Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
МЕЖОРБИТАЛЬНЫЙ БУКСИР
МЕЖОРБИТАЛЬНЫЙ БУКСИР

МЕЖОРБИТАЛЬНЫЙ БУКСИР

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Использование: в космической технике, а именно в устройствах межорбитальных буксиров. Сущность изобретения: межорбитальный буксир содержит торообразный блок основных баков, во внутреннем осевом проеме которого размещен ракетный двигатель, и установленные соосно ему дополнительные торообразные баки, установленные последовательно с блоком основных баков ниже среза сопла двигателя. Межорбитальный буксир снабжен теплоизолирующим и газонепроницаемым кожухом с боковой стенкой, размещенной внутри осевого проема дополнительных баков. Один торец боковой стенки кожуха выполнен открытым, а другой глухим, при этом ракетный двигатель помещен внутри кожуха. Дополнительные баки скреплены друг с другом двумя кольцевыми проставками, размещенными концентрично друг другу, с одной из которых соединены внешние экваториальные пояса дополнительных баков, а с другой - внутренние. 6 з.п. ф-лы, 3 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2094331
Класс(ы) патента: B64G1/10
Номер заявки: 95100183/11
Дата подачи заявки: 12.01.1995
Дата публикации: 27.10.1997
Заявитель(и): Научно-производственное объединение им.С.А.Лавочкина
Автор(ы): Асюшкин В.А.; Архипов В.А.; Деревянко В.М.; Ишин С.В.; Ковтуненко В.М.; Моишеев А.А.; Серебренников В.А.; Смирнов А.И.; Фишер А.Я.
Патентообладатель(и): Научно-производственное объединение им.С.А.Лавочкина
Описание изобретения: Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к устройству межорбитальных буксиров, размещаемых вместе с полезной нагрузкой под головным обтекателем и предназначенных для перевода полезных нагрузок на рабочие орбиты с многократным включением двигательной установки буксира. Эффективность этих аппаратов определяется сочетанием массы полезной нагрузки, зависящей от удельного импульса ракетного двигателя и конечной массы буксира, минимальных габаритов и объема буксира.
Известно устройство межорбитального буксира "Центавр" (Ракетная и космическая техника. изд. ГОНТИ-1, N 24, 1984, с.1- 14), которое включает последовательно размещенные верхний переходник со служебной аппаратурой, бак горючего, бак окислителя, нижний переходник и ракетные двигатели.
Продольная компоновка буксира "Центавр", включающая последовательное расположение основных элементов буксира, приводит к нерациональному использованию зоны полезного груза современных обтекателей одноразовых ракетоносителей и многоразовых транспортных космических кораблей типа "Спейс Шаттл".
Известно устройство межорбитального буксира (ракетного блока), использовавшегося в полетах автоматических межпланетных станций "Луна-16" - "Луна-24" в качестве унифицированной посадочной ступени (Передвижная лаборатория на Луне. Луноход-1. М. Наука, 1971, с. 7-9), предназначенный для проведения коррекций полета на трассе Земля-Луна, обеспечения перехода станции на орбиту искусственного спутника Луны и мягкой посадки на поверхность Луны. В состав межорбитального буксира входят ракетный двигатель, торообразный блок основных баков и дополнительные топливные баки.
Торообразный блок основных баков имеет два бака горючего, два приборных отсека и две проставки. Во внутреннем его проеме размещен ракетный двигатель. Снаружи баков и проставок прикреплены шаровые баллоны сжатого газа для управления работой двигателя и баллоны с топливом для системы ориентации и стабилизации блока, антенны радиокомплекса. Дополнительные топливные баки, выполненные в виде цилиндрических емкостей, установлены на периферии связки основных баков.
Размещение основных и периферийных баков с топливом вокруг ракетного двигателя дает возможность обеспечить для малых и средних ракетных блоков с массой топлива до 10 т эффективное использование зоны полезного груза головного обтекателя. Однако значительная конечная масса блока и форма дополнительных топливных баков с небольшим запасом топлива делает невозможным выведение на орбиты тяжелых полезных нагрузок типа коммерческих спутников связи.
Известно устройство межорбитального буксира (Ракетная и космическая техника. ГОНТИ-1, N 5 (1266), 1984, с. 21- 23), выбранное в качестве прототипа. Оно включает в себя торообразный блок основных баков, во внутреннем осевом проеме которого размещен ракетный двигатель, и установленную соосно блоку основных баков дополнительные торообразные баки, соединенные с блоком основных баков.
Блок основных баков и дополнительные топливные баки выполнены в виде торообразных восьмисекционных форм. В отдельных, разделенных перегородками, секциях размещены баки окислителя и горючего. В секциях связки основных баков возможно также размещение аппаратуры управления буксиром. Связка дополнительных баков включает два торообразных элемента с различными максимальными внешними диаметрами, вложенными один в другой и скрепленных друг с другом по поясам, расположенным по поверхности тора между полюсами и экватором. Связка дополнительных баков размещена соосно связке основных баков. Она расположена по периферии связки основных баков, ей концентрично, так что поперечные плоскости симметрии связки основных баков и большого дополнительного бака совмещены, а меньший дополнительный бак расположен в нише, образованной связкой основных баков и большим дополнительным баком, при этом один из полюсов дополнительных баков расположен выше плоскости среза сопла двигателя.
Данное устройство межорбитального буксира имеет следующие недостатки.
Во-первых, вследствие значительной конечной массы буксира, масса полезной нагрузки не является достаточной для обеспечения решения ряда задач ракетными аппаратами, например, для доставки полезной нагрузки большой массы на геостационарную орбиту при применении в ракетном аппарате традиционных для ракетной космической техники компонентов топлива, таких как несимметричный диметилгидразин и азотный тетраксид, и использовании ракет-носителей средней грузоподъемности типа "Дельта", "Союз", "Восток".
Во-вторых, размещение дополнительных топливных баков по периферии основной связки обусловливает большие поперечные размеры буксира и большую его конечную массу из-за неоптимальности общей силовой схемы буксира.
Технической задачей, решаемой данным изобретением, является разработка межорбитального буксира, для которого характерно сочетание большой массы полезной нагрузки, минимального объема и габаритов.
Указанная техническая задача решается следующим образом.
В известном межорбитальном буксире, содержащем торообразный блок основных баков, во внутреннем осевом проеме которого размещен ракетный двигатель, и установленные соосно ему дополнительные торообразные баки, новым является то, что дополнительные баки установлены последовательно с блоком основных баков ниже среза сопла двигателя. При этом межорбитальный буксир снабжен теплоизолирующим и газонепроницаемым кожухом, размещенным внутри осевого проема дополнительных баков. Один торец кожуха выполнен открытым, а другой глухим, при этом ракетный двигатель установлен внутри кожуха.
Кроме того, кожух может быть образован цилиндрической обечайкой и соединенными с ней стенками основных баков, а внутренний осевой проем основного бака перекрыт газонепроницаемой мембраной.
Дополнительные баки могут быть скреплены друг с другом двумя кольцевыми проставками, размещенными концентрично друг другу с одной из которых соединены внешние экваториальные пояса дополнительных баков, а с другой внутренние.
При этом наружные диаметры дополнительных баков могут быть выбраны одинаковыми, а внешняя проставка выполнена в виде цилиндрической фермы.
В частном случае внутренняя проставка может быть выполнена в виде обечайки. При этом боковая стенка кожуха может быть образована обечайкой внутренней проставки.
Кроме того, внутренние диаметры дополнительных баков могут быть выбраны одинаковыми, а обечайка внутренней проставки может быть выполнена в форме цилиндра.
Это позволяет повысить эффективность межорбитального буксира как за счет повышения удельного импульса, так и за счет снижения массы конструкции буксира и оптимального использования объема полезной зоны обтекателя ракеты-носителя.
При наличии в составе межорбитального буксира газонепроницаемого кожуха, внутри которого помещен ракетный двигатель, основная часть струи ракетного двигателя без сопротивления истекает сквозь открытый конец кожуха, а периферийные линии тока свободно расширяющегося газа ограничиваются боковой стенкой кожуха. При этом во внутренней полости кожуха, образованной боковой стенкой и глухим торцем, происходит накопление небольшой массы газа. Конфигурация струи истекающего из сопла газа соответствует определенному давлению во внутреннем пространстве кожуха, возникающего за счет отражения боковой стенкой кожуха периферийных струй газа, вытекающих из сопла. Это давление газа во внутренней полости кожуха воздействует на дно и боковую стенку кожуха. Проекция равнодействующей этого давления на продольную ось ракетного аппарата, определяет дополнительную составляющую тяги ракетного двигателя. Это определяет повышение удельного импульса ракетного двигателя.
Размещение торообразных дополнительных баков последовательно со связкой сопла двигателя и боковой стенки кожуха внутри осевого проема дополнительных баков обеспечивает реализацию компактной компоновочной схемы буксира, удобной как для размещения внутри полезной зоны головного обтекателя ракеты-носителя, так и для размещения на межорбитальном буксире кожуха. Кожух, размещенный во внутреннем проеме торообразных дополнительных баков, с одной стороны способствует повышению тяги ракетного двигателя, а с другой защищает дополнительные баки от истекающей струи ракетного двигателя. Теплоизолирующие свойства кожуха могут быть достигнуты выполнением кожуха из алюминиевого сплава с нанесением на его поверхность небольшого слоя теплозащитного материала, например, асботекстолита.
Повышение эффективности буксира достигается при включении в конструкцию кожуха элементов блока основных баков. Так выполнение боковой стенки кожуха в виде цилиндрической обечайки, соединенной со стенками блока основных баков, в сочетании с перекрытием верхней части внутреннего проема блока основных баков со стороны камеры сгорания ракетного двигателя газонепроницаемой мембраной, не нарушая газоизолированности внутренней полости кожуха, снижает конечную массу буксира за счет отсутствия силовых элементов, соединяющих кожух и блок основных баков. Выполнение боковой стенки кожуха при этом в виде цилиндрической обечайки снижает массу кожуха, так как проекция равнодействующей сил внутреннего давления кожуха в продольном направлении, воздействующей на боковую стенку кожуха равна нулю, т.е. боковая стенка кожуха разгружена в продольном направлении. При этом значительно снижаются требования по прочности боковой стенки.
Снижение конечной массы буксира обеспечивается и оптимизацией включения дополнительных баков в общую конструктивно-силовую схему.
Это может быть достигнуто соединением дополнительных баков друг с другом двумя кольцевыми проставками, размещенными концентрично друг другу, с одной из которых соединены внешние экваториальные пояса дополнительных баков, а с другой внутренние. При этом продольная инерционная нагрузка передается по проставкам, например, по внешней проставке, соединяющей внешние экваториальные пояса торообразных оболочек дополнительных баков, а экваториальные пояса дополнительных торообразных баков выполняют роль шпангоутов, включая оболочки баков в восприятие усилий.
Для удобного размещения буксира в зоне полезного груза обтекателя и для создания сквозного канала внутри осевого проема дополнительных баков для размещения кожуха внешние и наружные размеры дополнительных торовых баков целесообразно выбирать одинаковыми. При этом выполнение внешней проставки в виде цилиндрической фермы, а внутренней в виде цилиндрической обечайки снижает конечную массу буксира и обеспечивает оптимальное восприятие инерционных нагрузок при работе двигателей.
Дополнительное снижение массы конструкции буксира может быть достигнуто и за счет использования в качестве боковой стенки кожуха обечайки внутренней проставки. При этом на ее поверхности может быть размещена тепловая защита, например, асботекстолит.
На фиг. 1 изображен межорбитальный буксир; на фиг. 2 вид на межорбитальный буксир сверху (дополнительные топливные баки не показаны); на фиг. 3 буксир с использованием в качестве кожуха внутренней проставки между дополнительными баками.
Предлагаемый межорбитальный буксир устроен следующим образом. Межорбитальный буксир содержит блок основных баков 1, дополнительные топливные баки 2, ракетный двигатель 3, кожух 4.
Блок основных баков выполнен торообразной формы из отдельных емкостей 5, 6 сферической формы, в четырех (поз. 5) из которых размещен рабочий запас топлива основных баков, а в двух других (поз.6) необходимая аппаратура межорбитального буксира. Центральная ось 8 блока совмещена с продольной осью буксира. В центральном внутреннем проеме блока размещен ракетный двигатель с камерой сгорания. На внешней поверхности блока основных баков размещены двигатели ориентации и стабилизации 9, некоторые блоки аппаратуры, баллоны с запасом газов, а также узлы крепления 10 буксира с полезной нагрузкой и дополнительными баками.
Дополнительные баки выполнены в виде торовых оболочек. Они размещены последовательно с блоком основных баков вдоль продольной оси буксира ниже среза сопла ракетного двигателя.
Кожух содержит боковую стенку 11, один торец 12 которой выполнен открытым. Противоположный торец кожуха выполнен глухим. На фиг. 1 боковая стенка кожуха, выполненная в форме цилиндра, через промежуточную коническую проставку 13 соединена с донной частью блока основных баков, а глухой торец кожуха образован газонепроницаемой мембраной 14, размещенной в верхней части внутреннего проема блока основных баков со стороны камеры сгорания. Боковая стенка и мембрана для обеспечения газонепроницаемости кожуха должны быть соединены с блоком основных баков герметично. Для обеспечения теплоизоляционных свойств кожуха на внутренней поверхности боковой стенки кожуха может быть размещен тонкий слой тепловой защиты, например, асботекстолита. Боковая стенка кожуха и его глухой торец (дно) могут быть выполнены из традиционных для космической техники материалов, например, алюминиевого сплава типа АМГ-6.
Кожух размещен внутри осевого проема дополнительных баков, при этом ракетный двигатель помещен внутри кожуха.
Для получения эффекта увеличения тяги двигателя в данном устройстве предусмотрено превышение диаметра открытого торца кожуха над диаметром среза сопла реактивного двигателя. Кроме того, кожух на межорбитальном буксире целесообразно размещать относительно среза сопла так, чтобы расстояние между срезом сопла и открытым торцем кожуха было не меньшим, чем полуразность диаметров среза сопла и торца:
L>0.5·(D-d),
где L расстояние от среза сопла до открытого торца кожуха, D диаметр открытого торца кожуха, d диаметр среза сопла ракетного двигателя.
Дополнительные баки могут быть соединены между собой двумя кольцевыми проставками 15 и 16, размещенных концентрично друг другу вдоль продольной оси буксира. Внешняя кольцевая проставка 15 соединяет внешние экваториальные пояса дополнительных баков. В устройстве буксира, показанном на фиг. 1, на внешний экваториальных поясах дополнительных баков размещены продольные накладки 17, наружные диаметры дополнительных баков (R) выбраны одинаковыми, а внешняя проставка, выполненная в форме цилиндрической фермы, соединена с накладками. С этими же накладками соединена дополнительная ферма 18, соединяющая блок основных баков и связку дополнительных баков.
Внутренняя кольцевая проставка 16 соединяет внутренние экваториальные пояса дополнительных баков. На фиг. 1 показано выполнение дополнительных баков с одинаковыми внутренними диаметрами (r), внутренняя проставка при этом выполнена в виде цилиндрической обечайки.
На фиг. 3 представлено устройство буксира, в котором кожух образован цилиндрической обечайкой внутренней проставки 16, которая через промежуточную дополнительную проставку 13 герметично соединена с донной частью блока основных баков.
Буксир содержит также не показанную на чертежах пневмогидравлическую схему, обеспечивающую подачу топлива из дополнительных и основных баков к двигателю.
Предлагаемый межорбитальный буксир работает следующим образом.
В процессе работы топливо, находящееся в емкостях блока основных баков и дополнительных баков подается в камеру сгорания. Газовый поток, разгоняясь в реактивном сопле до сверхзвуковых скоростей, истекает через срез сопла во внутреннюю полость кожуха. Основная центральная часть струи газового потока истекает через открытый торец кожуха без препятствий, а периферийные потоки тормозятся и создают во внутренней полости кожуха небольшое избыточное давление, при этом создается дополнительная составляющая тяги и удельной тяги двигателя.
Боковая стенка кожуха защищает дополнительные баки от теплового воздействия струи истекающих газов.
Ориентация буксира в пространстве и стабилизация его при работе двигателя может быть осуществлена с использованием управляющих двигателей стабилизации.
В случае изолированного по отношению к дополнительным бакам расположения кожуха возможно первоначальное питание двигателя из дополнительных баков. По выработке в них топлива дополнительные баки могут быть сброшены, а дальнейшая работа осуществляться за счет топлива, размещенного в блоке основных баков.
Инерционная нагрузка при работе двигателей от полезной нагрузки и от блока основных баков передается по одной из кольцевых проставок на предыдущую ступень ракеты-носителя. Другая кольцевая проставка сообщает связке дополнительных баков необходимую жесткость.
Использование данного технического решения позволяет разработать конструкцию межорбитального буксира с высокими показателями эффективности. Так, например, в зоне диаметром 3,5 м и длиной от 3,3 до 4 м удается разместить основные и дополнительные топливные баки объемом 10-12 м3 и необходимую служебную аппаратуру управления, обеспечив увеличение удельного импульса ракетного двигателя на 10-15% по сравнению с традиционными схемами межорбитальных буксиров. Масса полезной нагрузки при этом в случае выведения на геостационарную орбиту увеличивается на 5-10%
Предлагаемое техническое решение может быть реализовано в промышленных условиях на предприятиях ракетно-космической техники.
Формула изобретения: 1. Межорбитальный буксир, содержащий торообразный блок основных баков, во внутреннем осевом проеме которого размещен ракетный двигатель, и установленные соосно ему дополнительные торообразные баки, отличающийся тем, что дополнительные баки установлены последовательно с блоком основных баков ниже среза сопла двигателя, при этом буксир снабжен теплоизолирующим и газонепроницаемым кожухом, размещенным внутри осевого проема дополнительных баков, один торец которого выполнен открытым, а другой глухим, при этом ракетный двигатель установлен внутри кожуха.
2. Буксир по п. 1, отличающийся тем, что кожух образован цилиндрической обечайкой и соединенными с ней стенками блока основных баков, а внутренний осевой проем основного бака перекрыт газонепроницаемой мембраной.
3. Буксир по п. 1, отличающийся тем, что дополнительные баки скреплены друг с другом двумя кольцевыми проставками, размещенными концентрично друг другу, с одной из которых соединены внешние экваториальные пояса дополнительных баков, а с другой внутренние.
4. Буксир по п. 3, отличающийся тем, что наружные диаметры дополнительных баков выбраны одинаковыми, а внешняя проставка выполнена в виде цилиндрической фермы.
5. Буксир по п. 3, отличающийся тем, что внутренняя проставка выполнена в виде обечайки.
6. Буксир по п. 5, отличающийся тем, что кожух образован обечайкой внутренней проставки.
7. Буксир по п. 5, отличающийся тем, что внутренние диаметры дополнительных баков выбраны одинаковыми, а обечайка внутренней проставки выполнена в виде цилиндра.