Ракетный разгонный блок

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к средствам выведения аппаратов космического назначения на заданные орбиты.

Применение в ракетно-космической системе разгонного блока, в состав которого входит криогенный бак, заправляемый жидким криогенным топливом, может привести к возникновению проблемы, которая связана с процессами, проходящими в криогенном баке окислителя. А именно, в космическом пространстве между запусками маршевого двигателя ракетного разгонного блока наступает невесомость, и криогенное топливо за счет капиллярных сил распределяется по периферии криогенного бака окислителя, образуя в центральной его части газовый сфероид. При создании перегрузки перед последним запуском маршевого двигателя ракетного разгонного блока криогенное топливо перемещается в район дополнительных придонных перегородок и заборного устройства, в результате чего происходит сепарация газового криогенного топлива, успокоение жидкости, и жидкость в районе заборного устройства становится кондиционной для запуска маршевого двигателя. Но при создании предпусковой перегрузки с внутрибаковых устройств, расположенных в верхней части криогенного бака окислителя, криогенное топливо в виде капель, образованных в невесомости и имеющих достаточно большой объем, падает на сформированную поверхность криогенного топлива в области заборного устройства, вызывая повторную его газификацию, что может привести к отказу при запуске или работе маршевого двигателя.

Известен ракетный разгонный блок RU 2412088 С1 (B64G 1/22 (2006.01), опубликован 20.02.2011 г.), криогенный бак окислителя которого содержит основные продольные и дополнительные придонные перегородки, заборное устройство штангу датчика уровня криогенного топлива и маршевый двигатель-прототип.

Недостатком прототипа является следующее.

При создании предпусковой перегрузки возможна повторная газификация криогенного топлива при падении его с внутрибаковых устройств в виде капель, образованных в невесомости и имеющих достаточно большой объем, на сформированную поверхность криогенного топлива в область заборного устройства криогенного бака окислителя.

Задачей изобретения является создание разгонного блока, обеспечивающего высокую надежность при запуске маршевого двигателя и последующей его работе.

Техническим результатом предложенного изобретения является устранение повторной газификации криогенного топлива в криогенном баке окислителя при попадании криогенного топлива виде капель, образованных в невесомости и имеющих достаточно большой объем и падающих с внутрибаковых устройств, расположенных в верхней части криогенного бака окислителя, на сформированную поверхность криогенного топлива в зону захвата газовых включений заборного устройства криогенного бака окислителя и, как следствие, обеспечение надежного запуска маршевого двигателя и последующей его работы.

Технический результат достигается тем, что в ракетном разгонном блоке, содержащем криогенный бак окислителя с дополнительными придонными перегородками, заборным устройством, штангой датчика уровня криогенного топлива, маршевый двигатель, криогенный бак окислителя снабжен каплеотражателем, состоящим из внутреннего усеченного конуса с дном в малом основании, при этом большее основание его обращено к верхнему днищу криогенного бака окислителя, и внешнего усеченного конуса, большее основание которого обращено к нижнему днищу криогенного бака окислителя, причем меньшим основанием внешний усеченный конус плавно сопряжен с большим основанием внутреннего усеченного конуса, в сопряжении внутреннего усеченного конуса с внешним усеченным конусом выполнены отверстия, равномерно распределенные по окружности сопряжения, в дне внутреннего усеченного конуса каплеотражателя выполнено центральное отверстие, через которое проходит штанга датчика уровня криогенного топлива, при этом каплеотражатель закреплен на штанге датчика уровня криогенного топлива над дополнительными придонными перегородками.

Сущность изобретения поясняется чертежами.

На фиг. 1 изображен общий вид ракетного разгонного блока, на фиг. 2 изображен криогенный бак окислителя ракетного разгонного блока, где:

1. криогенный бак окислителя;

2. дополнительные придонные перегородки;

3. заборное устройство;

4. штанга датчика уровня криогенного топлива;

5. маршевый двигатель;

6. каплеотражатель;

7. внутренний усеченный конус;

8. дно;

9. верхнее днище;

10. внешний усеченный конус;

11. нижнее днище;

12. отверстия;

13. зона захвата газовых включений;

14. полость каплеотражателя;

15. газовая полость криогенного бака окислителя;

16. придонная часть.

В предложенном ракетном разгонном блоке (фиг. 1), содержащем криогенный бак окислителя 1 с дополнительными придонными перегородками 2, заборным устройством 3, штангой датчика уровня криогенного топлива 4, маршевый двигатель 5, криогенный бак окислителя 1 снабжен каплеотражателем 6, состоящим из внутреннего усеченного конуса 7 с дном 8 в малом основании, при этом открытое большее основание его обращено к верхнему днищу 9 криогенного бака окислителя 1, и внешнего усеченного конуса 10, открытое большее основание которого обращено к нижнему днищу 11 криогенного бака окислителя 1, причем меньшим основанием внешний усеченный конус 10 плавно сопряжен с открытым большим основанием внутреннего усеченного конуса 7, в сопряжении внутреннего усеченного конуса 7 с внешним усеченным конусом 10 выполнены отверстия 12, равномерно распределенные по окружности сопряжения, в дне 8 внутреннего усеченного конуса 7 каплеотражателя 6 выполнено центральное отверстие, через которое проходит штанга датчика уровня криогенного топлива 4, при этом каплеотражатель 6 закреплен на штанге датчика уровня криогенного топлива 4 над дополнительными придонными перегородками 2.

Конусность внешнего усеченного конуса 10 и диаметр каплеотражателя 6 должны обеспечивать отражение падающих капель криогенного топлива за пределы зоны захвата газовых включений 13 при повторной загазованности криогенного топлива, при этом зона захвата газовых включений 13 определяется величиной осевой перегрузки на момент запуска маршевого двигателя 5, расходом криогенного топлива, конструкцией заборного устройства 3, размером газовых включений и пр.

При заправке криогенным топливом криогенного бака окислителя 1 при прохождении уровня криогенного топлива каплеотражателя 6 в его полости 14 возможно скапливание газового криогенного топлива. С помощью отверстий 12 в каплеотражателе 6 обеспечивается перепуск газового криогенного топлива из полости каплеотражателя 14 в газовую полость криогенного бака окислителя 15.

Предложенный ракетный разгонный блок функционирует следующим образом.

После отделения ракетного разгонного блока от предыдущей ступени ракеты космического назначения, после многократных запусков маршевого двигателя 5 и перед последним запуском маршевого двигателя 5 уровень топлива в криогенном баке окислителя 1 находится в его придонной части 16.

При выключении маршевого двигателя 5 в космических условиях наступает практическая невесомость. Под действием капиллярных сил и смачивания возникает движение криогенного топлива по внутренним поверхностям оболочки криогенного бака окислителя 1 и его внутрибаковым устройствам. В результате этого в центре криогенного бака окислителя 1 образуется газовый сфероид, а криогенное топливо находится на поверхностях внутрибаковых устройств и на оболочке криогенного бака окислителя 1.

При создании предпусковой перегрузки обеспечивается частичное осаждение криогенного топлива в сторону заборного устройства 3. При включении маршевого двигателя 5 криогенное топливо стекает в придонную часть 16 криогенного бака окислителя 1.

С внутрибаковых устройств, расположенных в центральной части криогенного бака окислителя 1, капли криогенного топлива падают на каплеотражатель 6 и с его помощью отбрасываются в придонную часть 16 криогенного бака окислителя 1 за пределы зоны захвата газовых включений 13, обеспечивая требуемую кондицию криогенного компонента по газосодержанию на входе в маршевый двигатель 5, его надежный запуск и последующую его работу.

Создание в криогенном баке окислителя 1 ракетного разгонного блока устройства в виде каплеотражателя 6 исключает попадание криогенного топлива в виде капель, образованных в невесомости и падающих с внутрибаковых устройств в зону захвата газовых включений 13 заборного устройства 3 криогенного бака окислителя 1, и, как следствие, обеспечивает надежный запуск маршевого двигателя 5 и последующей его работы. Кроме того, отверстия 12, выполненные в верхней части каплеотражателя 6, позволяют избежать накопления газового криогенного компонента в полости каплеотражателя 14, находящейся вблизи зоны захвата газовых включений 13.