Система наддува топливных баков

Изобретение относится к космической технике, а точнее к области проектирования и эксплуатации реактивных двигательных установок (РДУ) космических летательных аппаратов (КЛА). В системе наддува топливных баков в каждую пневмомагистраль после газовых редукторов введены два параллельно включенных трубопровода, каждый из которых имеет ответвление с дополнительным предохранительным клапаном на выходе, включенное в общую дренажную магистраль, каждый из параллельно включенных трубопроводов имеет дополнительный пускоотсечный клапан, при этом эти трубопроводы сообщены между собой перепускным трубопроводом, включенным после ответвления на дополнительный предохранительный клапан перед дополнительным пускоотсечным клапаном, а общая дренажная магистраль сообщена с безмоментным устройством. Изобретение обеспечивает повышение надежности и долговечности системы наддува. 1 ил.

 

Изобретение относится к космической технике, a точнее к области проектирования и эксплуатации реактивных двигательных установок (РДУ) космических летательных аппаратов (КЛА).

Система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки КЛА используется для создания импульсов тяги, необходимых как для перемещения центра масс КЛА (коррекция траектории движения, торможение КЛА для обеспечения его схода с орбиты), так и для создания управляющих моментов относительно его центра масс (ориентация, развороты и т.д.). Импульсы тяги для различных режимов управления аппаратом в пространстве создаются с помощью имеющихся на борту реактивных двигателей (РД), величины тяг которых в зависимости от их назначения изменяются в широких пределах (от нескольких сотен кгс до единиц и менее кгс). Работа указанных двигателей с заданными параметрами обеспечивается системами наддува топливных баков и подачи топлива к входам двигателей.

Известны системы наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки (ДУ) КЛА (см., например, журнал №7 «Авиация и космонавтика», М., Воениздат, 1978, стр.36, 37, рис.2). Системы наддува содержат баллоны высокого давления, заполненные газом, например азотом, которые служат для обеспечения выдавливания топлива из топливных баков и подачи его к реактивным двигателям двигательной установки. Баллоны высокого давления связаны с газовыми полостями топливных баков посредством пневмомагистралей, содержащих пускоотсечные клапаны и газовые редукторы. Заправка баллонов газом высокого давления производится на Земле перед стартом ракеты-носителя.

Известна также система наддува топливных баков горючего и окислителя ДУ КЛА (см., например, патент РФ №2143579 с приоритетом от 31.08.1998 г., кл. F02К 9/50), выбранная в качестве прототипа.

Система содержит баллоны высокого давления, связанные пневмомагистралями с газовыми полостями соответствующих топливных баков горючего и окислителя, и установленные на пневмомагистралях пускоотсечные клапаны, дроссельные устройства, газовые редукторы и предохранительные клапаны. В таких системах выдавливание топлива из топливных баков производят газом, например азотом или гелием, закачанным в баллоны высокого давления на Земле перед стартом. В процессе работы системы наддува в условиях невесомости, в случае повышения давления выше расчетного (допускаемого при нормальной работе топливных баков) в пневмомагистрали на входе в газовую полость топливного бака (например, при отказе газового редуктора) срабатывает предохранительный клапан, установленный на данной пневмомагистрали, и происходит дренаж значительной части газа в космическое пространство, что сохраняет целостность топливных баков и системы в целом, но уменьшает срок службы системы из-за потери значительной части газа. Также система слабо защищена от воздействий на КЛА при срабатывании предохранительной арматуры, что приводит к уменьшению надежности и срока службы системы.

Общими недостатками известных аналогов и прототипа системы наддува топливных баков и системы в целом являются недостаточная надежность и долговечность системы.

Задачей настоящего изобретения является создание такой системы наддува топливных баков горючего и окислителя, например, ДУ КЛА, которая обладала бы большей надежностью и долговечностью.

Технический результат достигается тем, что в системе наддува топливных баков, содержащей баллоны высокого давления, связанные пневмомагистралями с газовыми полостями соответствующих топливных баков горючего и окислителя, и установленные на пневмомагистралях пускоотсечные клапаны, дроссельные устройства, газовые редукторы и предохранительные клапаны, в отличие от известной в каждую пневмомагистраль после газовых редукторов введены два параллельно включенных трубопровода, каждый из которых имеет ответвление с дополнительным предохранительным клапаном, ответвления подсоединены на выходе к общей (объединяющей их) дренажной магистрали, каждый из параллельно включенных трубопроводов снабжен дополнительным пускоотсечным клапаном, при этом параллельно включенные трубопроводы сообщены между собой перепускным трубопроводом, включенным после ответвления с дополнительным предохранительным клапаном и перед дополнительным пускоотсечным клапаном, а общая дренажная магистраль сообщена с безмоментным устройством.

Технический результат заключается в том, что по сравнению с известными техническими решениями в предлагаемой системе наддува топливных баков горючего и окислителя в случае повышения давления выше расчетного происходит дренаж незначительной (минимальной) части газа в космическое пространство, а также предусмотрено закрытие пускоотсечных клапанов и отсечение газовой полости от поступления газа, что обеспечивает высокую надежность и долговечность.

Техническое решение позволяет смягчить и выровнять напор срабатываемого газа при возникновении инерционности срабатывания пускоотсечных и предохранительных клапанов.

Использование предлагаемой системы наддува топливных баков горючего и окислителя, например, на космическом орбитальном комплексе типа «МКС»-«Прогресс»-«Шатлл» позволит дать значительный экономический эффект за счет повышения надежности и долговечности системы.

Суть изобретения поясняется чертежом. Предлагаемая система наддува топливных баков состоит из следующих основных узлов, деталей и агрегатов: баллонов высокого давления 1, 2, связанных соответственно пневмомсинстралями 3, 4 с газовыми полостями 5, 6 соответствующих топливных баков горючего 7 и окислителя 8, и установленных на пневмомагистралях 3, 4 пускоотсечных клапанов 9, 10, дроссельных устройств 11, 12, газовых редукторов 13, 14 и предохранительных клапанов 15, 16, 17, 18. В каждую пневмомагистраль 3, 4 после газовых редукторов 13, 14 введены два параллельно включенных трубопровода 19, 20 и 21, 22, имеющих ответвления с дополнительными предохранительными клапанами 15, 16 (17, 18) в них, и пускоотсечные клапаны 23, 24 (25, 26) в каждый из параллельно включенных трубопроводов, при этом ответвление с дополнительным предохранительным клапаном 15 (16, 17, 18) выполнено соответственно перед пускоотсечным клапаном 23 (24, 25, 26), и выходы ответвлений связаны (объединены) с общей дренажной магистралью 29, сообщенной с безмоментным устройством 30, а после ответвления, перед дополнительным пускоотсечным клапаном 23 (24, 25, 26) включен перепускной трубопровод 27 (28), сообщающий трубопроводы 19 и 20 (21 и 22). Выдавливаемое топливо (горючее и окислитель) из топливных баков 7, 8 подается к потребителю, например к реактивным двигателям 31. Безмоментное устройство 30 выполнено в виде пустотелого диска с равномерно и диаметрально противоположным расположением по внешнему торцу диска одинаковых отверстий, имеющих одинаковые размеры, что защищает КЛА от воздействий реактивных сил, возникающих при сбросе газа под давлением. Система снабжена перепускными магистралями 32 и 33.

Работает система наддува топливных баков следующим образом. Для выдавливания и подачи топлива к реактивным двигателям 31 из топливных баков горючего 7 и окислителя 8 открывают пускоотсечные клапаны 9, 10, и газ, например гелий, из баллонов высокого давления 1, 2 под высоким давлением (порядка 350 кгс/см2) проходит через дроссельные устройства 11, 12, где в результате дросселирования давление понижается (порядка 350 кгс/см2) и подается в газовые редукторы 13, 14, которые понижают давление газа до заданного и необходимого давления (порядка 10 кгс/см2) для выдавливания топлива из топливных баков 7, 8 и подачи его к РД 31. После газовых редукторов 13, 14 газ проходит через параллельно включенные трубопроводы 19, 20 и 21, 22 и поступает в газовые полости 5, 6 топливных баков 7, 8, откуда производится выдавливание и подача топлива к РД 31. Дополнительные пускоотсечные клапаны 23, 24 и 25, 26 находятся в нормально открытом состоянии. В процессе работы системы наддува топливных баков в условиях невесомости в случае повышения давления выше расчетного (допускаемого при нормальной работе топливных баков 7 (8)) в пневмомагистрали 3 (4) на входе в газовую полость 5 (6) топливного бака 7 (8), например, при отказе газового редуктора 13 (14) срабатывают предохранительные клапаны 15, 16 (17, 18), подключенные в параллельно включенные трубопроводы 19, 20 (21, 22), и происходит дренаж незначительной части газа в космическое пространство через общую дренажную магистраль 29, сообщенную с безмоментным устройством 30. Сброс незначительного (минимального) количества газа при срабатывании предохранительных клапанов 15, 16 (17, 18) происходит за счет установки в параллельно включенные контуры 19, 20 (21, 22) после включения предохранительных клапанов 15, 16 (17, 18) пускоотсечных клапанов 23, 24 (25, 26), которые при повышении давления в пневмомагистрали 3 (4) на входе в газовую полость 5 (6) топливного бака 7 (8) по команде от бортового пульта управления клапанами моментально срабатывают на закрытие и отсечение газовой полости 5 (6) топливного бака 7 (8) от поступления в нее газа из пневмомагистрали 3 (4), расположенной между пускоотсечными клапанами 9 (10) и дополнительными пускоотсечными клапанами 23, 24 (25, 26). Для перепуска газа между пневмомагистралями 3, 4 предусмотрены перепускные магистрали 32 и 33, снабженные пускоотсечными клапанами. Перепускной трубопровод 27 и 28 обеспечивает проход газа из одного контура 19 (21) в другой 20 (22) в случае срабатывания предохранительных клапанов 15, 16 (17, 18), что смягчает и выравнивает напор срабатываемого газа при возникновении инерционности срабатывания пускоотсечных и предохранительных клапанов. Полому предлагаемая система наддува топливных баков 7, 8, в которой пневмомагистрали 3, 4 снабжены параллельно включенными трубопроводами 19, 20 и 21, 22 с включенными в них дополнительными предохранительными клапанами 15, 16 и 17, 18 и с установленными на них дополнительными пускоотсечными клапанами 23, 24 и 25, 26, обеспечивает повышение надежности и долговечности системы наддува, что выполняет поставленную задачу.

Система наддува топливных баков, содержащая баллоны высокого давления, связанные пневмомагистралями с газовыми полостями соответствующих топливных баков горючего и окислителя, и установленные на пневмомагистралях пускоотсечные клапаны, дроссельные устройства, газовые редукторы и предохранительные клапаны, отличающаяся тем, что в каждую пневмомагистраль после газовых редукторов введены два параллельно включенных трубопровода, каждый из которых имеет ответвление с дополнительным предохранительным клапаном, ответвления подсоединены на выходе к общей дренажной магистрали, каждый из параллельно включенных трубопроводов снабжен дополнительным пускоотсечным клапаном, при этом параллельно включенные трубопроводы сообщены между собой перепускным трубопроводом, включенным после ответвления с дополнительным предохранительным клапаном и перед дополнительным пускоотсечным клапаном, а общая дренажная магистраль сообщена с безмоментным устройством.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области проектирования и эксплуатации систем хранения и подачи компонентов топлива двигательных установок (ДУ) космических летательных аппаратов (КЛА).

Изобретение относится к космической технике, а точнее к области проектирования и эксплуатации реактивных двигательных установок (РДУ) космических летательных аппаратов (КЛА).

Изобретение относится к области космической техники, а точнее - к области проектирования и эксплуатации реактивных двигательных установок, обеспечивающих дозаправку космических объектов в условиях космического пространства.

Изобретение относится к области топливных систем летательных аппаратов, преимущественно беспилотных. .

Изобретение относится к устройствам для хранения и подачи жидкостей и может быть использовано для хранения и подачи компонентов топлива к потребителям на космических кораблях и летательных аппаратах.

Изобретение относится к космической технике, а именно к повторной заправке топливом космических летательных аппаратов (КЛА) на орбите функционирования с помощью вытеснительных систем с разделением жидкости и газа.

Изобретение относится к космической технике, а именно к способам заправки топливом космических летательных аппаратов (КЛА) на орбите функционирования с помощью вытеснительных систем с разделением жидкости и газа.

Изобретение относится к космической технике, а точнее к области проектирования и эксплуатации систем дозаправки жидких продуктов, которые размещаются на грузовых космических кораблях (ГКК), используемых для доставки грузов на длительно действующие космические орбитальные станции (КОС).

Изобретение относится к космической технике, а точнее к области проектирования и эксплуатации систем наддува топливных баков горючего и окислителя, используемых как в двигательных установках космических летательных аппаратов, так и в системах дозаправки топлива космических дозаправщиков, устанавливаемых на грузовых космических кораблях.

Изобретение относится к космической технике, а точнее к проектированию и эксплуатации реактивных двигательных установок (РДУ) космических летательных аппаратов (КЛА)

Изобретение относится к двигателестроению, в частности к области космической техники, а точнее к области проектирования и эксплуатации реактивных двигательных установок, обеспечивающих дозаправку космических объектов в условиях космического пространства

Изобретение относится к области систем автоматического регулирования и может быть использовано для наддува топливных баков в двигательных установках с жидкостными ракетными двигателями, в том числе с жидкостными ракетными двигателями малой тяги и газовыми ракетными двигателями систем маневрирования и ориентации космических летательных аппаратов

Изобретение относится к двигателестроению, а точнее к импульсному детонационному ракетному двигателю

Изобретение относится к ракетной и космической технике, более конкретно к топливному баку летательного аппарата. Топливный бак содержит корпус, состоящий из осесимметричного фланца с двумя днищами в виде оболочек вращения, штуцеров подачи газа наддува и отбора топлива, и две жесткие, выполненные в виде оболочек вращения диафрагмы, контактирующие посредством отбортовки торцевого сечения с фланцем бака. Центральный участок каждой из диафрагм выполнен выпуклым в сторону днища бака с радиусом, равным радиусу днища бака, периферийный участок каждой из диафрагм выполнен вогнутым по отношению к соответствующему днищу бака, а сумма площадей участков диафрагмы и площади отбортовки равна площади поверхности соответствующего днища бака, при этом диафрагмы с соответствующими днищами бака образуют топливные полости, а с фланцем образуют газовую полость. Технический результат заключается в снижении массы топливного бака. 1 ил.

Изобретение относится к пневмогидравлической системе подачи компонентов топлива реактивной двигательной установки космического аппарата. Топливный бак содержит герметичный корпус, выполненный из двух полусфер с входным и выходным штуцерами и элементами внешнего крепления. Внутри корпуса расположена и герметично соединена с ним по периметру металлическая диафрагма. Ее толщина наибольшая в экваториальной части и плавно уменьшается к полюсной части. При этом диафрагма в экваториальной части (6) выполнена в форме усеченного конуса, в средней части (7) - в форме торовой поверхности, а в полюсной части (8) - в форме сегмента сферической поверхности. Конечное (после перекладки) положение диафрагмы на чертеже показано внешним пунктиром. Техническим результатом изобретения является повышение эксплуатационных качеств металлической мембраны за счет уменьшения нагрузок и деформаций мембраны в местах ее крепления к корпусу бака. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения. Способ наддува топливных баков жидкостной ракетной двигательной установки, содержащей смеситель, основанный на уменьшении температуры поступающего в смеситель дозированного количества генераторного газа перед подачей на наддув, согласно изобретению, в смеситель подают дозированное количество газа с более низкой температурой и высоким значением газовой постоянной, например гелий. Способ реализован в ЖРДУ, включающей смеситель, соединенный с газогенератором и топливным баком посредством подводящих трубопроводов, в которой, согласно изобретению, смеситель соединен с помощью подводящего трубопровода с баллоном с газом с высоким значением газовой постоянной, например гелием. Изобретение обеспечивает устранение непроизводительных затрат компонентов топлива на наддув баков и увеличенного сажеобразования в линии наддува бака горючего, возникающего при балластировке восстановительного генераторного газа углеводородным горючим. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Система подачи топлива двигательной установки космического аппарата, содержащая блок управления, топливные баки с деформируемыми металлическими перегородками, разделяющими их на жидкостные и газовые полости, пневмомагистраль с электропневмоклапанами, сообщающую баллон высокого давления с газовыми полостями топливных баков, топливные магистрали горючего и окислителя с электрожидкостными клапанами и сигнализаторы давления, при этом она включает дополнительный баллон высокого давления, соединенный с пневмомагистралью автономным трубопроводом, содержащим пару параллельно установленных пироклапанов, при этом пневмомагистраль дополнительно снабжена другой парой параллельно установленных пироклапанов между баллоном высокого давления и автономным трубопроводом, после которого параллельно установлены две пары последовательно соединенных электропневмоклапанов, а сигнализаторы давления размещены в одной из топливных магистралей перед электрожидкостным клапаном. Изобретение обеспечивает гарантированный спуск космического аппарата с орбиты после длительной эксплуатации на Землю и повышение надежности системы подачи топлива его двигательной установки. 1 ил.

Изобретение относится к области двигательных установок на криогенном топливе, и в частности к криогенной двигательной установке (1), содержащей по меньшей мере один маршевый двигатель (6) многократного запуска, первый криогенный бак (2), соединенный с маршевым двигателем (6) для его питания первым компонентом топлива, первый газовый бак (4), по меньшей мере один осаждающий топливо двигатель (7, 8) и первый питающий контур (16) для питания первого газового бака (4). Изобретение также относится к способу питания первого газового бака (4) первым компонентом топлива в газообразном состоянии. Указанный первый питающий контур (16) первого газового бака (4) соединен с первым криогенным баком (2) и содержит теплообменник (19), использующий тепло, выделяемое по меньшей мере одним осаждающим топливо двигателем (7, 8), для испарения потока жидкого первого компонента топлива, отводимого от первого криогенного бака (2), для питания первого газового бака (4) указанным первым компонентом топлива в газообразном состоянии. Изобретение обеспечивает повторный наддув криогенного бака, питание двигателя малой тяги и/или питание рулевых двигателей. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, в частности, к устройству для создания избыточного давления в первом резервуаре (2), содержащему по меньшей мере второй резервуар (3), выполненный с возможностью содержать в себе криогенную текучую среду, первый контур (13) создания избыточного давления для обеспечения сообщения между вторым резервуаром (3) и первым резервуаром (2), причем первый контур (13) создания избыточного давления содержит по меньшей мере первый теплообменник (15) для нагрева потока криогенной текучей среды, отводимого от второго резервуара (3) через первый контур (13) создания избыточного давления, и второй контур (14) создания избыточного давления с компрессором (31b), ответвляющийся от первого контура (13) создания избыточного давления и сообщающийся со вторым резервуаром (3). Изобретение относится также к системе (1) подачи в реактивный двигатель по меньшей мере первого жидкого компонента топлива, содержащей по меньшей мере первый резервуар (2), выполненный с возможностью содержать в себе первый жидкий компонент топлива, и устройство для создания избыточного давления в первом резервуаре (2). Изобретение обеспечивает создание избыточного давления в первом резервуаре, содержащем второй резервуар с криогенной текучей средой. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх