двигательная установка ракетного разгонного блока

Формула изобретения

Двигательная установка ракетного разгонного блока, содержащая бак окислителя и бак горючего, снабжающие топливом маршевый двигатель, сигнализаторы давления, соединенные трубопроводами с баком окислителя и обеспечивающие с помощью системы управления давление в баке окислителя, отличающаяся тем, что сигнализаторы давления бака окислителя размещены в полостях герметичных кожухов с подводом трубопроводов и кабелей к сигнализаторам давления соответственно с помощью гермовыводов и гермопроходников, вваренных в кожухи, причем давление в полостях герметичных кожухов равно атмосферному земному давлению, при этом в космических условиях сигналы сигнализаторов давления в систему управления подаются при равенстве или превышении давления в баке окислителя по отношению к давлению в кожухах.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к двигательным установкам ракетного разгонного блока.

Известен ракетный разгонный блок по патенту 2153447, содержащий бак окислителя, бак горючего, маршевый двигатель, который принят за прототип.

В двигательной установке ракетного разгонного блока для контроля и поддержания избыточного давления в баках окислителя и горючего используются сигнализаторы давления, отслеживающие давление в баках по верхнему и нижнему уровню. Сигнал от сигнализаторов давления поступает в систему управления двигательной установки, в результате чего подается команда на прекращение наддува или наддув соответствующего бака.

Для выполнения некоторых программ полета в обеспечение задач космического аппарата требуется запуск маршевого двигателя ракетного разгонного блока при минимальном количестве компонентов топлива в баках.

В этом случае прогрев криогенного компонента в баке окислителя достигает максимальных расчетных значений, вследствие чего необходимо обеспечить повышение давления наддува бака окислителя путем замены сигнализаторов давления, выдающих команды на включение и выключение полетного наддува бака окислителя с необходимыми расчетными параметрами.

Замена сигнализаторов давления требует дополнительного объема экспериментальной отработки двигательной установки ракетного разгонного блока.

Задачей предложенной двигательной установки ракетного разгонного блока является обеспечение в космических условиях безаварийного запуска маршевого двигателя при использовании более теплого криогенного окислителя без дополнительного объема экспериментальной отработки двигательной установки.

Задача решается за счет того, что в двигательную установку ракетного разгонного блока, содержащую бак окислителя и бак горючего, снабжающие топливом маршевый двигатель, сигнализаторы давления, соединенные трубопроводами с баком окислителя и обеспечивающие с помощью системы управления давление в баке окислителя, сигнализаторы давления бака окислителя размещены в полостях герметичных кожухов с подводом трубопроводов и кабелей к сигнализаторам давления соответственно с помощью гермовыводов и гермопроходников, вваренных в кожухи, причем давление в полостях герметичных кожухов равно атмосферному земному давлению, при этом в космических условиях сигналы сигнализаторов давления в систему управления подаются при равенстве или превышении давления в баке окислителя по отношению к давлению в кожухах.

На фиг.1 схематично изображена двигательная установка ракетного разгонного блока, на фиг.2 изображен сигнализатор давления бака окислителя в герметичном кожухе, где:

1 - бак окислителя;

2 - бак горючего;

3 - маршевый двигатель;

4 - сигнализаторы давления;

5 - кожухи;

6 - гермовывод;

7 - гермопроходник;

8 - трубопровод;

9 - кабель.

В двигательную установку ракетного разгонного блока, содержащую бак окислителя 1 и бак горючего 2, снабжающие топливом маршевый двигатель 3, сигнализаторы давления 4, соединенные трубопроводами 8 с баком окислителя 1 и обеспечивающие с помощью системы управления давление в баке окислителя 1, сигнализаторы давления 4 бака окислителя 1 размещены в полостях герметичных кожухов 5 с подводом трубопроводов 8 и кабелей 9 к сигнализаторам давления 4 соответственно с помощью гермовыводов 6 и гермопроходников 7, вваренных в кожухи 5, причем давление в полостях герметичных кожухов 5 равно атмосферному земному давлению, при этом в космических условиях сигналы сигнализаторов давления 4 в систему управления подаются при равенстве или превышении давления в баке окислителя 1 по отношению к давлению в кожухах 5.

Сигнализатор давления имеет две герметичные полости:

- полость, сообщающуюся с полостью бака;

- полость, сообщающуюся с наружной атмосферой.

Давление срабатывания сигнализатора давления 4 зависит от давления наружной атмосферы. Например, при настройке сигнализатора давления 4 на давление в 1,5 кг/см² в наземных условиях контакты сигнализатора давления 4 замкнутся при этом давлении, а в космических условиях, где нет атмосферного давления, контакты сигнализатора давления 4 замкнутся при давлении 0,5 кг/см ², что приводит к подаче соответствующего сигнала в систему управления на обеспечение давления в баке окислителя.

Размещение сигнализатора давления 4 в герметичном кожухе 5, в котором в процессе его изготовления осталось атмосферное земное давление, в космических условиях сохраняет величину давления срабатывания сигнализатора давления 4 для наземных условий.

Кожухи 5 сигнализаторов давления 4 изготавливают из тонкостенной нержавеющей стали, при этом герметичные выводы трубопроводов 8 из полости кожуха 5 выполняют с помощью сварных соединений, а герметичные выводы кабелей 9 - с помощью гермопроходников 7, вваренных в корпуса кожухов 5.

Трубопроводы 8 сообщены с полостью бака окислителя 1.

Полости кожухов 5 заполняют гелиево-воздушной смесью, с помощью которой проверяют кожухи 5 на герметичность.

Двигательная установка ракетного разгонного блока работает следующим образом.

После отделения ракетного разгонного блока от ракеты-носителя производится запуск маршевого двигателя 3. В процессе полета ракетного разгонного блока маршевый двигатель 3 запускается несколько раз в зависимости от программы полета, при этом давление в баках 1 и 2 поддерживается путем включения/выключения исполнительных органов двигательной установки в зависимости от настроечных давлений (верхнего и нижнего) сигнализаторов давлений 4, связанных с полостями соответствующих баков 1 и 2.

Для космического аппарата, выведение которого необходимо с безаварийным запуском маршевого двигателя 3 ракетного разгонного блока при прогреве криогенного компонента в баке окислителе 1 до максимальных расчетных значений, вследствие чего необходимо повышение давления наддува бака окислителя 1 путем размещения сигнализаторов давления 4 бака окислителя 1 в герметичных кожухах 5 с атмосферным земным давлением, обеспечивающих выдачу команд на включение/выключение полетного наддува бака окислителя 1.

Размещение сигнализаторов давления 4 бака окислителя 1 ракетного разгонного блока в герметичных кожухах 5 обеспечивает в космических условиях безаварийный запуск маршевого двигателя 3 при использовании более теплого криогенного окислителя без дополнительного объема экспериментальной отработки двигательной установки.