ракетная двигательная установка
Классы МПК: | F02K9/42 использующие жидкие и газообразные топлива |
Автор(ы): | Иванов Р.К., Ковалевский М.М., Бабушкин В.Б., Кострикин А.О., Заботкин Н.Е. |
Патентообладатель(и): | Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева |
Приоритеты: |
подача заявки:
1990-07-23 публикация патента:
10.09.1996 |
Использование: в ракетно-космической технике. Сущность изобретения: в ракетной двигательной установке, содержащей камеру сгорания 1 с соплом 2, соединенную топливными магистралями 3 с баками высокого давления 4 и 5, и средства управления 6 и 7, баки 4 и 5 выполнены из материала с характеристикой:
50 км, где:
- предел прочности материала на растяжение, r - плотность материала, Кф = 3 - для баллонов из композиционных материалов. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Рисунок 1, Рисунок 2
![ракетная двигательная установка, патент № 2066389](/images/patents/406/2066389/2066389t.gif)
![ракетная двигательная установка, патент № 2066389](/images/patents/406/2066058/963.gif)
Формула изобретения
1. Ракетная двигательная установка, содержащая баки высокого давления для компонентов химического топлива, камеру сгорания с соплом, топливные магистрали и средства управления, отличающаяся тем, что, с целью повышения надежности, упрощения запуска в условиях невесомости и увеличения относительной грузоподъемности при длительном нахождении в готовности к запуску двигательной установки на газообразных компонентах, топливные баки выполнены из материала с характеристикой![ракетная двигательная установка, патент № 2066389](/images/patents/406/2066389/2066389-6t.gif)
где
![ракетная двигательная установка, патент № 2066389](/images/patents/406/2066058/963.gif)
r плотность материала;
Kф=3 для баллонов из композиционных материалов. 2. Установка по п.1, отличающаяся тем, что, с целью увеличения ресурса и надежности, баки изнутри футерованы газонепроницаемой оболочкой из материала, нейтрального к газообразному компоненту.
Описание изобретения к патенту
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в аппаратах, находящихся длительное время в готовности к запуску без технического обслуживания, в том числе в космосе. В качестве аналога предлагаемой двигательной установки можно рассматривать жидкостную ракетную двигательную установку (ЖРДУ) с насосной системой подачи компонентов в камеру сгорания (М.В.Добровольский "Жидкостные расчетные двигатели", М. Машиностроение, 1968 г. с.223, рис.6.1). Недостатком ЖРДУ с насосной подачей топлива является снижение надежности из-за сложности турбонасосного агрегата и затраты массы на газогенератор, турбину, насосы, что снижает массу полезного груза. Наиболее близкой по технической сущности является ЖРДУ с вытеснительной системой подачи, содержащая баки высокого давления для компонентов химического топлива, камеру сгорания с соплом, топливные магистрали и средства управления (М. В.Добровольский, Жидкостные ракетные двигатели, М. Машиностроение, 1968 г. с.336). Недостатком прототипа является невозможность использования криогенных топлив, дополнительные затраты массы, связанные с наличием вытеснительной системы подачи вытеснительного газа и более тяжелыми баками для топлива, которые должны выдержать давление наддува газа. Эти недостатки снижают грузоподъемного летательного аппарата, использующего ЖРДУ с вытеснительной системой подачи, ограничивают область их применения и практически не применяются в аппаратах с большими характеристиками скоростями. В справочнике В.Васильева и др. "Композиционные материалы" М, Машиностроение, 1990, на стр.352, приведена характеристика материалов![ракетная двигательная установка, патент № 2066389](/images/patents/406/2066389/2066389-3t.gif)
![ракетная двигательная установка, патент № 2066389](/images/patents/406/2066058/963.gif)
r плотность растяжение материала,
Кф коэффициент для композиционных материалов Кф 3,
р рабочее давление,
V и G объем и масса емкости. Задача, на решение которой направлено заявленное изобретение, является повышение надежности, упрощение запуска в условиях невесомости и увеличение относительной грузоподъемности при длительном нахождении в готовности к запуску двигательной установки на газообразных компонентах. Задача решается тем, что в двигательной установке на газообразных компонентах топливные баки выполнены из материала с характеристикой
![ракетная двигательная установка, патент № 2066389](/images/patents/406/2066389/2066389-4t.gif)
где
![ракетная двигательная установка, патент № 2066389](/images/patents/406/2066058/963.gif)
r плотность материала,
Кф 3 для баллонов из композиционных материалов,
а также тем, что баки изнутри футерованы газонепроницаемой оболочкой из материала, нейтрального к газообразному компоненту. Схема РДУ на газообразных компонентах представлена на фиг.1. Она содержит камеру сгорания 1 соплом 2, соединенную топливными магистралями 3 с баками высокого давления 4 и 5, и средства управления 6 и 7. Двигательная установка работает следующим образом. После подачи сигнала на запуск от средств управления 7 открываются клапаны 6, и газообразные компоненты топлива под действием давления в баках по топливным магистралям 3 поступают в камеру сгорания 1, где воспламенятся, сгорают, и продукты сгорания истекают из сопла 2, создавая тягу. Выполнение топливных баков из материала с характеристикой
![ракетная двигательная установка, патент № 2066389](/images/patents/406/2066389/2066389-5t.gif)
![ракетная двигательная установка, патент № 2066389](/images/patents/406/2066043/969.gif)
![ракетная двигательная установка, патент № 2066389](/images/patents/406/2066058/8805.gif)
![ракетная двигательная установка, патент № 2066389](/images/patents/406/2066004/183.gif)
Класс F02K9/42 использующие жидкие и газообразные топлива