Паливний відсік верхнього ступеня ракети-носія

Реферат: Винахід належить до ракетно-космічної техніки та може бути використаний при розробці паливних відсіків верхніх ступенів ракет-носіїв, переважно для багаторазового ввімкнення рушійної установки. Паливний відсік складається із двох баків, поділених суміщеним днищем, в якому верхній бак виконаний сферичним і співвісно встановлений на верхньому днищі конічного бака, а суміщене днище утворене частиною сферичного бака, що перетинається з верхнім днищем конічного бака. Відсік оснащено газобалонною системою наддування. Паливний відсік оснащений системою спільного живлення маршового двигуна і рідинної реактивної системи та системою пасивації, система наддування містить балони з газом високого тиску, до яких під'єднані магістралі з комплектом редукторів і елементів автоматики, розпилювачі газу наддування, один з яких встановлений над профільованою сіткою біля верхнього днища сферичного бака, а інший розміщений біля верхнього днища конічного бака і оснащений встановленим зверху дефлектором. Система спільного живлення включає магістралі живлення маршового двигуна і рідинної реактивної системи, на вході в кожну з яких встановлені щонайменше по одному капілярному і забірному пристрою. Система пасивації включає трубопроводи, які сполучені з балонами і магістралями живлення та оснащені піроклапанами та елементами автоматики. Винахід дозволяє розширити функціональні можливості паливного відсіку та підвищити габаритно масові характеристики. UA 108131 C2 (12) UA 108131 C2 UA 108131 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Винахід належить до ракетно-космічної техніки та може бути використаний при розробці паливних відсіків верхніх ступенів ракет-носіїв, переважно для багаторазового ввімкнення рушійної установки. Відомий паливний відсік [Беляев Н.М. "Системы наддува топливных баков ракет". Машиностроение. М., 1976 г., стр. 130-131 рис. 3.30 В], який має форму тора з спільним проміжним днищем між порожнинами горючого та окиснювача, а введення газу наддування в баки відбувається крізь кільцеві насадки, які оснащено рефлекторами. Недоліком такого паливного відсіку є його невисокі експлуатаційні характеристики, тому що даний варіант компонування паливних баків призводить до збільшення їх габаритних розмірів та маси конструкції, має технологічні труднощі пов'язані з не вирішенням питань розпилення газу наддування паливних баків та живлення паливом маршового двигуна і рідинної реактивної системи, а також пасивації відсіку. Також відомий паливний відсік третього ступеня ракети "Титан-3С" [Беляев Н.М. "Системы наддува топливных баков ракет". Машиностроение. М., 1976 г., стр. 23-24, рис. 1.9], оснащений газобалонною системою наддування, яка забезпечує триразове увімкнення рушійної установки. Основним його недоліком є те, що при витиснювальній системі подачі паливні баки мають відносно велику масу, у зв'язку з чим їх система наддування має низькі енергомасові характеристики через великий тиск в баках та великі розкиди витрат газу наддування. Ближче за всіх до запропонованого технічного рішення є паливний відсік [Прототип - патент України №46153, МПК B64D37/00, F42B15/00, пріоритет від 15.05.2002], який виконаний у вигляді єдиної ємності, що складається з двох баків, поділених суміщеним днищем, в якому верхній бак виконаний сферичним і співвісно встановлений на верхньому днищі конічного бака, а суміщене днище утворене частиною сферичного бака, що перетинається з верхнім днищем конічного бака. Така конструкція має високі характеристики з точки зору компонування паливних баків. Основним недоліком даного винаходу є відсутність ряду пристроїв та систем для забезпечення ефективної роботи рушійної установки, які призначені для здійснення наддування паливних баків, розпилення газу, живлення паливом маршового двигуна та рідинної реактивної системи, пасивації (для скидання залишків компонентів палива та газу наддування). Технічною задачею даного винаходу є удосконалення конструкції паливного відсіку, що забезпечить багаторазове увімкнення та роботу рушійної установки з функціонуванням рідинної реактивної системи (РРС) та системи наддування паливних баків, для створення необхідного тиску на вході в турбонасосний агрегат (ТНА), спільну подачу компонентів палива в маршовий двигун та рідинну реактивну систему як при роботі маршового двигуна, так і в умовах мікрогравітації при роботі РРС, пасивацію паливного відсіку відпрацьованого ступеню шляхом скидання залишків компонентів палива та газу наддування, з метою боротьби з космічним сміттям. Технічний результат полягає в розширенні функціональних можливостей паливного відсіку та зменшенні його маси на 5-10 %. Рішення технічної задачі досягається за рахунок використання наступних відомих суттєвих ознак: паливний відсік, який виконаний у вигляді єдиної ємності, що складається з двох баків, поділених суміщеним днищем, в якому верхній бак виконаний сферичним і співвісно встановлений на верхньому днищі конічного бака, а суміщене днище утворене частиною сферичного бака, що перетинається з верхнім днищем конічного бака, а також наступних відмінних суттєвих ознак: паливний відсік оснащений системою спільного живлення маршового двигуна і рідинної реактивної системи та системою пасивації, система наддування містить балони з газом високого тиску, до яких під'єднанні магістралі з комплектом редукторів і елементів автоматики, розпилювачі газу наддування, один з яких встановлений над профільованою сіткою біля верхнього днища сферичного бака, а інший розміщений біля верхнього днища конічного бака і оснащений встановленим зверху дефлектором, система спільного живлення включає магістралі живлення маршового двигуна і рідинної реактивної системи, на вході в кожну з яких встановлені щонайменше по одному капілярному і забірному пристрою, система пасивації включає трубопроводи, які оснащені піроклапанами та елементами автоматики і сполучені з балонами і магістралями живлення. Використання сукупності суттєвих ознак дозволяє розширити функціональні можливості паливного відсіку та зменшити його масу на 5-10 %. Для пояснення суті винаходу представлені креслення, на яких представлено: фіг. 1 принципова схема паливного відсіку; фіг. 2 - розпилювач газу наддування бака окиснювача; фіг. 3 - вид зверху на профільовану сітку; фіг. 4 - розпилювач газу наддування бака горючого; фіг. 5 пристрої спільного живлення паливом маршового двигуна і рідинної реактивної системи. 1 UA 108131 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 Паливний відсік верхнього ступеня РН складається з бака окиснювача 1, бака горючого 2, балона 3, магістралей наддування 4, електропневмоклапана 5, редуктора попереднього налаштування 6, запобіжного клапана 7, зворотних клапанів 8, редуктора точного налаштування бака горючого 9, редуктора точного налаштування бака окиснювача 10, розпилювача газу наддування бака окиснювача 11, сітки 12, розпилювача газу наддування бака горючого 13, дефлектора 14, капілярного накопичувача окиснювача 15, капілярного накопичувача горючого 16, капілярного стабілізатора окиснювача 17, капілярного стабілізатора горючого 18, забірного пристрою окиснювача 19, забірного пристрою горючого 20, витратної магістралі окиснювача 21, витратної магістралі горючого 22, рідинної реактивної системи 23, піроклапанів системи пасивації 24, 25 і 26, магістралей системи пасивації 27, 28 і 29. Принцип роботи винаходу здійснюється наступним чином. Увімкнення системи наддування відбувається при польоті попереднього ступеня, для забезпечення необхідного тиску на вході в маршовий двигун при його першому включенні. За командою від системи управління спрацьовує електропневмоклапан 5. Газ, який знаходиться в балоні 3 під високим тиском, по магістралі 4 надходить до редуктора 6 попереднього налаштування. Редуктор 6, знижує тиск, для забезпечення необхідної сумарної витрати газу для наддування паливних баків 1 і 2. Після цього, через зворотні клапани 8 газ надходить до редуктора 10 - для наддування бака окиснювача та редуктора 9 - для наддування горючого. При цьому досягається мінімальний розкид витрати газу з забезпеченням необхідного тиску в паливних баках відсіку. Далі, після редукторів 9 і 10, газ підводиться до розпилювачів газу наддування баків окиснювача 1 і горючого 2. Розпилювач 11 має форму розтрубу та встановлений над профільованою сіткою 12 біля верхнього днища, а розпилювач 13 виконаний в вигляді Т-подібного патрубка, який оснащено встановленим зверху дефлектором. Розпилювачі 11 і 13 забезпечують рівномірне розподілення газу у вільному об'ємі та невелику швидкість його витікання. Під дією внутрішньобакового тиску, який утворює система наддування, компоненти палива захоплюються капілярними накопичувачами 15 і 16 та утримуються над капілярними стабілізаторами 17 і 18, які забезпечують попадання компонентів палива у витратні магістралі 21 і 22 через забірні пристрої 19 і 20 без вільних газових включень до останнього увімкнення маршового двигуна. Під час пауз між увімкненням рушійної установки відбувається увімкнення рідинної реактивної системи 23, для коригування траєкторії руху, живлення якої відбувається безпосередньо із витратних магістралей 21 і 22. Після активної ділянки польоту, для запобігання руйнуванню на орбіті захоронення, послідовно спрацьовують піроклапани 25, 26 і 27, в результаті чого скидається газ із балонів 3 через магістраль 29, а потім залишки компонентів палива, спочатку горюче потім окиснювач, через магістралі 27 і 28 відповідно. Таким чином, використання даного технічного рішення при раціональних характеристиках та габаритах паливного відсіку дозволяє комплексно вирішити задачі багаторазового увімкнення та роботи рушійної установки, забезпечення необхідної роботи системи наддування та рідинної реактивної системи, а також пасивації відсіку з метою боротьби з космічним сміттям, внаслідок чого розширюються функціональні можливості паливного відсіку та зменшується його маса на 5-10 %. ФОРМУЛА ВИНАХОДУ 45 50 55 60 Паливний відсік верхнього ступеня ракети-носія, виконаний у вигляді єдиної ємності, що складається з двох баків, поділених суміщеним днищем, в якому верхній бак виконаний сферичним та співвісно встановлений на верхньому днищі конічного бака, а суміщене днище утворене частиною сферичного бака, що перетинається з верхнім днищем конічного бака, при цьому відсік оснащено газобалонною системою наддування, який відрізняється тим, що паливний відсік оснащений системою спільного живлення маршового двигуна і рідинної реактивної системи та системою пасивації, система наддування містить балони з газом високого тиску, до яких під'єднані магістралі з комплектом редукторів і елементів автоматики та розпилювачі газу наддування, один з яких встановлений над профільованою сіткою біля верхнього днища сферичного бака, а інший розміщений біля верхнього днища конічного бака і оснащений встановленим зверху дефлектором, система спільного живлення включає магістралі живлення маршового двигуна і рідинної реактивної системи, на вході в кожну з яких встановлені щонайменше по одному капілярному і забірному пристрою, система пасивації включає трубопроводи, які сполучені з балонами і магістралями живлення та оснащені піроклапанами та елементами автоматики. 2 UA 108131 C2 3 UA 108131 C2 Комп’ютерна верстка Г. Паяльніков Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 4