RU2105702C1 - Cryogenic stage - Google Patents

Abstract

FIELD: rocketry and space engineering; cryogenic stages of spacecraft injected into high-energy working orbits from base orbit. SUBSTANCE: cryogenic stage includes cryogenic oxidizer tank, hydrocarbon fuel toroidal tank, liquid-propellant engine with attachment unit located coaxially relative to toroidal tank, rod truss for interconnection of oxidizer and fuel tanks and rod truss for securing the payload, as well as adapter bay for connection with previous stage of space rocket. Supporting units of rod truss and adapter bay are mounted on external circular surface of toroidal fuel tank and liquid-propellant engine attachment unit is mounted on internal circular wall of toroidal fuel tank by means of radial pylons, in particular. EFFECT: reduction of mass of cryogenic stage due to use of toroidal fuel tank as primary load-bearing unit and securing of cryogenic oxidizer tank and engine attachment unit directly on it. 2 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается конструкции разгонных ракетных блоков (разгонных блоков) космических аппаратов, входящих в состав ракеты космического назначения и предназначенных для выведения с базовой орбиты на рабочие высокоэнергетические орбиты различных космических объектов полезных грузов. The invention relates to rocket and space technology and relates to the design of booster rocket blocks (booster blocks) of spacecraft that are part of a space rocket and designed to be launched from the base orbit to the working high-energy orbits of various space objects of useful cargoes.

Известен разгонный блок Л для космического корабля "Восток", содержащий расположенные на общей оси жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) и тороидальные топливные баки криогенного окислителя (жидкий кислород) и углеводородного горючего (керосин), связанные между собой межбаковым каркасным переходным отсеком и внутренними силовыми балками, при этом ЖРД расположен в центральной части тороидального бака горючего, ограниченной его внутренней кольцевой стенкой, и установлен на силовой раме, закрепленной на внутренних силовых балках, и на внутренней кольцевой стенке тороидального бака окислителя расположена стержневая ферма для крепления полезного груза [1] Недостатком известного разгонного блока является наличие в нем каркасного межбакового отсека, увеличивающего теплопотери к криогенному баку окислителя и ухудшающего весовые характеристики блока. Выполнение бака криогенного окислителя тороидальной формы не является оптимальным с точки зрения обеспечения условий хранения криогенного компонента в космических условиях из-за относительно большой поверхности бака, а также с точки зрения минимизации массы бака из-за наличия в нем цилиндрических вставок. A known booster block A for the Vostok spacecraft containing a liquid-propellant rocket engine (LRE) and toroidal fuel tanks of a cryogenic oxidizer (liquid oxygen) and hydrocarbon fuel (kerosene) located on a common axis, interconnected by an inter-tank frame transition compartment and internal power beams , while the LRE is located in the Central part of the toroidal fuel tank, limited by its inner annular wall, and mounted on a power frame mounted on the internal power beams, and on the inside A rod truss for securing a payload is located on the lower annular wall of the toroidal oxidizer tank [1] A disadvantage of the known booster block is the presence of a frame inter-tank compartment in it, which increases heat loss to the cryogenic oxidizer tank and impairs the weight characteristics of the block. The implementation of the tank cryogenic oxidizer toroidal shape is not optimal from the point of view of providing storage conditions for the cryogenic component in space due to the relatively large surface of the tank, and also from the point of view of minimizing the mass of the tank due to the presence of cylindrical inserts in it.

Наиболее близким к предложенному является разгонный блок Д для лунного космического комплекса Л1, содержащий жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), тороидальный бак углеводородного горючего и сферический бак криогенного окислителя, связанные между собой через каркасный межбаковый отсек, к которому они соединены с помощью стержневых ферм, при этом ЖРД расположен в центральной части тороидальной бака горючего, ограниченной его кольцевой стенкой, и установлен на собственной силовой раме, закрепленной с помощью внутренней стержневой фермы на межбаковом отсеке, к верхней части которого также подсоединены стержневая ферма для крепления космического объекта и переходный отсек, связывающий разгонный блок с предыдущей ступенью ракеты космического назначения [2] Недостатком данного разгонного блока является то, что соединение между собой баков окислителя и горючего осуществляется с помощью силового элемента, выполненного в виде каркасного межбакового отсека и закрепленных на его торцах двух стержневых ферм. Это приводит к необходимости усиления составляющих частей данного силового элемента для обеспечения достаточной жесткости конструкции, что связано с увеличением массы разгонного блока и соответственно приводит к снижению массы выводимого на орбиту полезного груза. Недостатком является также закрепление силовой рамы ЖРД (узла крепления ЖРД) на каркасном межбаковом отсеке, значительно удаленном от ЖРД, что приводит к увеличению размеров и веса внутренней стержневой фермы крепления силовой рамы ЖРД к межбаковому отсеку. При этом для достижения необходимой жесткости данной конструкции разгонного блока в нее введены дополнительные стержневые стяжки, связывающие силовую раму ЖРД с охватывающим ее тороидальным баком горючего. Closest to the proposed is the booster block D for the lunar space complex L1, containing a liquid-propellant rocket engine (LRE), a toroidal tank of hydrocarbon fuel and a spherical tank of cryogenic oxidizer, interconnected through a frame inter-tank compartment to which they are connected using rod trusses, this LRE is located in the central part of the toroidal fuel tank, limited by its annular wall, and mounted on its own power frame, mounted using an internal rod truss and the inter-tank compartment, to the upper part of which there is also connected a truss for mounting a space object and a transition compartment connecting the booster to the previous stage of a space rocket [2] The disadvantage of this booster is that the oxidizer and fuel tanks are connected to each other by a power element made in the form of a frame inter-tank compartment and two rod trusses fixed at its ends. This leads to the need to strengthen the constituent parts of this power element to ensure sufficient structural rigidity, which is associated with an increase in the mass of the upper stage and, accordingly, leads to a decrease in the mass of the payload put into orbit. The disadvantage is the fastening of the power frame of the LRE (attachment unit LRE) on the frame inter-tank compartment, significantly removed from the LRE, which leads to an increase in the size and weight of the inner core truss of the power frame of the LRE to the inter-tank compartment. At the same time, to achieve the necessary rigidity of this design of the booster block, additional rod couplers are introduced into it, connecting the power frame of the rocket engine with the toroidal fuel tank enclosing it.

Задачей изобретения является снижение массы и упрощение конструкции разгонного блока космического аппарата. The objective of the invention is to reduce mass and simplify the design of the upper stage of the spacecraft.

Решение поставленной задачи обеспечивается за счет того, что в разгонном блоке, содержащем бак криогенного окислителя, тороидальный бак углеводородного горючего, жидкостный ракетный двигатель с узлом крепления двигателя, расположенный по оси бака горючего, силовой элемент взаимного соединения баков окислителя и горючего, а также стержневую ферму для крепления полезного груза и переходный отсек для соединения с предыдущей ступенью ракеты космического назначения, в соответствии с изобретением силовой элемент взаимного соединения баков окислителя и горючего выполнен в виде стержневой фермы, при этом опорные узлы стержневых ферм и переходного отсека размещены на наружной кольцевой стенке тороидального бака горючего, а узел крепления двигателя закреплен на внутренней кольцевой стенке бака горючего. В частном случае выполнения изобретения узел крепления жидкостного ракетного двигателя может быть закреплен на тороидальном баке горючего с помощью радиальных пилонов. The solution to this problem is provided due to the fact that in the booster block containing the cryogenic oxidizer tank, a toroidal hydrocarbon fuel tank, a liquid propellant rocket engine with an engine mount located along the axis of the fuel tank, a power element for the mutual connection of the oxidizer and fuel tanks, as well as a rod truss for securing the payload and the transition compartment for connection with the previous stage of the space rocket, in accordance with the invention, the power element of the mutual connection of the tank in the oxidizer and fuel is made in the form of a rod truss, while the support nodes of the rod trusses and the transition compartment are located on the outer annular wall of the toroidal fuel tank, and the engine mount is mounted on the inner annular wall of the fuel tank. In the particular case of the invention, the attachment unit of the liquid rocket engine can be mounted on a toroidal fuel tank using radial pylons.

Размещение опорных узлов стержневых ферм и переходного отсека на наружной кольцевой стенке тороидального бака горючего и закрепление узла крепления ЖРД на внутренней кольцевой стенке бака горючего обусловливает использование этого бака в качестве основного силового узла в конструкции разгонного блока. Это дает возможность упростить конструкцию и уменьшить массу разгонного блока за счет закрепления бака криогенного окислителя с помощью стержневой фермы непосредственно на баке горючего, исключив из конструкции разгонного блока каркасный межбаковый отсек и дополнительную стержневую ферму. Использование тороидального бака горючего в качестве основного силового узла разгонного блока позволяет также закрепить на нем узел крепления двигателя, расположенного в непосредственной близости от внутренней кольцевой стенки бака горючего, использовав в качестве связующего силового элемента стержневую ферму или радиальные пилоны, установленные на внутренней кольцевой стенке бака. Это позволяет упростить конструкцию, уменьшить размеры и снизить массу силового элемента закрепления в разгонном блоке узла крепления двигателя. Снижение массы разгонного блока позволяет соответственно увеличить массу полезного груза космического аппарата. Использование радиальных пилонов в качестве силового элемента закрепления двигателя позволяет также дополнительно увеличить жесткость тороидального бака горючего, что весьма существенно в случае использования двигательной установки с турбонасосной подачей топлива в ЖРД, в которой толщина оболочки топливных баков меньше, чем в установке с вытеснительной подачей топлива в ЖРД. The placement of the support nodes of the core trusses and the transition compartment on the outer annular wall of the toroidal fuel tank and the fastening of the LRE mount on the inner annular wall of the fuel tank determines the use of this tank as the main power unit in the design of the upper stage. This makes it possible to simplify the design and reduce the mass of the booster unit by fixing the cryogenic oxidizer tank with the help of a rod truss directly on the fuel tank, excluding the frame inter-tank compartment and an additional rod truss from the structure of the booster unit. The use of a toroidal fuel tank as the main power unit of the booster unit also allows you to fix the engine mount on it located in close proximity to the inner annular wall of the fuel tank, using a rod truss or radial pylons mounted on the inner ring wall of the tank as a connecting power element. This allows us to simplify the design, reduce the size and reduce the mass of the power fastening element in the acceleration block of the engine mount. Reducing the mass of the upper stage allows you to accordingly increase the mass of the payload of the spacecraft. The use of radial pylons as a power element for securing the engine can also further increase the rigidity of the toroidal fuel tank, which is very important in the case of a propulsion system with a turbopump fuel supply in the LRE, in which the thickness of the shell of the fuel tanks is less than in the installation with a displacement fuel supply in the LRE .

На фиг.1 схематично изображен общий вид разгонного блока, в разрезе; на фиг. 2 расположение опорных узлов ферм и радиальных пилонов закрепленных на ЖРД на тороидальном баке горючего, вид А. Figure 1 schematically shows a General view of the upper stage, in section; in FIG. 2 arrangement of the support nodes of the trusses and radial pylons mounted on the rocket engine on a toroidal fuel tank, type A.

Разгонный блок содержит последовательно расположенные на общей оси сферический бак криогенного окислителя 1, тороидальный бак углеводородного горючего 2 и маршевый жидкостный ракетный двигатель 3 с кардановым узлом 4 крепления двигателя, расположенный в центральной части тороидального бака 2, ограниченной кольцевой стенкой бака. Бак криогенного окислителя 1 жестко закреплен (подвешен) на тороидальном баке горючего 2 с помощью стержневой фермы 5, выполненной из малотеплопроводного материала, например, титана или стеклопластика, при этом опорные узлы 6 крепления фермы 5 на баке 2 расположены, например, на кольцевом шпангоуте 7, установленном на наружной кольцевой стенке бака в его экваториальной плоскости. Кардановый узел 4 крепления двигателя закреплен на тороидальном баке горючего 2 с помощью радиальных пилонов 8, установленных путем приварки на внутренней кольцевой стенке бака 2. Разгонный блок содержит также стержневую ферму 9 для закрепления выводимого на орбиту полезного груза (космического объекта) 10, а также переходный отсек 11, выполненный, например, в виде стержневой фермы, для соединения разгонного блока с предыдущей ступенью 12 ракеты космического назначения. Опорные узлы 13 стержневой фермы 9 и опорные узлы 14 переходного отсека 11, как и опорные узлы 6 фермы 5 крепления бака окислителя, расположены на шпангоуте 7, установленном на наружной кольцевой стенке бака горючего 2. Топливные баки окислителя 1 и горючего 2 содержат внутрибаковые устройства соответственно 15 и 16, внутри бака окислителя 1 размещен также баллон 17 с газом надува. На нижнем торце бака горючего 2 установлен также блок сопел 18 реактивной системы управления разгонного блока. Для снижения массы пилонов 8 в них может быть выполнена перфорация. The booster block contains a spherical tank of cryogenic oxidizer 1 sequentially located on a common axis, a toroidal tank of hydrocarbon fuel 2, and a mid-flight liquid rocket engine 3 with a cardan assembly 4 for mounting the engine, located in the central part of the toroidal tank 2, bounded by the annular wall of the tank. The cryogenic oxidizer tank 1 is rigidly fixed (suspended) on the toroidal fuel tank 2 with the help of a rod truss 5 made of low-heat-conducting material, for example, titanium or fiberglass, while the supporting nodes 6 of the fastening of the truss 5 on the tank 2 are located, for example, on an annular frame 7 mounted on the outer annular wall of the tank in its equatorial plane. The cardan mount 4 of the engine mount is mounted on the toroidal fuel tank 2 using radial pylons 8 mounted by welding on the inner annular wall of the tank 2. The booster also contains a rod truss 9 for securing the payload (space object) 10, which is being put into orbit, as well as the transition compartment 11, made, for example, in the form of a rod truss, for connecting the upper stage to the previous stage 12 of a space rocket. The supporting nodes 13 of the core truss 9 and the supporting nodes 14 of the transition compartment 11, as well as the supporting nodes 6 of the truss 5 of the oxidizer tank fastening, are located on the frame 7 mounted on the outer annular wall of the fuel tank 2. The fuel tanks of the oxidizer 1 and fuel 2 contain intrabank devices, respectively 15 and 16, inside the oxidizer tank 1 there is also a balloon 17 with a charge gas. At the lower end of the fuel tank 2 is also installed a block of nozzles 18 of the reactive control system of the upper stage. To reduce the weight of the pylons 8, perforation can be performed in them.

Поскольку маршевый двигатель 3 разгонного блока закреплен на внутренней кольцевой стенке тороидального бака горючего 2, на наружной кольцевой стенке которого размещены опорные узлы 6 и 13 стержневой фермы 5 крепления бака окислителя и стержневой фермы 9 крепления полезного груза, при полете космического аппарата с базовой орбиты на рабочую орбиту бак горючего 2 выполняет роль основного силового узла аппарата. Размещение опорных узлов 14 переходного отсека 11 на наружной кольцевой стенке бака горючего 2 обусловливает использование этого бака в качестве основного силового узла при выведении космического аппарата на базовую орбиту ракетой космического назначения. При этом в случае использования в разгонном блоке двигательной установки с вытеснительной установки с вытеснительной подачей топлива в ЖРД прочностные свойства бака горючего позволяют использовать его в качестве основного силового узла космического аппарата без усиления его конструкции. В случае использования двигательной установки с турбонасосной системой подачи топлива необходимо усиление оболочки бака горючего в местах установки на нем опорных узлов. Since the main engine 3 of the booster block is mounted on the inner annular wall of the toroidal fuel tank 2, on the outer annular wall of which there are supporting nodes 6 and 13 of the rod farm 5 of the fastening of the oxidizer tank and rod farm 9 of the payload fastening, when the spacecraft is flying from the base orbit to the working the orbit of the fuel tank 2 serves as the main power unit of the apparatus. The placement of the support nodes 14 of the transition compartment 11 on the outer annular wall of the fuel tank 2 determines the use of this tank as the main power unit when the spacecraft is put into basic orbit by a space rocket. Moreover, in the case of using a propulsion unit in a booster unit with a displacement unit with a displacement fuel supply to the LRE, the strength properties of the fuel tank allow it to be used as the main power unit of the spacecraft without strengthening its structure. In the case of using a propulsion system with a turbopump fuel supply system, it is necessary to reinforce the fuel tank shell at the points of installation of the support nodes on it.

В РКК "Энергия" разработаны технические предложения по конструкции разгонного блока, выполненного в соответствии с изобретением. Разгонный блок предназначен для выведения на высокоэнергетическую орбиту полезного груза после доставки его на промежуточную базовую орбиту ракетой космического назначения типа "Молния" или "Союз". В разгонном блоке использована двигательная установка с вытеснительной подачей топлива в ЖРД, что обуславливает повышенные прочностные характеристики топливных баков, поэтому усиления конструкции бака горючего в местах крепления на нем опорных узлов ферм, переходного отсека и узла крепления двигателя не производилось. В данном конкретном случае применение изобретения позволило на 10% увеличить массу полезного груза космического аппарата по сравнению с использованием разгонного блока, выполненного по известной схеме (прототипа). RSC Energia has developed technical proposals for the design of a booster unit made in accordance with the invention. The booster block is designed to bring payload into high-energy orbit after it is delivered to an intermediate base orbit by a space rocket of the Lightning or Soyuz type. In the booster block, a propulsion system with a displacing fuel supply to the liquid propellant rocket engine was used, which leads to increased strength characteristics of the fuel tanks, therefore, the fuel tank was not reinforced in the places where the supporting nodes of the trusses, the transition compartment and the engine mount were mounted. In this particular case, the application of the invention allowed to increase the mass of the payload of the spacecraft by 10% compared with the use of the upper stage, made according to the well-known scheme (prototype).

Claims (2)

1. Разгонный блок, содержащий бак криогенного окислителя, тороидальный бак углеводородного горючего, жидкостный ракетный двигатель с узлом крепления двигателя, расположенный по оси бака горючего, силовой элемент взаимного соединения баков окислителя и горючего, а также стержневую ферму для крепления полезного груза и переходный отсек для соединения с предыдущей ступенью ракеты космического назначения, отличающийся тем, что силовой элемент взаимного соединения баков окислителя и горючего выполнен в виде стержневой фермы, при этом опорные узлы стержневых ферм и переходного отсека размещены на наружной кольцевой стенке тороидального бака горючего, а узел крепления двигателя закреплен на внутренней кольцевой стенке бака горючего. 1. A booster unit containing a cryogenic oxidizer tank, a toroidal hydrocarbon fuel tank, a liquid propellant rocket engine with an engine mount located along the axis of the fuel tank, a power element for the mutual connection of the oxidizer and fuel tanks, as well as a rod truss for fixing payloads and a transition compartment for connection with the previous stage of a space rocket, characterized in that the power element of the interconnection of the oxidizer and fuel tanks is made in the form of a rod truss, while the supports s nodes rod trusses and transition compartment arranged on the outer circumferential wall of the toroidal fuel tank and the engine mount is fixed to the inner circumferential wall of the fuel tank. 2. Блок по п. 1, отличающийся тем, что узел крепления жидкостного ракетного двигателя закреплен на тороидальном баке горючего с помощью радиальных пилонов. 2. The unit according to claim 1, characterized in that the mounting unit of the liquid rocket engine is mounted on a toroidal fuel tank using radial pylons.

Images