ракетный разгонный блок

Формула изобретения

Ракетный разгонный блок, содержащий маршевый двигатель, бак окислителя, тороидальный бак горючего, межбаковый отсек, ферму сопряжения с полезной нагрузкой и ферму сопряжения с ракетой-носителем, отличающийся тем, что тороидальный бак горючего в поперечном сечении выполнен в форме чечевицы с днищами, переходящими в шпангоуты, образуя вместе с указанными фермами сопряжения и межбаковым отсеком силовую схему восприятия внешних инерционных нагрузок.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции ракетных разгонных блоков, входящих в состав ракет космического назначения, предназначенных для выведения с опорной орбиты на рабочие энергетические орбиты различных космических объектов-полезных грузов.

Известны ракетные блоки по патентам RU 2105702, B 64 G 1/16, 1/40, RU 2165379, B 64 G 1/00, 1/16, 1/40 и RU 2153447, B 64 G 1/40, 1/00, 1/16, имеющие в своем составе бак окислителя, тороидальный бак горючего, корпус и маршевый двигатель.

За прототип предложенного ракетного разгонного блока принят блок по патенту №2165379, МПК⁶: В 64 G 1/00, 1/16, 1/40, содержащий маршевый двигатель, бак окислителя, тороидальный бак горючего, межбаковый отсек, ферму сопряжения с полезной нагрузкой и ферму сопряжения с ракетой-носителем.

Недостатком прототипа является то, что бак горючего, выполненный в виде полного тора, имея максимальный габарит по высоте, приводит к избыточному размеру блока по длине и сокращает высоту зоны полезного груза под обтекателем в составе космической головной части ракеты.

Задачей предложенного ракетного блока является сокращение общего габарита блока по высоте за счет изменения поперечного сечения бака горючего.

Эта задача достигается тем, что в ракетном разгонном блоке, содержащем маршевый двигатель, бак окислителя, тороидальный бак горючего, межбаковый отсек, ферму сопряжения с полезной нагрузкой и ферму сопряжения с ракетой-носителем, применен тороидальный бак горючего, имеющий в поперечном сечении форму чечевицы.

На чертеже изображен ракетный разгонный блок, где:

1 - бак окислителя;

2 - тороидальный бак горючего;

3 - маршевый двигатель;

4 - межбаковый отсек;

5 - ферма сопряжения с ракетой-носителем;

6 - ферма сопряжения с полезной нагрузкой.

Предложен ракетный разгонный блок, содержащий маршевый двигатель 3, бак окислителя 1, тороидальный бак горючего 2, межбаковый отсек 4 и ферму сопряжения с ракетой-носителем 5, в котором тороидальный бак горючего 2 выполнен в поперечном сечении в форме чечевицы.

Предложенный ракетный разгонный блок функционирует следующим образом.

Внешние инерционные нагрузки, возникающие при эксплуатации блока как в полете, так и при транспортировании, воспринимаются силовой схемой, включающей ферму сопряжения с ракетой-носителем 5, тороидальный бак горючего 2, межбаковый отсек 4 и ферму сопряжения с полезной нагрузкой 6.

Радиальные усилия от бака окислителя 1 и маршевого двигателя 3 воспринимаются верхним шпангоутом межбакового отсека 4.

Применение тороидального бака горючего 2, имеющего в поперечном сечении форму чечевицы с сохранением объема бака за счет изменения его размеров по поперечному сечению блока, позволяет сократить габарит тороидального бака горючего 2 по высоте, соответственно уменьшаются размеры по высоте межбакового отсека 4, фермы сопряжения с ракетой-носителем 5 и блока в целом ~ на 4%, кроме того, на эту же величину возрастает высота зоны полезного груза под обтекателем в составе космической головной части ракеты.

Увеличение массы тороидального бака горючего 2 из-за изменения его формы компенсируется сокращением длины блока и соответственно уменьшением его массы.

Использование чечевичной формы в поперечном сечении тороидального бака горючего 2 позволяет обеспечить с минимальными массовыми затратами переход от шпангоутов к днищам бака, а степень кривизны днищ выбирается расчетным путем для конкретного блока исходя из необходимого объема тороидального бака горючего 2 и условий компоновки блока.