×
27.06.2015
216.013.5839

ОБЪЕДИНЕННАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА РАКЕТНОГО БЛОКА

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
№ охранного документа
0002554126
Дата охранного документа
27.06.2015
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкции двигательных установок ракетных блоков, использующих криогенные компоненты топлива для питания жидкостного ракетного двигателя и импульсных двигателей систем стабилизации ориентации и обеспечения запуска. В объединенной двигательной установке ракетного блока, включающей баки для криогенных компонентов топлива 1, маршевый ЖРД с турбонасосной системой подачи криогенных компонентов топлива в регенеративно-охлаждаемую камеру 2, импульсные двигатели системы стабилизации, ориентации и обеспечения запуска 3, использующие газообразные компоненты топлива, емкости 4 для газообразных компонентов топлива импульсных двигателей 3, емкости расположены вблизи баков под общей с ними теплоизоляцией 5, при этом стенки емкости соединены со стенками баков термомостами 6 с заданной длиной и площадью поперечного сечения, полости емкостей каждого из компонентов топлива сообщены через смесители 7 и трубопроводы 11, 12 с отсечными клапанами 9, 10, с выходами соответствующих компонентов топлива из насосов ТНА 8 и трактов охлаждения камеры 2, а в емкостях установлены датчики давления 13 и температур 14 газообразных компонентов топлива, выполняющих функцию чувствительных элементов системы управления ракетного блока. Изобретение обеспечивает повышение надежности двигательных установок ракетных блоков, использующих жидкие криогенные компоненты топлива. 1 ил.
Основные результаты: Объединенная двигательная установка ракетного блока, включающая баки для криогенных компонентов топлива, маршевый ЖРД с турбонасосной системой подачи криогенных компонентов топлива в регенеративно-охлаждаемую камеру, импульсные двигатели системы стабилизации, ориентации и обеспечения запуска, использующие газообразные компоненты топлива, емкости для газообразных компонентов топлива импульсных двигателей, отличающаяся тем, что емкости для газообразных компонентов топлива расположены вблизи баков под общей с ними теплоизоляцией, при этом стенки емкостей соединены со стенками баков термомостами с заданной длиной и площадью поперечного сечения, полости емкостей каждого из компонентов топлива сообщены через смесители и трубопроводы с отсечными клапанами с выходами соответствующих компонентов топлива из насосов ТНА и трактов охлаждения камеры, а в емкостях установлены датчики давления и температур - чувствительные элементы системы управления ракетного блока.
Реферат Свернуть Развернуть

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкции двигательных установок (ДУ) ракетных блоков (РБ), использующих криогенные компоненты топлива для питания маршевого жидкостного ракетного двигателя (МЖРД) и импульсных двигателей (ИД) систем стабилизации ориентации и обеспечения запуска (СООЗ).

В связи со значительными затратами энергии на испарение и высоким положительным порогом энергии активации реакции криогенных компонентов топлива использование их в качестве компонентов топлива ИД СООЗ возможно только в газообразном виде.

Известна двигательная установка, использующая газообразные компоненты топлива с подачей их в двигатели из баллонов высокого давления (заявка на изобретение №2011143826/06 от 28.10.2011, по которой принято решение о выдаче патента на изобретение от 7.02.2013).

Особенностью такой ДУ является ее относительно большая масса вследствие больших объемов баллонов высокого давления, предназначенных для хранения газообразных компонентов топлива, что практически исключает целесообразность ее использования при относительно больших запасах топлива, характерных, например, для СООЗ тяжелых ракетных блоков.

Известна принятая за прототип предлагаемого изобретения -объединенная двигательная установка (ОДУ) многоразового орбитального корабля (МОК) «Буран» (см. книгу Многоразовый орбитальный корабль «Буран». М.: Машиностроение, 1995, раздел 5, стр.195…214).

В ОДУ МОК «Буран», использующей криогенный компонент топлива - жидкий кислород - в качестве окислителя и керосин - в качестве горючего, предусмотрена система преобразования жидкого кислорода в газообразный посредством процессов сжигания части расхода кислорода с керосином в газогенераторе с испарением остального расхода кислорода за счет образовавшегося в процессе горения тепла при общем соотношении расходов кислорода к керосину 70…100, что обеспечивает образование газообразных окислительных продуктов газогенерации с температурой, приемлемой для элементов конструкции, и накопление этих продуктов в емкостях - ресиверах, откуда осуществляется их отбор для питания ИД.

Горючее ОДУ МОК «Буран» - керосин содержит достаточный запас тепла, обеспечивающий в начальной стадии воспламенения высокую температуру смеси в камерах импульсных двигателей, которая инициирует высокую скорость предпламенных реакций в процессе воспламенения (кинетическая стадия реакции) и, следовательно, малую задержку воспламенения смеси, что допускает использование этого горючего в качестве компонента топлива импульсного двигателя.

В случае применения 2-х жидких криогенных компонентов топлива СООЗ для уменьшения задержки воспламенения в камерах импульсных двигателей необходимо преобразование в газообразный компонент топлива импульсных двигателей не только жидкого криогенного окислителя, как в прототипе, но и жидкого криогенного горючего в газообразное; только так возможно обеспечить приемлемые динамические характеристики импульсных двигателей такой СООЗ.

Однако преобразование жидких криогенных компонентов топлива в газообразные по способу прототипа (посредством газогенератора) сопряжено с образованием примесей в газообразных компонентах топлива, например воды (H2O) в случае использования в качестве горючего жидкого водорода, воды и углерода в виде сажи, - при преобразовании жидкого метана. Наличие указанных примесей является неприемлемым из-за возможности замерзания воды в трактах питания ИД в паузах между включениями СООЗ (при остывании газообразных компонентов топлива) и засорения трактов твердыми примесями, что может привести к потере работоспособности СООЗ; также при этом ухудшаются процессы горения и динамические характеристики ИД. В связи с вышеуказанным требуется организация сепарации жидкой и твердой фаз из газообразных компонентов топлива ИД, что приводит к увеличению массы СООЗ за счет введения сепараторов; при этом полное очищение газообразных компонентов от примесей не гарантировано.

Предлагаемое изобретение направлено на повышение надежности объединенной ДУ МЖРД с СООЗ, использующей криогенные компоненты топлива. Этот технический результат обеспечивается тем, что в ДУ ракетного блока, включающей баки с жидкими криогенными компонентами топлива, МЖРД с турбонасосной системой подачи компонентов топлива, в состав которого входит камера сгорания с регенеративным охлаждением компонентами топлива, импульсные двигатели системы стабилизации, ориентации, обеспечения запуска и емкости для накопления газообразных компонентов топлива, емкости расположены вблизи баков под общей с ними теплоизоляцией, при этом стенки емкости соединены со стенками баков термомостами с заданной длиной и площадью поперечного сечения, а полости емкостей каждого из компонентов топлива сообщены через смесители и трубопроводы, включающие отсечные клапаны, с выходами соответствующих компонентов топлива из насосов ТНА и трактов охлаждения камеры; при этом в емкостях установлены датчики давлений и температур газообразных компонентов топлива - чувствительные элементы системы управления (СУ) РБ.

Такое исполнение ДУ обеспечивает преобразование жидких криогенных компонентов топлива, использующихся для маршевого двигателя, в газообразные компоненты с заданными температурами и заполнение ими емкостей до заданных давлений при работе МЖРД.

Криогенные компоненты топлива газифицируются в трактах охлаждения камеры сгорания, часть каждого из газообразных компонентов отбирается с выхода соответствующего тракта охлаждения и подается в смеситель, где смешивается с отбираемым за насосом ТНА криогенным компонентом, после чего данная смесь достигает необходимой температуры и подается в соответствующую емкость до достижения заданной величины давления. Параметры тепловых мостов и теплоизоляции обеспечивают при заданных тепловых потоках на РБ, в паузе между работой МЖРД и включениями СООЗ, заданные минимальные превышения температур газообразных компонентов топлива над температурами их конденсации в емкостях и трактах питания ИД СООЗ при давлениях в емкостях, а относительно низкая температура компонентов топлива, которая обеспечивается наличием теплового моста между емкостью и баком, обуславливает минимальные размеры емкости и, следовательно, ее минимальную массу. Газификация компонентов топлива согласно предлагаемому изобретению повышает надежность ДУ, так как исключается возможность образования примесей в газообразных компонентах топлива.

Сущность изобретения поясняется представленной на чертеже схемой двигательной установки ракетного блока. В ее состав входят баки для криогенных компонентов топлива 1, маршевый ЖРД с турбонасосной системой подачи криогенных компонентов топлива в регенеративно-охлаждаемую камеру 2, импульсные двигатели системы стабилизации, ориентации и обеспечения запуска 3, использующие газообразные компоненты топлива, емкости 4 для газообразных компонентов топлива импульсных двигателей, теплоизоляционные покрытия баков и емкостей 5, термомосты 6 с заданной длиной и площадью поперечного сечения, смесители 7 и отсечные клапаны 9, 10, установленные в трубопроводах 11, 12, сообщающих выходы соответствующих компонентов топлива из насосов ТНА 8 и трактов охлаждения камеры 2 со смесителями 7, датчики давления 13 и датчики температуры 14, установленные в емкостях 4.

При работе ДУ жидкие криогенные компоненты топлива поступают из баков 1 через открытые клапаны на соответствующие входы насосов ТНА 8, где повышается их давление, далее жидкие компоненты топлива поступают в рубашки охлаждения камеры сгорания 2, где за счет теплопритока от высокотемпературных продуктов сгорания камеры нагреваются и испаряются. После рубашки часть газообразного окислителя через трубопровод 11(1) с открытым клапаном 10(1) подается в смеситель 7(1), где смешивается с жидким окислителем, поступающим с выхода насоса ТНА 8 через трубопровод 12(1) с открытым клапаном 9(1). Аналогично, после рубашки охлаждения камеры 2 часть газообразного горючего через трубопровод 11(2) с открытым клапаном 10(2) подается в смеситель 7(2), где смешивается с жидким горючим, поступающим с выхода насоса ТНА 8 через трубопровод 12(2) с открытым клапаном 9(2). За счет теплосодержания газообразных окислителя и горючего жидкие компоненты топлива в смесителях 7 испаряются и нагреваются до заданной средней температуры смеси. Образовавшиеся газообразные компоненты топлива поступают в емкости 4, расположенные вблизи баков 1, накапливаясь в них в количестве, достаточном для проведения сеансов включений СООЗ. Накопление каждого из газообразных компонентов топлива происходит до момента достижения заданных давлений в емкостях 4, после чего по сигналам датчиков давления 13 СУ выдает команды на закрытие клапанов 9 и 10. Во время дозаправки емкостей 4 газообразными компонентами температуры смесей газов в емкостях контролируются по показаниям датчиков температуры 14: при выходе значений температур в емкостях за нижние пределы допустимых диапазонов по сигналам датчиков температуры 14 СУ формирует команду на закрытие отсечных клапанов 9, подающих в смесители 7 криогенный компонент с выходов насосов ТНА 8, а в случае превышения верхних пределов диапазонов температуры - на закрытие отсечных клапанов 10, подающих газообразный компонент с выходов трактов охлаждения камеры сгорания, чем обеспечивается поддержание температур газообразных компонентов топлива в емкостях в заданных диапазонах значений. В паузах между работой МЖРД и включениями СООЗ температуры накопленных газообразных компонентов топлива в емкостях 4 поддерживаются в заданном диапазоне значений за счет обеспечения балансов теплопритоков в емкости через теплоизоляционное покрытие 5 и теплооттоков через термомосты 6 в баки 1.

Использование предлагаемого изобретения позволит реализовать в виде работоспособных конструкций с достаточно высоким уровнем надежности объединенные ДУ ракетных блоков, включающие МЖРД и СООЗ и использующие жидкие криогенные компоненты топлива, в частности жидкий водород, который в сочетании с жидким кислородом представляет собой эффективное топливо, обеспечивающее существенное повышение энергомассовых характеристик СООЗ с импульсными двигателями. Кроме того, топлива на основе криогенных компонентов «жидкий кислород + жидкий водород», «жидкий кислород + жидкий метан» являются экологически чистыми в отличие от экологически грязных компонентов высококипящего топлива (гидразин, диметилгидразин, азотный тетраксид и т.д.), использующихся в настоящее время в СООЗ, а также в отличие от условно экологически чистого топлива «жидкий кислород + керосин», применяемого в прототипе.

Объединенная двигательная установка ракетного блока, включающая баки для криогенных компонентов топлива, маршевый ЖРД с турбонасосной системой подачи криогенных компонентов топлива в регенеративно-охлаждаемую камеру, импульсные двигатели системы стабилизации, ориентации и обеспечения запуска, использующие газообразные компоненты топлива, емкости для газообразных компонентов топлива импульсных двигателей, отличающаяся тем, что емкости для газообразных компонентов топлива расположены вблизи баков под общей с ними теплоизоляцией, при этом стенки емкостей соединены со стенками баков термомостами с заданной длиной и площадью поперечного сечения, полости емкостей каждого из компонентов топлива сообщены через смесители и трубопроводы с отсечными клапанами с выходами соответствующих компонентов топлива из насосов ТНА и трактов охлаждения камеры, а в емкостях установлены датчики давления и температур - чувствительные элементы системы управления ракетного блока.
ОБЪЕДИНЕННАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА РАКЕТНОГО БЛОКА
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 1-10 of 124 items.
20.01.2013
№216.012.1d54

Разъемный стык трубопроводов

Изобретение относится к агрегатам и узлам пневмогидросистем и предназначено для разъемного сочленения трубопроводов. Разъемный стык трубопроводов содержит наконечники на сопрягаемых трубопроводах, накидную гайку и уплотнение между наконечниками. На наконечнике, свободном от накидной гайки,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002473002
Дата охранного документа: 20.01.2013
20.01.2013
№216.012.1d55

Бортовое разъемное соединение

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для модернизации борта ракеты-носителя, например, при подсоединении трубопровода термостатирования с последующим его отделением при старте. Техническим результатом изобретения является уменьшение силового воздействия на...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002473003
Дата охранного документа: 20.01.2013
27.01.2013
№216.012.20ab

Способ формирования команды управления одноканальной вращающейся по углу крена ракетой и устройство для его осуществления (варианты)

Предлагаемая группа изобретений относится к области ракетного вооружения. Способ формирования команды управления одноканальной вращающейся по углу крена ракетой включает формирование программно-временного сигнала, формирование сигнала крена ракеты, модуляцию им программно-временного сигнала и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002473864
Дата охранного документа: 27.01.2013
10.02.2013
№216.012.2336

Способ разрушения фрагментов космического мусора

Изобретение относится к области защиты космических объектов от космического мусора, метеоритов и других опасных объектов, а также для очистки околоземного космического пространства от прекративших активное существование ИСЗ, их обломков и отходов жизнедеятельности человека. Способ заключается в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474516
Дата охранного документа: 10.02.2013
10.02.2013
№216.012.2337

Способ подавления упругих колебаний конструкции ракеты пакетной схемы

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для подавления упругих колебаний конструкций ракет космического назначения (РКН) пакетной схемы. Позиционные гироскопы установлены в трехстепенных подвесах и измеряют угловое положение ракеты. Скоростные гироскопы...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474517
Дата охранного документа: 10.02.2013
10.02.2013
№216.012.2452

Способ определения негерметичности агрегатов, имеющих подвижные элементы

Изобретение относится к области испытательной техники и может быть использовано для определения значения негерметичности агрегатов при воздействии вибрации, в том числе при резонансах его подвижных элементов, и направлено на повышение точности определения значения негерметичности агрегатов, что...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474800
Дата охранного документа: 10.02.2013
20.02.2013
№216.012.26b1

Устройство металлизации корпуса изделия

Изобретение относится к устройствам защиты от электрических разрядов корпусов летательных аппаратов. Устройство металлизации корпуса изделия состоит из силовой конструкции, нанесенного на нее наружного слоя из нетокопроводного материала и металлических прокладок, обладающих электропроводностью....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002475425
Дата охранного документа: 20.02.2013
20.02.2013
№216.012.26b4

Способ управления угловым движением ракеты космического назначения

Изобретение относится к управлению движением изделий ракетно-космической техники. Способ осуществляется отклонением установленных по крестообразной схеме камер сгорания, расположенных в плоскостях стабилизации I, II, III и IV. При этом вырабатывают командные сигналы , , по тангажу, рысканию и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002475428
Дата охранного документа: 20.02.2013
27.02.2013
№216.012.2a4e

Способ бортового контроля для аварийного прекращения полета ракеты

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам космического назначения (РКН). Способ бортового контроля для аварийного прекращения полета ракеты заключается в периодическом вычислении в бортовой автоматической системе управления трех компонент вектора земной скорости...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476357
Дата охранного документа: 27.02.2013
10.03.2013
№216.012.2e53

Агрегат с радиальным потоком

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в конструкции центробежных высокооборотных компрессоров. Агрегат с радиальным потоком содержит корпус, рабочее колесо, расположенное на валу, щелевое уплотнение и магистраль возврата утечек на всасывание. В указанном агрегате...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002477390
Дата охранного документа: 10.03.2013
Showing 1-10 of 126 items.
20.01.2013
№216.012.1d54

Разъемный стык трубопроводов

Изобретение относится к агрегатам и узлам пневмогидросистем и предназначено для разъемного сочленения трубопроводов. Разъемный стык трубопроводов содержит наконечники на сопрягаемых трубопроводах, накидную гайку и уплотнение между наконечниками. На наконечнике, свободном от накидной гайки,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002473002
Дата охранного документа: 20.01.2013
20.01.2013
№216.012.1d55

Бортовое разъемное соединение

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для модернизации борта ракеты-носителя, например, при подсоединении трубопровода термостатирования с последующим его отделением при старте. Техническим результатом изобретения является уменьшение силового воздействия на...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002473003
Дата охранного документа: 20.01.2013
27.01.2013
№216.012.20ab

Способ формирования команды управления одноканальной вращающейся по углу крена ракетой и устройство для его осуществления (варианты)

Предлагаемая группа изобретений относится к области ракетного вооружения. Способ формирования команды управления одноканальной вращающейся по углу крена ракетой включает формирование программно-временного сигнала, формирование сигнала крена ракеты, модуляцию им программно-временного сигнала и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002473864
Дата охранного документа: 27.01.2013
10.02.2013
№216.012.2336

Способ разрушения фрагментов космического мусора

Изобретение относится к области защиты космических объектов от космического мусора, метеоритов и других опасных объектов, а также для очистки околоземного космического пространства от прекративших активное существование ИСЗ, их обломков и отходов жизнедеятельности человека. Способ заключается в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474516
Дата охранного документа: 10.02.2013
10.02.2013
№216.012.2337

Способ подавления упругих колебаний конструкции ракеты пакетной схемы

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для подавления упругих колебаний конструкций ракет космического назначения (РКН) пакетной схемы. Позиционные гироскопы установлены в трехстепенных подвесах и измеряют угловое положение ракеты. Скоростные гироскопы...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474517
Дата охранного документа: 10.02.2013
10.02.2013
№216.012.2452

Способ определения негерметичности агрегатов, имеющих подвижные элементы

Изобретение относится к области испытательной техники и может быть использовано для определения значения негерметичности агрегатов при воздействии вибрации, в том числе при резонансах его подвижных элементов, и направлено на повышение точности определения значения негерметичности агрегатов, что...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474800
Дата охранного документа: 10.02.2013
20.02.2013
№216.012.26b1

Устройство металлизации корпуса изделия

Изобретение относится к устройствам защиты от электрических разрядов корпусов летательных аппаратов. Устройство металлизации корпуса изделия состоит из силовой конструкции, нанесенного на нее наружного слоя из нетокопроводного материала и металлических прокладок, обладающих электропроводностью....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002475425
Дата охранного документа: 20.02.2013
20.02.2013
№216.012.26b4

Способ управления угловым движением ракеты космического назначения

Изобретение относится к управлению движением изделий ракетно-космической техники. Способ осуществляется отклонением установленных по крестообразной схеме камер сгорания, расположенных в плоскостях стабилизации I, II, III и IV. При этом вырабатывают командные сигналы , , по тангажу, рысканию и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002475428
Дата охранного документа: 20.02.2013
27.02.2013
№216.012.2a4e

Способ бортового контроля для аварийного прекращения полета ракеты

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам космического назначения (РКН). Способ бортового контроля для аварийного прекращения полета ракеты заключается в периодическом вычислении в бортовой автоматической системе управления трех компонент вектора земной скорости...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476357
Дата охранного документа: 27.02.2013
10.03.2013
№216.012.2e53

Агрегат с радиальным потоком

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в конструкции центробежных высокооборотных компрессоров. Агрегат с радиальным потоком содержит корпус, рабочее колесо, расположенное на валу, щелевое уплотнение и магистраль возврата утечек на всасывание. В указанном агрегате...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002477390
Дата охранного документа: 10.03.2013
+ добавить свой РИД