Результат интеллектуальной деятельности: ТЕПЛОИЗОЛЯЦИЯ АГРЕГАТОВ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ КОСМИЧЕСКОГО ОБЪЕКТА И СПОСОБ ЕЕ МОНТАЖА

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к конструкции теплоизоляции агрегатов двигательной установки космического объекта.

Известен ракетный разгонный блок по патенту РФ №2153447, в котором блок подачи криогенного компонента размещен на криогенном баке. Блок подачи криогенного компонента состоит из расходного клапана, который размещен во внутренней полости криогенного бака, и бустерного турбонасосного агрегата, находящегося вне криогенного бака. Бустерный турбонасосный агрегат включает в себя насос и турбину. Корпус насоса выполнен в виде термомоста (из стеклопластика), а работа турбины в полете обеспечивается подачей горячего (≈400°C) «кислого» газа, отобранного из газовода за газогенератором маршевого двигателя. На криогенный бак нанесены пакеты экранно-вакуумной теплоизоляции (патент РФ №2384492 - прототип для заявляемой теплоизоляции и способа монтажа), которые покрыты гермооболочкой (патент РФ №2413661).

Несмотря на то, что тепловой режим криогенного бака обеспечивается наличием на нем экранно-вакуумной теплоизоляции, в криогенный бак поступает тепловой поток от маршевого двигателя и от турбины бустерного турбонасосного агрегата, увеличивая тем самым потери криогенного компонента - недостаток прототипа.

Задачей предложенной теплоизоляции агрегатов двигательной установки космического объекта, содержащей теплоизоляцию из пакетов экранно-вакуумной теплоизоляции криогенного бака и гермооболочку криогенного бака поверх них из мягкого неметаллического материала, причем на криогенном баке размещен блок подачи криогенного компонента, состоящий из расходного клапана и бустерного турбонасосного агрегата, с насосом и турбиной, работающей от подачи горячего газа, который отбирается из газовода за газогенератором маршевого двигателя двигательной установки, является уменьшение потерь криогенного компонента за счет снижения уровня теплового потока, поступающего в криогенный бак от турбины бустерного турбонасосного агрегата и маршевого двигателя двигательной установки космического объекта.

Задача решается за счет того, что в теплоизоляцию агрегатов двигательной установки космического объекта с блоком подачи криогенного компонента, расположенным на криогенном баке и состоящем из расходного клапана и бустерного турбонасосного агрегата, с насосом и турбиной, работающей от подачи горячего газа из газовода за газогенератором маршевого двигателя двигательной установки, дополнительно введена теплоизоляция блока подачи криогенного компонента, состоящая из теплоизоляционного материала, размещенных поверх него пакетов экранно-вакуумной теплоизоляции и гермооболочки блока подачи криогенного компонента поверх нее, расположенной с зазором к экранно-вакуумной теплоизоляции блока подачи криогенного компонента, которая закреплена на поясе, расположенном между насосом и турбиной бустерного турбонасосного агрегата, на расходном трубопроводе и на трубопроводе управляющего давления расходным клапаном, при этом теплоизоляция блока подачи криогенного компонента сопряжена с теплоизоляцией криогенного бака, причем экранно-вакуумная теплоизоляция криогенного бака содержит m пакетов, а экранно-вакуумная теплоизоляция блока подачи криогенного компонента содержит n пакетов, при этом n-ный пакет контактирует торцом с наружной поверхностью m-ного пакета, а наружная поверхность n-ного пакета контактирует с торцевой поверхностью m-1 пакета, причем указанная последовательность повторяется необходимое число раз, при этом увеличивается термическое сопротивление в стыках пакетов, гермооболочка теплоизоляции блока подачи криогенного компонента закреплена к гермооболочке теплоизоляции криогенного бака через переходное кольцо, которое воспринимает распорную силу, возникающую от внутреннего давления в гермооболочке теплоизоляции криогенного бака.

Задача решается за счет того, что в способе монтажа теплоизоляции агрегатов двигательной установки космического объекта, включающем нанесение экранно-вакуумной теплоизоляции на криогенный бак, до установки блока подачи криогенного компонента на криогенный бак закрепляют гермооболочку теплоизоляции блока подачи криогенного компонента на поясе, расположенном между насосом и турбиной бустерного турбонасосного агрегата и на трубопроводе управляющего давления расходным клапаном, далее после установки блока подачи криогенного компонента на криогенный бак наносят теплоизоляционный материал на наружные поверхности насоса бустерного турбонасосного агрегата, выравнивая его поверхность, затем гермооболочку теплоизоляции блока подачи криогенного компонента закрепляют на расходном трубопроводе, далее устанавливают пакеты экранно-вакуумной теплоизоляции блока подачи криогенного компонента поверх теплоизоляционного материала, затем гермооболочку теплоизоляции блока подачи криогенного компонента и гермооболочку теплоизоляции криогенного бака накладывают друг на друга и закрепляют их на наружной поверхности переходного кольца.

На фиг. 1 представлена теплоизоляция блока подачи криогенного компонента, на фиг. 2 представлена схема связи агрегатов двигательной установки, где:

1. блок подачи криогенного компонента;

2. расходный клапан;

3. бустерный турбонасосный агрегат;

4. насос;

5. турбина;

6. газовод;

7. газогенератор;

8. маршевый двигатель;

9. криогенный бак;

10. пакеты экранно-вакуумной теплоизоляции блока подачи криогенного компонента;

11. гермооболочка теплоизоляции блока подачи криогенного компонента;

12. теплоизоляционный материал;

13. пояс;

14. расходный трубопровод;

15. трубопровод управляющего давления;

16. пакеты экранно-вакуумной теплоизоляции криогенного бака;

17. гермооболочка теплоизоляции криогенного бака;

18. переходное кольцо;

19. кольца;

20. шнур;

21. рукава.

В теплоизоляцию агрегатов двигательной установки космического объекта с блоком подачи криогенного компонента 1, расположенным на криогенном баке 9 и состоящем из расходного клапана 2 и бустерного турбонасосного агрегата 3, с насосом 4 и турбиной 5, работающей от подачи горячего газа из газовода 6 за газогенератором 7 маршевого двигателя 8 двигательной установки, дополнительно введена теплоизоляция блока подачи криогенного компонента 1, состоящая из теплоизоляционного материала 12, размещенных поверх него пакетов экранно-вакуумной теплоизоляции и гермооболочки блока подачи криогенного компонента 10 и 11 поверх нее, расположенной с зазором к экранно-вакуумной теплоизоляции блока подачи криогенного компонента 10, которая закреплена на поясе 13, расположенном между насосом 4 и турбиной 5 бустерного турбонасосного агрегата 3, на расходном трубопроводе 14 и на трубопроводе управляющего давления 15 расходным клапаном 2, при этом теплоизоляция блока подачи криогенного компонента 1 сопряжена с теплоизоляцией криогенного бака 9, причем экранно-вакуумная теплоизоляция криогенного бака 9 содержит m пакетов, а экранно-вакуумная теплоизоляция блока подачи криогенного компонента 1 содержит n пакетов, при этом n-ный пакет контактирует торцом с наружной поверхностью m-ного пакета, а наружная поверхность n-ного пакета контактирует с торцевой поверхностью m-1 пакета, причем указанная последовательность повторяется необходимое число раз, при этом увеличивается термическое сопротивление в стыках пакетов. Гермооболочка теплоизоляции блока подачи криогенного компонента 11 закреплена к гермооболочке теплоизоляции криогенного бака 17 через переходное кольцо 18, которое воспринимает распорную силу, возникающую от внутреннего давления в гермооболочке теплоизоляции криогенного бака 17.

При работе турбины 5 бустерного турбонасосного агрегата 3 с помощью горячего «кислого» газа возникает дополнительный тепловой поток, который вместе с тепловым потоком от маршевого двигателя 8 отсекается от криогенного бака 9 установкой пакетов экранно-вакуумной теплоизоляции на блок подачи криогенного компонента 10, размещенной выше турбины 5 бустерного турбонасосного агрегата 3.

Увеличением термического сопротивления в стыках пакетов 10 и 16 уменьшается передача тепла от пакетов 10 к пакетам 16, чем достигается еще большее снижение теплового потока, поступающего в криогенный бак 9.

В способе монтажа теплоизоляции агрегатов двигательной установки космического объекта, включающий нанесение экранно-вакуумной теплоизоляции на криогенный бак 9, до установки блока подачи криогенного компонента 1 на криогенный бак 9 закрепляют гермооболочку теплоизоляции блока подачи криогенного компонента 11 на поясе 13, расположенном между насосом 4 и турбиной 5 бустерного турбонасосного агрегата 3, и на трубопроводе управляющего давления 15 расходным клапаном 2, далее после установки блока подачи криогенного компонента 1 на криогенный бак 9 наносят теплоизоляционный материал 12 на наружные поверхности насоса 4 бустерного турбонасосного агрегата 3, выравнивая его поверхность, затем гермооболочку теплоизоляции блока подачи криогенного компонента 11 закрепляют на расходном трубопроводе 14, далее устанавливают пакеты экранно-вакуумной теплоизоляции блока подачи криогенного компонента 10 поверх теплоизоляционного материала 12, затем гермооболочку теплоизоляции блока подачи криогенного компонента 10 и гермооболочку теплоизоляции криогенного бака 17 накладывают друг на друга и закрепляют их на наружной поверхности переходного кольца 18.

При монтаже теплоизоляции на блоке подачи криогенного компонента 1 используют, например, клей 88НП, в качестве теплоизоляционного материала 12 может быть использован материал ATM.

В гермооболочку теплоизоляции блока подачи криогенного компонента 11 могут быть вклеены, например, рукава 21, охватывающие трубопроводы 14 и 15 и герметизирующиеся на них, например, с помощью колец 19 из пористой резины и шнура 20.

При использовании в качестве гермооболочки теплоизоляции блока подачи криогенного компонента 11 материала «Перплен» для более качественных клеевых соединений гермооболочки теплоизоляции блока подачи криогенного компонента 11 и гермооболочки теплоизоляции криогенного бака 17 с переходным кольцом 18 (например, металлическим) может быть применена ткань 500 как промежуточное звено.

Теплоизоляция агрегатов двигательной установки космического объекта с блоком подачи криогенного компонента 1, расположенном на криогенном баке 9 и состоящем из расходного клапана 2 и бустерного турбонасосного агрегата 3, с насосом 4 и турбиной 5, работающей от подачи горячего газа из газовода 6 за газогенератором 7 маршевого двигателя 8 двигательной установки, функционирует следующим образом.

В процессе полета космического объекта после запуска маршевого двигателя 8 работа блока подачи криогенного компонента 1 обеспечивается подачей «кислого» горячего газа на турбину 5 бустерного турбонасосного агрегата 3, в результате чего турбина 5 формирует тепловой поток, который отсекается от криогенного бака 9 теплоизоляцией блока подачи криогенного компонента 1, и которая начинает работать после вскрытия гермооболочки криогенного бака 17 на активном участке полета ракеты-носителя и вакуумирования экранно-вакуумной теплоизоляции криогенного бака 9 и экранно-вакуумной теплоизоляции блока подачи криогенного компонента 10. Сопряжение каждого из пакетов экранно-вакуумной теплоизоляции блока подачи криогенного компонента 10 с соответствующими пакетами экранно-вакуумной теплоизоляции криогенного бака 16 снижает передачу тепла к криогенному баку 9 за счет увеличения термического сопротивления в стыках пакетов 10 и 16, а соединение гермооболочки теплоизоляции блока подачи криогенного компонента 11 с гермооболочкой теплоизоляции криогенного бака 17 с помощью переходного кольца 18 образует единое тепловое пространство вокруг криогенного бака 9, обеспечивая его стабильный тепловой режим.

Предложенная теплоизоляция агрегатов двигательной установки космического объекта с блоком подачи криогенного компонента 1, расположенным на криогенном баке 9 и состоящем из расходного клапана 2 и бустерного турбонасосного агрегата 3, с насосом 4 и турбиной 5, работающей от подачи горячего газа из газовода 6 за газогенератором 7 маршевого двигателя 8 двигательной установки, обеспечивает уменьшение потерь криогенного компонента за счет снижения уровня теплового потока, поступающего в криогенный бак 9 от турбины 5 бустерного турбонасосного агрегата 3 и маршевого двигателя 8 двигательной установки космического объекта.