаковой ферме. Изобретение направлено на создание универсального РБ, обеспечивающего температурный режим приборов без существенного утяжеления и усложнения приборного отсека и эксплуатацию в любых климатических условиях, на повышение надежности и безопасности РБ. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

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 высокоэнергетические орбиты различных космических объектов - полезных грузов.

Известен разгонный блок для космического корабля "Восток", содержащий расположенные на общей оси жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) и тороидальные топливные баки криогенного окислителя (жидкий кислород) и углеводородного горючего (керосин), связанные между собой межбаковым каркасным переходным отсеком и внутренними силовыми балками, при этом ЖРД расположен в центральной части тороидального бака горючего, ограниченной его внутренней кольцевой стенкой, и установлен на силовой раме, закрепленной на внутренних силовых балках, а на внутренней кольцевой стенке тороидального бака окислителя расположена стержневая ферма для крепления полезного груза (Глушко В.П. "Космонавтика", Энциклопедия, М., "Советская энциклопедия", 1985, стр. 65).

Недостатками аналога являются невозможность длительного хранения компонентов топлива из-за больших теплопритоков по межбаковому отсеку в условиях отсутствия системы терморегулирования; утяжеление блока из-за выполнения его по схеме несущей конструкции; а также невозможность многократного включения двигательной установки в связи с тем, что по мере выработки топлива, его остатки (в силу торовой формы бака окислителя) неэффективно транспортируются к заборному устройству.

Известен автономный ракетный блок по патенту РФ N 2043956 (МПК⁶: В 64 G 1/40), который содержит кольцеобразный блок баков, приборные отсеки, двухкомпонентный ракетный двигатель, установленный во внутреннем проеме блока баков вдоль продольной оси; оболочки баков горючего и приборных отсеков выполнены в форме сфер, диаметры которых равны диаметрам оболочек баков окислителя, при этом центры сфер размещены в вершинах правильного шестиугольника, плоскость которого перпендикулярна продольной оси блока, а оболочки баков горючего усечены одной, а оболочки приборных отсеков - двумя плоскостями, расположенными на одинаковом расстоянии от центров сфер.

Недостатками данного решения является невозможность плотной компоновки, нет должной циркуляции воздуха для охлаждения блока, применен только жидкостный активный контур системы терморегулирования, что неэкономично и приводит к увеличению массы блока; нерационально выполнена конструктивная схема сопряжения блока с другими отсеками (не предусмотрены шпангоуты), что приводит к увеличению массы сопрягаемых блоков; блок не унифицирован - его нельзя использовать для криогенных компонентов топлива; а компоновка блока не позволяет увеличить объем топлива.

Наиболее близким аналогом заявляемого блока является разгонный блок для лунного космического комплекса, содержащий жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), тороидальный бак углеводородного горючего и сферический бак криогенного окислителя, связанные между собой через каркасный межбаковый отсек, к которому они подсоединены с помощью стержневых ферм, при этом ЖРД расположен в центральной части тороидального бака горючего, ограниченной его кольцевой стенкой, и установлен на собственной силовой раме, закрепленной с помощью внутренней стержневой фермы на межбаковом отсеке, к верхней части которого также подсоединены стержневая ферма для крепления космического объекта и переходной отсек, связывающий разгонный блок с предыдущей ступенью ракеты-носителя.

Внутри бака окислителя установлены баллоны высокого давления. Бустерные насосы окислителя и горючего установлены соответственно на входе бака окислителя и горючего, при этом бак горючего установлен наклонно по отношению к центральной оси блока. Под баком горючего установлена двигательная установка системы ориентации и обеспечения запуска (Филин В.М. и др. "От первого спутника до "Энергии" - "Бурана" и "Мира", РКК "Энергия", М., 1994 г., стр. 69).

Недостатками прототипа являются: - отсутствие герметичного приборного отсека усложняет термостатирование аппаратуры, так как требует отдельного термостатирования каждого прибора, что усложняет и утяжеляет блок в целом; - блок выполнен по силовой схеме, что утяжеляет блок в целом и усложняет его сопряжение с ракетой-носителем (необходимо создание поверхности сопряжения для наклонного шпангоута бака горючего), по той же причине сложен процесс отделения блока от ракеты-носителя; - ограничены возможности использования данного блока - его нельзя использовать при морском старте, так как все агрегаты открыты и подвержены воздействию агрессивной морской среды (солевые аэрозоли).

Задачей изобретения является создание универсального ракетного разгонного блока, пригодного для использования его в составе любой ракеты-носителя среднего и тяжелого класса; обеспечение температурного режима работы приборов без существенного усложнения системы термостатирования, обеспечение возможности эксплуатации блока в любых климатических условиях (например, при морском старте, где пары морской воды агрессивны для приборов и аппаратуры); создание надежной системы термостатирования компонентов, что особенно важно при использовании криогенных компонентов (жидкого кислорода в качестве окислителя); обеспечение возможности дистанционного управления блоком на стартовой позиции, что обеспечивает более высокую надежность блока; увеличение его безопасности в случае аварийной ситуации на стартовой позиции.

Данная задача решается тем, что в ракетном разгонном блоке, содержащем корпус, сферический бак окислителя с дренажной магистралью и баллонами высокого давления, тороидальный бак горючего, подвешенный на межбаковой ферме, маршевый двигатель с блоком подачи окислителя и горючего, расположенный внутри центральной части тора бака горючего, двигательную установку системы ориентации и обеспечения запуска, корпус выполнен в виде верхнего переходника, установленного на среднем переходнике, установленном соответственно на нижнем переходнике; введен тороидальный приборный отсек, установленный с помощью фермы на верхнем переходнике, на приборном отсеке размещены химические источники тока, а внутри приборного отсека расположена аппаратура системы управления и бортовых измерений; маршевый двигатель, размещенный внутри тора бака горючего, смещен относительно центральной оси блока и установлен на ферме на верхнем переходнике; сферический бак окислителя закреплен с помощью фермы на верхнем переходнике, причем блок подачи окислителя размещен в нижней точке бака на центральной оси блока, а дренажная магистраль - диаметрально противоположно; внутри тора бака горючего расположен блок многоразового запуска, а бак горючего подвешен на межбаковой ферме к верхнему переходнику; разъемные соединения газоснабжения системы наддува бака окислителя, системы заправки и слива окислителя выведены на нижнее днище бака горючего и снабжены элементами разделения и устройствами захвата разделяемых соединений, кроме того, на верхнем переходнике введен в виде двух полуколец, охватывающих нижнюю часть верхнего переходника, радиационный теплообменник, а на боковой поверхности верхнего переходника выполнены отверстия для охлаждения блока термостатирующим воздухом, сообщенные с воздушной системой обеспечения теплового режима, а на нижнем переходнике выполнены дренажные клапаны сброса термостатирующего воздуха на старте и при выведении блока; дополнительно введена система штатного и аварийного наддува внутренней полости блока; малонаправленные антенны установлены на межбаковой ферме; введено устройство сброса газа из блока, расположенное в межбаковом пространстве.

Кроме того, ферма крепления бака окислителя выполнена из материала, имеющего низкую теплопроводность; система штатного и аварийного наддува его внутренней полости выполнена в виде баллонов высокого давления с элементами пневмоподачи и управления; устройство сброса газа из блока выполнено в виде двух сопловых блоков, которые изначально заглушены и в процессе подготовки к старту путем снятия определенных заглушек реализуется сброс газов, при этом может быть передано определенное движение (либо сброс газа может быть осуществлен без возмущения движения блока).

На чертеже изображена схема ракетного разгонного блока, где: 1 - верхний переходник (ВП); 2 - средний переходник (СП); 3 - нижний переходник (НП); 4 - бак окислителя (БО); 5 - ферма бака окислителя (ФБО); 6 - бак горючего (БГ);
7 - межбаковая ферма (МФ);
8 - маршевый двигатель (МД);
9 - ферма маршевого двигателя (ФМД);
10 - блок подачи окислителя (БПО);
11 - блок многоразового запуска (БМЗ);
12 - двигательная установка системы ориентации и обеспечения запуска (ДУСОЗ);
13 - приборный отсек (ПО);
14 - ферма приборного отсека (ФПО);
15 - поперечный внешний шпангоут приборного отсека (ПВШПО);
16 - химические источники тока (ХИТ);
17 - разъемные соединения газоснабжения системы наддува бака окислителя (РСГСНБО);
18 - разъемные соединения системы заправки и слива окислителя (РСЗСО);
19 - элементы разделения (ЭР);
20 - устройства захвата (УЗ);
21 - устройство сброса газа из блока (УСГБ);
22 - радиационный теплообменник (РТО);
23 - отверстия для охлаждения блока (ООБ);
24 - воздушная система обеспечения теплового режима (ВСОТР);
25 - дренажные клапаны сброса термостатирующего воздуха (ДКСТВ);
26 - система штатного и аварийного наддува внутренней полости блока (СШАНВПБ);
27 - баллоны высокого давления (БВД);.

28 - элементы подачи высокого давления управления (ЭПВДУ);
29 - малонаправленные антенны (МНА);
30 - дренажная магистраль окислителя (ДМО);
31 - плоскость отделения ракетного разгонного блока от ракеты-носителя (ПОРРБРИ);
32 - плоскость стыка ракетного разгонного блока с ракетой-носителем (ПСРРБРН);
33 - аппаратура системы управления и бортовых измерений (АСУБИ);
34 - указатель уровня окислителя (УУО)
35 - блок подачи горючего (БПГ).

Корпус ракетного разгонного блока выполнен из трех переходников: верхнего 1, среднего 2 и нижнего 3, при этом верхний переходник 1 опирается на средний 2, а средний - на нижний 3.

На верхнем переходнике 1 с помощью фермы бака окислителя 5 подвешен сферический бак окислителя 4. Для исключения притока тепла к баку окислителя 4, содержащего жидкий кислород, ферма 5 выполнена из низкотеплопроводного материала, например, стеклопластика.

На межбаковой ферме 7, одним концом закрепленной на верхнем переходнике 1, установлен тороидальный бак горючего 6. На ферме 9, одним концом закрепленной также на верхнем переходнике 1, установлен маршевый двигатель 8, расположенный внутри центральной части тора бака горючего 6 со смещением относительно центральной оси разгонного блока.

Над маршевым двигателем 8 в нижней части бака окислителя 4 на центральной оси разгонного блока размещен блок подачи окислителя 10, а диаметрально ему - дренажная магистраль окислителя 30 и указатель уровня окислителя 34.

На внутренней поверхности тора бака горючего 6 размещен блок многоразового запуска 11.

Под днищем бака горючего 6 размещены разъемные соединения газоснабжения системы наддува бака окислителя 17 и системы заправки и слива окислителя 18, выведенные трубопроводами с элементами разделения 19 на нижний переходник 3 в плоскость стыка 32 ракетного разгонного блока с ракетой-носителем. Там же расположены устройства захвата 20 разделяемых соединений при отделении разгонного блока от ракеты-носителя.

Под днищем бака горючего 6 размещена двигательная установка системы ориентации и обеспечения запуска 12.

На межбаковой ферме 7 установлены малонаправленные антенны 29. На внешней поверхности верхнего переходника 1 предусмотрены отверстия 23 для охлаждения блока (его внутренней полости) термостатирующим воздухом, подаваемым из воздушной системы обеспечения теплового режима 24, а на нижнем переходнике 3 выполнены дренажные клапаны сброса термостатирующего воздуха 25. С внешней стороны верхний переходник 1 охвачен радиационным теплообменником 22 в виде двух полуколец.

На верхнем переходнике 1 на ферме приборного отсека 14 установлен тороидальный приборный отсек 13, причем один конец фермы приборного отсека 14 опирается на верхний переходник 1, а другой - закреплен на поперечном внешнем шпангоуте приборного отсека 15.

На верхней поверхности тора приборного отсека 13 на платах установлены химические источники тока 16.

В приборном отсеке смонтирована аппаратура системы управления и бортовых измерений 33.

В схему разгонного блока введена система штатного и аварийного наддува внутренней полости блока 26, состоящая из баллонов высокого давления 27, расположенных внутри сферического бака окислителя 4 и элементов подачи высокого давления и управления 28.

Для создания управляющего импульса (относительно центра масс) в аварийной ситуации при отказе управляющих двигателей в межбаковом пространстве выполнено устройство сброса газа из блока 21, через которое стравливается давление.

Упомянутое устройство 21 выполнено в виде трубопроводов с запорной арматурой и выходными соплами.

Предложенный блок функционирует следующим образом. После завершения работы ступеней носителей производится отделение блока с космическим аппаратом от второй ступени носителя. При этом отделение производится по стыку среднего (2) и нижнего (3) переходников. Стык с носителем выполнен неразделяемым в полете. Такое конструктивное решение позволяет обеспечить проверку и контроль этого элемента в составе автономного блока. Сразу же после отделения по плоскости 31 от носителя (примерно через 1 сек) выключаются двигатели ДУСОЗ 12, обеспечивающие продольную перегрузку. Производится сброс среднего переходника 2, после чего осуществляется первый запуск МД 8. При этом предварительно раскручиваются турбины блоков подачи окислителя и горючего 10 и 35. Это же выполняется при всех последующих запусках МД 8. Системы блока обеспечивают до 5 запусков МД 8. Продолжительность работы МД 8 при первом запуске зависит от программы выведения конкретного космического аппарата. При этом может обеспечиваться выведение космических объектов либо на опорную орбиту, либо непосредственно на целевую орбиту. В большинстве случаев в результате первого запуска формируется опорная орбита, т.е. разгонный блок выполняет функции третьей ступени носителя. По командам АСУБИ 33 посредством ДУСОЗ 12 осуществляется программный разворот в положение, необходимое для второго включения МД 8, после чего осуществляется поддержание ориентации.

В процессе пассивного полета осуществляется сброс телеметрической информации через малонаправленные антенны 29, а также при необходимости ввод установок, корректирующих программу полета. В результате второго запуска блок с космическим аппаратом выводится на целевую орбиту. После этого выполняется разворот блока в положение отделения космического аппарата и осуществляется его последующее отделение. По завершению отделения космического аппарата производится торможение, закрутка и разворот блока в положение, отличающееся на 10-20^o от положения при отделении космического аппарата. Далее следует поддержание этой ориентации до разворота для связи со спутником-ретранслятором. После чего производится передача телеметрической информации с последующим разворотом в положение увода, далее следует включение ДУСОЗ 12, и блок переводится на орбиту хранения, где осуществляется выработка топлива из ДУСОЗ 12. Сброс давления из баллонов высокого давления 27 и сброс давления из баков окислителя 4 и горючего 6 осуществляется через устройства сброса газа из блока 21. Таким образом, блок считается переведенным в безопасный режим хранения.

Предложенный ракетный разгонный блок выполнен универсальным за счет введения верхнего 1, среднего 2 и нижнего 3 переходников, образующих силовую схему и позволяющих достаточно просто сопрягать блок с ракетой-носителем легкого и среднего классов, а выполнение шпангоута на приборном отсеке 13 позволяет сделать последний несущим и устанавливать его с помощью ферм на верхнем переходнике, на котором также монтируется блок полезного груза (космических объектов).

Выполнение приборного отсека 13 автономным и герметичным позволяет создать единую систему термостатирования всей аппаратуры и, таким образом, излишне не утяжелять приборный отсек, а следовательно, и блок в целом, а также увеличить надежность работы аппаратуры.

Кроме того, выполнение приборного отсека герметичным позволяет использовать блок в агрессивных средах (например, при морском старте в среде паров морской солесодержащей воды).

Введение в систему термостатирования блока радиационного теплообменника 22 на верхнем переходнике 1 дает возможность дополнительно отводить тепло, выделяемое аппаратурой.

Наряду с вышеупомянутым нововведением дополнительно, с целью улучшения условий терморегулирования блока, введена система прокачки термостатирующего воздуха системы ВСОТР 24 через отверстия 23 на внешней поверхности верхнего переходника 1.

Размещение малонаправленных антенн 29 внутри отсека позволяет обеспечить тепловой режим ее работы без дополнительных средств терморегулирования.

Все составляющие предложенного блока производятся отечественной промышленностью по отработанной технологии и в настоящее время прошли испытания.

Формула изобретения

1. Ракетный разгонный блок, содержащий корпус, сферический бак окислителя с дренажной магистралью и баллонами высокого давления, тороидальный бак горючего, подвешенный на межбаковой ферме, маршевый двигатель с блоком подачи окислителя и горючего, расположенный внутри тора бака горючего, двигательную установку системы ориентации и обеспечения запуска, отличающийся тем, что корпус выполнен в виде верхнего переходника, установленного на среднем переходнике, установленном соответственно на нижнем переходнике; введен тороидальный приборный отсек, установленный с помощью фермы на верхнем переходнике, на приборном отсеке размещены химические источники тока, а внутри приборного отсека расположена аппаратура системы управления и бортовых измерений; маршевый двигатель, размещенный внутри тора бака горючего, смещен относительно центральной оси блока и установлен на ферме на верхнем переходнике; сферический бак окислителя закреплен с помощью фермы на верхнем переходнике, причем блок подачи окислителя размещен в нижней точке бака на центральной оси блока, а дренажная магистраль - диаметрально противоположно; внутри тора бака горючего расположен блок многоразового запуска, а бак горючего подвешен на межбаковой ферме к верхнему переходнику; разъемные соединения газоснабжения системы наддува бака окислителя, системы заправки и слива окислителя выведены на нижнее днище бака горючего и снабжены элементами разделения и устройствами захвата разделяемых соединений, на верхнем переходнике введен в виде двух полуколец, охватывающих нижнюю часть верхнего переходника, радиационный теплообменник, а на боковой поверхности верхнего переходника выполнены отверстия для охлаждения блока термостатирующим воздухом, сообщенные с воздушной системой обеспечения теплового режима, а на нижнем переходнике выполнены дренажные клапаны сброса термостатирующего воздуха на старте и при выведении блока; дополнительно введена система штатного и аварийного наддува внутренней полости блока; малонаправленные антенны установлены на межбаковой ферме; введено устройство сброса газа из блока, расположенное в межбаковом пространстве.

2. Ракетный разгонный блок по п.1, отличающийся тем, что ферма крепления бака окислителя выполнена из низкотеплопроводного материала.

РИСУНКИ

Рисунок 1