Устройство для испытаний на герметичность системы наддува топливных баков горючего и окислителя космического летательного аппарата
Изобретение относится к космической технике, а конкретнее к области проектирования и эксплуатации систем наддува топливных баков горючего и окислителя, используемых в двигательных установках космических летательных аппаратов (КЛА) и в системах дозаправки топлива, размещенных на грузовых космических кораблях. Техническим результатом изобретения является обеспечение простоты и экономичности проведения испытаний топливных баков горючего и окислителя в составе системы наддува. Этот технический результат обеспечивается за счет того, что устройство для испытаний на герметичность системы наддува топливных баков горючего и окислителя космического летательного аппарата содержит датчики давления в магистралях наддува, сообщающиеся газовый баллон высокого давления с газовой полостью топливных баков горючего и окислителя, отсечные клапаны и газовые редукторы, а также проверочные горловины. В устройство введены также съемные обводные магистрали, каждая из которых включает ресивер, дроссельное устройство и дополнительный датчик давления, при этом каждая обводная магистраль одним концом подключена к проверочной горловине, установленной в магистрали наддува на входе в газовую полость одного из топливных баков, а другим - к проверочной горловине, установленной в магистрали подачи топлива на выходе из жидкостной полости того же топливного бака, причем дроссельное устройство установлено в съемной обводной магистрали на конце, подключенном к проверочной горловине, установленной в магистрали наддува. 1 ил.
Изобретение относится к космической технике, а конкретнее к области проектирования и эксплуатации систем наддува топливных баков горючего и окислителя, используемых в двигательных установках космических летательных аппаратов (КЛА) и в системах дозаправки топлива, размещенных на грузовых космических кораблях.
Известно устройство для испытаний на герметичность системы наддува топливных баков горючего и окислителя космического летательного аппарата (см. патент Великобритании, МПК7: F 02 K 9/50, приоритет от 04.11.1992 г.), которое содержит датчики давления в магистралях наддува, сообщающих газовые баллоны высокого давления с газовыми полостями топливных баков горючего и окислителя соответственно, отсечные клапаны и газовые редукторы. Перед заправкой топливных баков компонентами топлива - горючим и окислителем - систему наддува совместно с топливными баками проверяют на герметичность, заполняя все магистрали и полости топливных баков испытательным газом, например гелиево-воздушной смесью, и определяют негерметичность, например, по спаду давления в магистралях и полостях топливных баков.
Однако такие испытания имеют определенные сложности и не обеспечивают качественный контроль негерметичности полостей топливных баков.
Известно также устройство для испытаний на герметичность системы наддува топливных баков горючего и окислителя космического летательного аппарата, принятое за прототип (см. журнал “Авиация и космонавтика”, М., Воениздат, 1978 г., № 7, с.36, 37), которое содержит датчики давления в магистралях наддува, сообщающих газовый(ые) баллон(ы) высокого давления с газовыми полостями топливных баков горючего и окислителя соответственно, отсечные клапаны и газовые редукторы, а также проверочные горловины. Перед заправкой топливных баков компонентами топлива - горючим и окислителем - баки подвергают испытанию на герметичность в составе системы, при этом от наземных систем одновременно производят наддув газом, например гелием, топливных баков и газовых баллонов, сообщенных с ними посредством магистралей наддува. Негерметичность определяют, например, по спаду давления во всей системе наддува. Такая проверка негерметичности топливных баков и сложна, и требует больших расходов испытательного газа (гелия) и затрат электроэнергии, потребляемой наземной испытательной системой (станцией).
Недостатками известного устройства для испытаний на герметичность системы наддува топливных баков КЛА являются сложность и неэкономичность проведения испытаний при проверке герметичности топливных баков горючего и окислителя.
Задачей настоящего изобретения является создание такого устройства для испытаний на герметичность системы наддува топливных баков горючего и окислителя КЛА, которая обладала бы простотой и экономичностью проведения испытаний топливных баков и горючего и окислителя, как отдельно, так и параллельно, в составе системы наддува.
Поставленная задача решается тем, что в устройство для испытаний на герметичность системы наддува топливных баков горючего и окислителя космического летательного аппарата, содержащая датчики давления в магистралях наддува, каждая из которых сообщает газовый баллон высокого давления с газовой полостью топливных баков горючего и окислителя, отсечные клапаны и газовые редукторы, а также проверочные горловины, в отличие от известного в него введены съемные обводные магистрали, каждая из которых включает ресивер, дроссельное устройство и дополнительный датчик давления, при этом каждая обводная магистраль одним концом подключена к проверочной горловине, установленной в магистрали наддува на входе в газовую полость одного из топливных баков, а другим - к проверочной горловине, установленной в магистрали подачи топлива на выходе из жидкостной полости того же топливного бака, причем дроссельное устройство установлено в съемной обводной магистрали на конце, подключенном к проверочной горловине, установленной в магистрали наддува.
Использование предлагаемой системы наддува топливных баков горючего и окислителя, например, на грузовых космических кораблях типа “Прогресс” позволит дать значительный экономический эффект за счет упрощения проведения испытаний топливных баков на герметичность в составе системы наддува и повышение экономичности при проведении испытаний.
Суть изобретения поясняется чертежом.
На чертеже приведена схема системы наддува топливных баков горючего и окислителя космического летательного аппарата с предлагаемым устройством для испытаний, состоящая из следующих основных узлов, деталей и агрегатов: газовых баллонов 1, 2, снабженных магистралями наддува 3, 4, каждая из которых включает соответственно по отсечному клапану 5, 6, по газовому редуктору 7, 8, обратному клапану 9, 10 и каждая из которых соединяет газовые баллоны 1 и 2 с соответствующей газовой полостью 11 и 12 топливных баков 13 горючего и 14 окислителя. В устройство входят также проверочные горловины 15, 16, 17, 18 и первый и второй датчики давления 19, 20 соответственно, установленные в магистралях наддува между газовыми редукторами и обратными клапанами, третий и четвертый датчики давления 21, 22, установленные в магистралях подачи топлива - горючего и окислителя соответственно. Система наддува снабжена съемными обводными магистралями 23, 24, каждая из которых содержит соответственно по ресиверу 25, 26, дроссельному устройству 27, 28, и первому дополнительному датчику давления 29, установленному в съемной обводной магистралях между дроссельным устройством 27 и проверочной горловиной 15 в магистрали наддува на входе в газовую полость 11, и соответственно второму дополнительному датчику давления 30, установленному в съемной обводной магистрали между дроссельным устройством 28 и проверочной горловиной 16 в магистрали наддува на входе в газовую полость 12. Одними концами 31 и 32 съемные обводные магистрали 23, 24 подключены к проверочным горловинам 15 и 16, каждая из которых установлена в магистралях наддува 3 и 4 соответственно на входах 33, 34 в газовую полости 11 и 12 топливных баков 13 и 14, а другими концами 35 и 36 соответственно к проверочным горловинам 17 и 18, установленным в магистралях подачи топлива 37 и 38 на выходах из жидкостных полостей 39 и 40 топливных баков 13 и 14. Дроссельные устройства 27 и 28 установлены в съемных обводных магистралях 23 и 24 на концах 35 и 36, подключенных к проверочным горловинам 17 и 18 соответственно, установленных в магистралях наддува 3 и 4. Ресиверы 25 и 26 снабжены соответственно манометрами 41 и 42 и клапанами 43 и 44. Проверочные горловины 15, 16, 17, 18 выполнены в виде запорных клапанов, обеспечивающих присоединение (отсоединение) съемных обводных магистралей 23 и 24, например, посредством резьбового соединения.
Каждая из магистралей подачи топлива 37 и 38 содержит пускоотсечной клапан 45 и 46 соответственно. Топливные баки 13 и 14 имеют каждый перекладную мембрану 47 и 48 соответственно, которые отделяют газовые полости 11, 12 жидкостных полостей 39, 40. Магистрали наддува, сообщающие газовый(ые) баллон(ы) высокого давления с газовыми полостями топливных баков горючего и окислителя соответственно (газовый баллон высокого давления может быть сообщен как с газовой полостью топливного бака горючего, так и с газовой полостью топливного бака окислителя), соединены магистралью с отсечным клапаном 49, в результате чего возможно подключение того или иного газового баллона высокого давления (возможно использование одного газового баллона высокого давления). В предложенном устройстве в магистрали, объединяющей магистрали наддува, установлен отсечной клапан 49. В качестве дроссельных устройств 27, 28 используют дроссельные шайбы, оттарированные на расчетное давление.
Система наддува топливных баков КЛА в режиме проверки герметичности топливных баков перед их заправкой топливом работает следующим образом.
В исходном состоянии перед началом проведения испытаний по проверке герметичности топливных баков 13, 14 все клапаны системы наддува и клапаны 45, 46 на магистралях подачи топлива закрыты.
Для проведения проверки герметичности, например, топливного бака 13 (бака горючего) производят наддув ресивера 25 испытательным газом, например гелием, до заданного давления через редуктор от наземного источника давления газа, например баллона с давлением газа 200 кГс/см, контролируя по манометру 41. Открывают клапаны в проверочных горловинах 15, 17, подают гелий одновременно в газовую полость 11 и жидкостную полость 39 топливного бака 13 и надувают их до заданного давления, например до 20 кГс/см. Дроссельная шайба 27 оттарирована на расчетное давление, учитывающее то, что расход газа после дроссельной шайбы 27 должен быть таким, чтобы обеспечивалось равномерное заполнение полостей 11 и 39 топливного бака 13, имеющих разные объемы. Это необходимо для сохранения целостности перекладной мембраны 47 топливного бака 13. Перепад давления на перекладной мембране 47 (между полостями 11 и 39) не должен превышать допустимого (определенного расчетом), например 0,1 кГс/см2. Контроль давления в полостях 11 и 39 топливного бака 13 производят соответственно по датчикам давления 29, 19 и 21. Негерметичность топливного бака 13 и его полостей 11 и 39 определяют, например, по спаду давления.
По окончании испытаний по проверке герметичности топливного бака 13 сбрасывают давление газа из полости 11 и 39 в обратном направлении через ресивер 25, например в газгольдер или в атмосферу.
Закрывают клапаны в проверочных горловинах 15, 17 и отсоединяют от них съемную обводную магистраль 23.
Аналогично производят испытания по проверке герметичности топливного бака 14 (бака окислителя). Снабжение система наддува автономными съемными обводными магистралями 23, 24 позволяет проводить испытания по проверке герметичности топливных баков 13, 14 как отдельно, так и совместно (параллельно друг другу) по линии горючего и по линии окислителя, при этом обеспечивается простота и экономичность проведения испытаний, что выполняет поставленную задачу.
Формула изобретения
Устройство для испытаний на герметичность системы наддува топливных баков горючего и окислителя космического летательного аппарата, содержащая датчики давления в магистралях наддува, каждая из которых сообщает газовый баллон высокого давления с газовой полостью топливных баков горючего и окислителя, отсечные клапаны и газовые редукторы, а также проверочные горловины, отличающееся тем, что в него введены съемные обводные магистрали, каждая из которых включает ресивер, дроссельное устройство и дополнительный датчик давления, при этом каждая обводная магистраль одним концом подключена к проверочной горловине, установленной в магистрали наддува на входе в газовую полость одного из топливных баков, а другим - к проверочной горловине, установленной в магистрали подачи топлива на выходе из жидкостной полости того же топливного бака, причем дроссельное устройство установлено в съемной обводной магистрали на конце, подключенном к проверочной горловине, установленной в магистрали наддува.
РИСУНКИ
