Топливный отсек грузового космического корабля

 

Изобретение относится к космической технике, конкретно к транспортным космическим кораблям для дозаправки орбитальных станций типа "Мир". Предлагаемый отсек содержит корпус с внешней теплоизоляцией и установленный внутри него каркас. На каркасе закреплены баки горючего и окислителя с соответствующей арматурой, трубопроводами заправки и баллонами системы наддува. При этом корпус выполнен в виде конусообразных оболочек с внешним оребрением, состыкованных по большему диаметру. Снаружи корпус снабжен многослойной вакуумной теплоизоляцией, выполненной в виде матов, закрепленных на внешнем оребрении оболочек. На внутренней поверхности корпуса закреплен спиралеобразный змеевик, подключенный посредством трубопроводов к системе терморегулирования корабля. Трубопроводы заправки топливных баков проложены снаружи корпуса с обеспечением теплового контакта с его поверхностью. На внутреннюю поверхность корпуса и на наружные поверхности каркаса, змеевика и топливных баков нанесено терморегулирующее покрытие. Изобретение направлено на обеспечение эффективного термостатирования топливных компонентов в баках в условиях космического полета с одновременным повышением прочности конструкции топливного отсека. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике, а точнее к области проектирования и эксплуатации транспортных космических кораблей, обеспечивающих дозаправку космических орбитальных станций (КОС) типа "Мир" в условиях космического пространства.

Известны топливные отсеки (ТО) грузового космического корабля (ГКК) (см. , например, Космонавтика. Энциклопедия под редакцией В.П. Глушко. М.: Советская энциклопедия, 1985, с.304-305), которые содержат корпус с размещенными внутри него на специальной раме-каркасе топливными баками горючего и окислителя, газовые баллоны с воздухом или азотом, используемым для вытеснения компонентов топлива при перекачке, а также для восполнения израсходованных запасов воздуха на станции. В таких отсеках предусмотрены контроль температуры и давления в топливных баках и в газовых баллонах в процессе хранения и дозаправки, герметичности соединяемых магистралей (трубопроводов), а также продувка магистралей перед расстыковкой стыковочных узлов грузового космического корабля и орбитальной станции.

Известен также топливный отсек грузового космического корабля, выбранный в качестве прототипа (см. , например, патент RU 2132804, МПК В 64 G 1/40, 9/00, от 10.07.1999 г.), содержащий корпус с расположенными в нем топливными баками горючего и окислителя с соответствующей этим компонентам арматурой, трубопроводами заправки топливных баков горючего и окислителя и баллонами системы наддува.

Известный топливный отсек содержит корпус, выполненный в виде обечайки, внутри которой на специальной кольцевой раме, снабженной образованными перегородками секторами с размещенными в них с соответствующими компонентами топливными баками, арматурой и трубопроводами. Наличие отсеков с перегородками, отделяющими друг от друга топливные баки и арматуру, создает дополнительные препятствия при термостатировании топливного отсека в условиях космического вакуума, когда тепло между топливными баками и арматурой передается только теплопроводностью по конструкции отсека и излучением, кроме того, конструкция известного отсека имеет низкие прочностные характеристики.

Общие недостатки аналогов и прототипа заключаются в том, что они не обеспечивают эффективного термостатирования и поддержания необходимой температуры компонентов в топливных баках, арматуре, трубопроводах и баллонах системы наддува, а также имеют низкие прочностные характеристики.

Задачей настоящего изобретения является создание такого теплового отсека ГКК, который обеспечивал бы повышение эффективности термостатирования и поддержание в условиях космического полета необходимой температуры компонентов в топливных баках, арматуре, трубопроводах и баллонах системы наддува, а также улучшение прочностных характеристик.

Поставленная задача решается тем, что в топливном отсеке грузового космического корабля, содержащем корпус с расположенными в нем топливными баками горючего и окислителя с соответствующей этим компонентам арматурой, трубопроводами заправки топливных баков горючего и окислителя и баллонами системы наддува, в отличие от известного, в нем корпус выполнен в виде конусообразных оболочек с внешним оребрением, состыкованных по большому диаметру оболочек посредством фланцев, между которыми расположен и с которыми совместно скреплен опорный шпангоут каркаса с закрепленными топливными баками горючего и окислителя с соответствующей арматурой, трубопроводами заправки топливных баков горючего и окислителя и баллонами системы наддува, при этом корпус снабжен многослойно-вакуумной теплоизоляцией, выполненной в виде матов, закрепленных на внешнем оребрении оболочек, и спиралеобразным змеевиком, закрепленным на внутренней поверхности корпуса и подключенным посредством трубопроводов к системе терморегулирования космического корабля, причем трубопроводы заправки топливных баков проложены снаружи корпуса с обеспечением теплового контакта с поверхностью корпуса, а на внутренней поверхности корпуса и на наружной поверхности каркаса, змеевика и топливных баков нанесено терморегулирующее покрытие.

Использование предлагаемого топливного отсека ГКК при изготовлении транспортных кораблей типа "Прогресс" позволит дать значительный экономический эффект за счет обеспечения повышения эффективности термостатирования и поддержания необходимой температуры компонентов в топливных баках, арматуре, трубопроводах и баллонах системы наддува, а также за счет улучшения прочностных характеристик, что подтверждено испытаниями опытных образцов, изготовленных с использованием предлагаемого технического решения.

Суть изобретения поясняется чертежом.

Предлагаемый ТО ГКК состоит из следующих основных агрегатов, узлов и деталей: корпуса 1 с расположенными в нем топливными баками горючего 2 и окислителя 3 с соответствующей этим компонентам арматурой 4, 5, трубопроводами 6, 7 заправки топливных баков горючего и окислителя и баллонами 8 системы наддува 9.

Корпус 1 выполнен в виде конусообразных оболочек 10, 11 с внешним оребрением 12, состыкованных по большему диаметру 13 оболочек 10, 11 посредством фланцев 14, 15, между которыми расположен и совместно скреплен опорный шпангоут 16 каркаса 17 с закрепленными на последнем топливными баками горючего 2 и окислителя 3 с соответствующей арматурой 4, 5, трубопроводами 6, 7 заправки топливных баков горючего и окислителя и баллонами 8 системы наддува 9. Снаружи корпус 1 снабжен многослойно-вакуумной теплоизоляцией 18, выполненной в виде матов 19, закрепленных на внешнем оребрении 12, и спиралеобразным змеевиком 20, закрепленным на внутренней поверхности 21 корпуса 1 и подключенным посредством трубопроводов 22 к системе терморегулирования 23 космического корабля. Трубопроводы заправки 24, 25 топливных баков 2, 3 проложены снаружи корпуса 1 совместно с указанными трубопроводами 22 системы терморегулирования 23 с обеспечением теплового контакта с наружной поверхностью корпуса, а на внутренней поверхности 21 корпуса 1 и на наружной поверхности 26 каркаса 17, снабженного опорным шпангоутом, змеевика 20 и топливных баков 2, 3 нанесено теплорегулирующее покрытие, например, эмаль АК-512 Гост 23171-78, обладающее высокоэффективной отражающей и изолирующей тепловые лучи способностью.

В качестве многослойно-вакуумной теплоизоляции 18 применяют, например, экранно-вакуумную теплоизоляцию ЭВТИ-2В ОСТ 92-1380-83, состоящую из дублированных слоев отражающего материала полиэтилентерефталатной пленки, алюминизированной с двух сторон, и прокладочного материала - стекловуали.

Работает топливный отсек грузового космического корабля следующим образом.

После причаливания и стыковки грузового космического корабля (ГКК) с космической орбитальной станцией (КОС) производится посредством автоматических гидроразъемов герметичное соединение топливных магистралей (трубопроводов заправки 24, 25) ТО ГКК и КОС.

Для перекачки топлива из топливных баков горючего 2 и окислителя 3 ТО ГКК в соответствующие топливные баки КОС открывают необходимые клапаны, установленные на объединенной топливной магистрали, и посредством системы наддува 9 ТО ГКК, включающей баллоны 8 со сжатым азотом, производят передавливание топлива из баков 2, 3 в топливные баки КОС. По окончании перекачки топлива производят удаление (продувкой и вакуумированием) топливных компонентов из магистралей для предотвращения попадания агрессивной жидкости (топлива) на конструкцию КОС и ГКК при расстыковке. Управление дозаправкой (перекачкой топлива) осуществляется по командной радиолинии Землей или экипажем станции с помощью специального пульта.

Выполнение корпуса 1 в виде конусообразных оболочек 10, 11 с внешним оребрением 12 и состыкованных по большему диаметру 13 оболочек 10, 11 посредством фланцев 14, 15, между которыми расположен и совместно скреплен опорный шпангоут 16 каркаса 17, обеспечивает повышение устойчивости корпуса 1 ТО ГКК и улучшение прочностных характеристик.

Спиралеобразный змеевик 20, закрепленный на внутренней поверхности 21 корпуса 1 и подключенный к системе терморегулирования 23 наряду с повышением жесткости и прочности корпуса 1, а совместно с теплоизоляцией 18 и с нанесенным на наружные поверхности 26 каркаса 17, змеевика 20, топливных баков 2, 3 и внутреннюю поверхность 21 корпуса 1 терморегулирующего покрытия, посредством теплопроводности и радиационного теплообмена обеспечивает и поддерживает во внутренней термостатирующей полости 27 корпуса 1 стабильную температуру, необходимую для поддержания топлива в состоянии, потребном при перекачке топлива по трубопроводам заправки 24, 25 из топливных баков 2, 3 в соответствующие топливные баки КОС.

Для обеспечения поддержания необходимой температуры топлива, прокачиваемого в трубопроводах заправки 24, 25, проложенных снаружи корпуса 1, трубопроводы 24, 25 проложены совместно с трубопроводами 22 системы терморегулирования (СТР) 23 при тепловом контакте с поверхностью корпуса и имеют постоянный подогрев от циркулирующего в змеевике 20 и трубопроводах 22 теплоносителя системы СТР 23.

Таким образом, предлагаемое конструктивное выполнение топливного отсека ГКК обеспечивает повышение эффективности термостатирования и поддержание в условиях космического полета необходимой температуры компонентов в топливных баках 2, 3, арматуре 4, 5, трубопроводах 6, 7 и баллонах 8 системы наддува 9, а также улучшение прочностных характеристик, что выполняет поставленную задачу.

Формула изобретения

Топливный отсек грузового космического корабля, содержащий корпус с расположенными в нем топливными баками горючего и окислителя с соответствующей этим компонентам арматурой, трубопроводы заправки топливных баков горючего и окислителя и баллоны системы наддува, отличающийся тем, что в нем корпус выполнен в виде конусообразных оболочек с внешним оребрением, состыкованных по большему диаметру оболочек посредством фланцев, между которыми расположен и с которыми совместно скреплен опорный шпангоут каркаса с закрепленными на каркасе указанными топливными баками горючего и окислителя с соответствующей арматурой, трубопроводами заправки топливных баков горючего и окислителя и баллонами системы наддува, при этом снаружи корпус снабжен многослойной вакуумной теплоизоляцией, выполненной в виде матов, закрепленных на внешнем оребрении оболочек, и спиралеобразным змеевиком, закрепленным на внутренней поверхности корпуса и подключенным посредством трубопроводов к системе терморегулирования космического корабля, причем трубопроводы заправки топливных баков проложены снаружи корпуса с обеспечением теплового контакта с поверхностью корпуса, а на внутреннюю поверхность корпуса и на наружные поверхности каркаса, змеевика и топливных баков нанесено терморегулирующее покрытие.

РИСУНКИ

Рисунок 1