Устройство отбора топлива из баков космических аппаратов в условиях невесомости

Авторы патента:

B64G1/66 - размещение и модификация устройств и приборов или инструментов, не отнесенных к другим рубрикам (инструменты как таковые, см. соответствующие классы, например антенны, используемые на спутниках H01Q 1/28)

Владельцы патента RU 2609546:

Марков Александр Вадимович (RU)

Изобретение относится к космической технике, а именно к системам подачи топлива в космических аппаратах (КА). Устройство отбора топлива из баков КА в условиях невесомости для жидкостной реактивной двигательной установки содержит баки компонентов топлива и расположенную на оси в каждом баке возле одной из его стенок локальную систему отбора жидких компонентов топлива с капиллярным заборным устройством емкостного типа. Внутри каждого бака установлена перегородка с возможностью возвратно-поступательного перемещения вдоль оси бака. Перегородка прилегает с зазором к внутренним стенкам бака. Со стороны, обращенной к капиллярному заборному устройству (КЗУ), перегородка имеет углубление. Перегородка, перемещаясь с ускорением в сторону КЗУ, собирает в своем углублении остатки топлива в баке. Для предупреждения расплескивания топлива в углублении перегородки закреплен накопитель емкостного типа из капиллярно-сетчатого материала. Техническим результатом изобретения является увеличение надежности работы устройства отбора топлива из баков. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к космической технике, в частности к системам подачи топлива в космических аппаратах (КА), снабженных системой стабилизации, ориентации и коррекции, и работающих в условиях невесомости, при переходе от невесомости к перегрузкам, и предназначено для опорожнения топливных баков.

Известно устройство отбора топлива из баков КА, в котором используется механическое разделение фаз топлива и вытеснительного газа с помощью эластичной непроницаемой промежуточной перегородки [«Пневмогидравлические системы двигательных установок с жидкостными реактивными двигателями» / Под ред. В.Н. Челомея, Москва, М., 1978 г., стр. 21, рис. 2.1]. Так как топливо и вытеснительный газ отделены друг от друга элементом, изготовленным из сплошного материала, то в этом случае не происходит растворение вытеснительного газа в компонентах топлива КА. К недостаткам такого устройства относится низкая химическая и механическая стойкость материала фазоразделителя, что уменьшает надежность и снижает продолжительность эксплуатации.

Известен ряд устройство отбора топлива из баков КА, использующих инерционное осаждение жидкости в баках жидкостной реактивной двигательной установки (ЖРДУ) [«Пневмогидравлические системы двигательных установок с жидкостными реактивными двигателями» / Под ред. В.Н. Челомея, Москва, М., 1978 г., стр. 23, рис. 2.3]. В этих устройствах не используется ненадежный элемент механического разделения фаз. Основными недостатками таких устройств является необходимость больших затрат энергии на разделение топлива и газа наддува.

Широко применяемым в настоящее время в ЖРДУ КА является устройство отбора топлива из баков на основе капиллярного эффекта. Наилучшими характеристиками обладают ДУ на основе тотальной капиллярной системы отбора жидкого топлива (ТКСОЖ). Однако заборное устройство при этом имеет сложную конструкцию и высокую стоимость.

За прототип принято устройство отбора топлива из баков для ЖРДУ КА, содержащую маршевые ЖРД и вспомогательную ЖРДУ. Включение вспомогательной ЖРДУ, функции которой может выполнять система орбитального маневрирования (СОМ), в условиях невесомости создает необходимое ускорение для прилива топлива в топливных баках ДУ [«Капиллярные системы отбора жидкости из баков космических летательных аппаратов» / Под ред. В.М. Поляева, Москва, УНПЦ «Энергомаш»,1997 г., стр. 45]. Забор топлива из баков осуществляется с помощью локальной капиллярной системы отбора жидкого топлива (ЛКСОЖ) [«Капиллярные системы отбора жидкости из баков космических летательных аппаратов» / Под ред. В.М. Поляева, Москва, УНПЦ «Энергомаш»,1997 г., стр. 92-95, рис. 4.15-4.17].

В условиях невесомости и незначительных знакопеременных ускорений произвольного направления устройство отбора топлива должно обеспечить возможность запуска двигателей ДУ СОМ и их работу в течение нескольких секунд. За этот время основная масса топливной жидкости приливает к заборным устройствам баков. Дальнейший отбор топлива возможен с помощью обычных заборных устройств в баках ДУ. Направление создаваемого ускорения выбирают совпадающим с направлением от центра топливного бака к локальному капиллярному заборному устройству (КЗУ).

Емкость КЗУ выбирают из расчета обеспечения функционирования двигателей СОМ в период прилива топлива в баках.

Однако в прототипе присутствую свои недостатки, а именно:

низкий удельный импульс вспомогательной ЖРДУ с ростом числа запусков увеличивает удельную массу топлива ЖРДУ КА, что ухудшает его технико-экономические показатели и снижает область применения;

по мере увеличения степени выработки топлива в баках снижается вероятность заполнения КЗУ, что требует увеличения времени создания приливного ускорения и уменьшает надежность безотказного отбора топлива из баков и запуска двигателей СОМ;

в момент времени до запуска ЖРДУ может возникнуть нештатная ситуация - под действием ускорения от непредвиденных причин, например, попадания в КА микрометеорита, гравитационного взаимодействия, стыковки-расстыковки различных модулей т.п., топливо покинет КЗУ и оно заполнится газом наддува, это приведет в условиях невесомости к отказу, т. е. невозможности запуска ДУ.

Технический результат изобретения состоит в улучшении технико-экономических показателей, а также в увеличении надежности и безотказной работы устройства отбора топлива из баков.

Сущность предлагаемого устройства отбора топлива из баков ЖРДУ КА состоит в том, что внутри каждого бака установлена перегородка с возможностью возвратно-поступательного перемещения вдоль оси бака и прилегающая с зазором к внутренним стенкам бака, причем со стороны, обращенной к капиллярному заборному устройству, перегородка имеет углубление. Перегородка, перемещаясь с ускорением в сторону КЗУ, собирает в своем углублении остатки топлива в баке. Избыток топлива и газ наддува огибают перегородку через пристеночный зазор. При резком замедлении перегородки у поверхности КЗУ масса компонента топлива продолжает двигаться по инерции и попадает в КЗУ, обеспечивая заполнение его топливом еще до момента времени запуска двигателей ДУ. Для предупреждения расплескивания топлива в углублении перегородки закреплен накопитель емкостного типа из капиллярно сетчатого материала (КПСМ). Если объем углубления больше объема КЗУ, то для запуска двигателя достаточно одного цикла движения перегородки. Время опережения начала движения перегородки в этом случае должно быть не меньше, чем

где

L - характерный размер внутреннего объема топливного бака до КЗУ (м),

η - коэффициент передачи механической энергии от шнека к компонентам топлива;

N - мощность привода шнека (Вт);

t - время быстродействия элементов управления приводом шнека (с);

t₁ - время торможения накопителя из КПСМ (с);

t₂ - время перемещения компонентом топлива зазора между КЗУ и положением торможения накопителя из КПСМ (с);

М - масса остатков компонента топлива в объеме углубления перегородки (в накопителе емкостного типа из КПСМ) (кг);

m - суммарная масса перегородки и накопителя из КПСМ (кг).

В качестве источника энергии для привода возможно использование различных источников, например энергии сжатого газа наддува. Однако выгоднее всего использовать возобновляемый бортовой источник электрической энергии на борту КА.

Физическим смыслом уравнения [1] является то, что энергия N дополнительного источника энергии с к.п.д., равным η, преобразуется в кинетическую энергию остатков компонента топлива и перегородки с накопителем из КПСМ, которые пролетают от наиболее удаленной стенки бака до КЗУ (характерный размер L) за время Т.

Предлагаемое устройство отбора топлива из баков ЖРДУ КА иллюстрируется рисунком — схема ускорения остатков топлива в направлении к КЗУ при помощи перемещения перегородки с накопителем из КПСМ (перегородка и накопитель из КПСМ показаны в среднем положении во время обратного хода без компонента топлива в накопителе).

Функционирование устройства отбора топлива из баков ЖРДУ КА поясняется на основе работы варианта с использованием энергии бортового источника электропитания КА.

Устройство отбора топлива из баков ЖРДУ КА работает следующим образом.

Перед включением ЖРДУ КА находится в невесомости в состоянии пассивного полета КА по траектории. Топливо 1 в баках 2 в зависимости от этапа полета, а также предварительных внешних воздействий на КА, может занимать различные области бака. Различают три области:

1 - объем КЗУ 3, который топливо может заполнять частично или полностью;

2 - центральный объем, где возможно образование многочисленных отдельных частей;

3 - пристеночная область, удаленная от КЗУ 3, где топливо удерживается за счет сил поверхностного натяжения.

При этом электропневмоклапан системы наддува 4 находится в открытом состоянии и газ наддува 5 из шаробаллона 6 обеспечивает в топливном баке 2 необходимую величину давления наддува компонента топлива. Перегородка 7 вместе с накопителем из КПСМ 8 находятся на наиболее удаленной от КЗУ 3 стороне бака 2.

Перед командой на запуск ЖРДУ с опережением Т от системы управления и телеметрии 9 передается сигнал на элементы управления 10 электроприводом перемещения 11 перегородки 7, расположенного внутри бака 2 (или в полости, сообщающейся с внутренним объемом бака 2). При этом направление перемещения О₃Х₃ происходит через центр бака 12 (точка О) бака 2 к КЗУ 3. Электрическая энергия от бортового источника энергии КА 13 преобразуется электроприводом перемещения 11 перегородки 7 и накопителя из КПСМ 8 в энергию их перемещения.

При перемещении поверхность накопителя из КПСМ 8, обращенная к КЗУ 3, будет взаимодействовать со всеми остатками топлива 1, находящимися вне КЗУ 3 в состоянии покоя как в центральной, так и в пристеночных, удаленных от КЗУ 3, областях. Накопитель из КПСМ 8 будет поглощать остатки топлива 1 либо до полного заполнения своего объема, либо до сбора всех массы остатков топлива 1 из объема бака 2, передавая им механическую энергию на поступательное движение в направлении оси ОХ к КЗУЗ. При этом газ наддува 5 и остатки топлива 1, не вместившиеся в накопитель из КПСМ 8, могут свободно переходить за перегородку 7 и накопитель из КПСМ 8 через пристеночные зазоры.

Вблизи поверхности КЗУ 3 накопитель из КПСМ 8 резко останавливается электроприводом перемещения 11 (может быть применено специальное устройство торможения, например, резиновый отбойник). При этом силы инерции, действующие на остатки топлива 1 внутри накопителя из КПСМ 8, превышают силы поверхностного натяжения. В результате остатки топлива 1 продолжат перемещение в направлении КЗУ 3.

По истечении времени Т компоненты топлива из объема бака 2 достигнут поверхности КЗУ 3. При этом емкость накопителя из КПСМ 8 должна быль большей или равной емкости КЗУ 3 для варианта одноходового заполнения КЗУ 3. Только после этого момента времени система управления и телеметрии 9 может подать управляющие команды на элементы управления двигателями 14 (электрогидроклапаны). Причем возможно независимое включение как двигателей маршевой ДУ 15, так и двигателей СОМ 16.

Затем система управления и телеметрии 9 переключает электропривод перемещения 11 для возврата перегородки 7 и накопителя из КПСМ 8 в исходное положение для возможного повторного цикла перемещения.

После выхода двигателей маршевой ДУ 15 или двигателей СОМ 16 на номинальный уровень тяги по команде системы управления и телеметрии 9 функционирование электропривода перемещения 11 перегородки 7 и накопителя из КПСМ 8 прекращается.

Как правило, на выходе КЗУ 3 перед входом в магистральный трубопровод компонента топлива на КА устанавливают датчик сплошности компонента топлива 17 (датчик пузырей газа наддува), по сигналу которого система управления и телеметрии 9 перекрывает подачу компонента топлива 1 в двигатели маршевой ДУ15 и СОМ 16 для их защиты в случае прорыва недопустимого количества (пузыря) газа наддува 5 на выходе КЗУ 3.

При этом в работе ЖРДУ КА возникает отказ. Такая ситуация может возникнуть при появлении значительных отрицательных ускорений на КА (против оси ОХ), например, при включении двигателей СОМ 16 с отрицательным значением тяги (против направления оси ОХ), стыковке или расстыковки различных модулей КА, ударов микрометеоритов и т.п., в результате чего компоненты топлива 1 частично или полностью могут покинуть объем КЗУ 3.

В такой ситуации системой управления и телеметрии 9 в предлагаемом устройстве выдаются команды на ликвидацию аварийной ситуации путем запуска программы на серию новых запусков с учетом возможного увеличения уровня подводимой мощности к электроприводу перемещения 11 на заранее установленный уровень до тех пор, пока газ наддува 5 не покинет объем КЗУ 3.

Заполнение КЗУ 3 компонентом топлива 1 достигается тем, что в тот момент времени, когда остатки компонента топлива 1 достигают поверхности КЗУ 3, внутри него возникает гидроудар. Затем давление на входе КЗУ 3 также резко спадает, что вызывает положительный градиент давления внутри КЗУ 3 вдоль оси ОХ. Это вызовет перемещение пузырей газа наддува 5 против оси ОХ не только за счет действия капиллярных сил, а и градиента давления, в сторону меньшего давления к выходу из КЗУ 3 в объем бака 2. По заполнению датчика сплошности компонента топлива 17 программа ликвидации аварийной ситуации прекращается.

1. Устройство отбора топлива из баков космических аппаратов в условиях невесомости для жидкостной реактивной двигательной установки, содержащее баки компонентов топлива и расположенную на оси в каждом баке возле одной из его стенок локальную систему отбора жидких компонентов топлива с капиллярным заборным устройством емкостного типа, на выходе которого установлен датчик сплошности компонента топлива, соединенный с системой управления, отличающееся тем, что внутри каждого бака установлена перегородка с возможностью возвратно-поступательного перемещения вдоль оси бака и прилегающая с небольшим зазором к внутренним стенкам бака, причем со стороны, обращенной к капиллярному заборному устройству, перегородка имеет углубление.

2. Устройство отбора топлива из баков космических аппаратов в условиях невесомости для жидкостной реактивной двигательной установки по п. 1, отличающееся тем, что в углублении перегородки закреплен накопитель емкостного типа из капиллярно-сетчатого материала.

3. Устройство отбора топлива из баков космических аппаратов в условиях невесомости для жидкостной реактивной двигательной установки по п. 1, отличающееся тем, что объем углубления перегородки превышает объем капиллярного заборного устройства.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для передачи телеметрической информации со спускаемого космического аппарата (СКА). Устройство передачи телеинформации со СКА содержит камеру телезонда с теплозащитной оболочкой, телезонд, крышку камеры, два вышибных заряда.

Способ управления ориентацией космического аппарата при проведении экспериментов с научной аппаратурой по изучению конвекции // 2581281

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА). Способ включает закрутку КА, измерение расстояния от научной аппаратуры КА по изучению конвекции до оси закрутки, измерение и фиксацию температуры в этой аппаратуре, а также угловой скорости КА.

Базовый радиоэлектронный блок космического модуля // 2572559

Изобретение относится к космической области, а именно к радиоэлектронным устройствам космического модуля. Технический результат - расширение функциональных возможностей радиоэлектронного блока за счет крепления устройств жизнеобеспечения и полезной нагрузки космического модуля непосредственно на его корпусе, что уменьшает объем и массу модуля.

Способ защиты земли от опасных космических объектов в солнечной системе // 2551591

Изобретение относится к методам снижения угрозы для Земли от опасных космических объектов (ОКО): астероидов, комет и т.п. Способ включает посылку к ОКО космического аппарата с оборудованием для разрушения ОКО и посадку на ОКО.

Надувная ложная цель // 2546026

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для маскировки космических объектов путем формирования ложных целей. Надувная ложная цель содержит надувную трансформируемую оболочку с остаточным газом, газогенератором с электрозапалом, источником тока с выключателем, гибкие упругие связи.

Устройство пассивной защиты аппаратуры от вибрационных микроускорений на космическом аппарате // 2544286

В виброзащитной платформе крепление и расфиксация подвижной части (2) с основанием (1) осуществляется автоматически с помощью системы, содержащей фиксаторы с реверсивными электромоторами-редукторами (6) и концевыми выключателями (15), срабатывающими в крайних положениях подвижной части виброзащитной платформы и отключающими электромоторы-редукторы.

Узел закрепления оборудования к силовой сетчатой конструкции из полимерных композиционных материалов // 2535780

Изобретение относится к космической отрасли и касается узлов и элементов крепления оборудования космического аппарата (КА) на его силовой конструкции из полимерных композиционных материалов (ПКМ).

Способ ориентирования перемещаемого в пилотируемом аппарате прибора и система для его осуществления // 2531781

Группа изобретений относится к методам и средствам прицеливания (наведения) бортовых приборов, преимущественно аэрокосмического пилотируемого аппарата (ПА). Предлагаемый способ включает определение положения и ориентации свободно перемещаемого прибора внутри ПА.

Шариковый замок // 2529250

Изобретение относится к области машиностроения. Шариковый замок содержит рабочую поверхность, выполненную в виде конической поверхности.

Страховочное устройство для условий невесомости // 2528504

Изобретение относится к космической технике, а именно к средствам обеспечения деятельности и безопасности космонавтов в процессе работы в открытом космосе. Страховочное устройство для условий невесомости содержит страховочный фал (СФ), гильзы с резьбой на наружной поверхности, пальцы, пружина растяжения (ПР), накидные гайки, чехол из мягкого материала, обоймы.

Способ и устройство взятия проб вещества с поверхности астрономического объекта // 2618608

Группа изобретений относится к активным исследованиям астрономического объекта (АО), например астероида или кометы. Способ включает воздействие на поверхность АО направленным электронным лучом с борта космического аппарата, зависшего над поверхностью этого АО. Продукты испарения грунта АО улавливаются сборником вещества (подложкой с блендой), установленным на аппарате перед источником электронного луча. Техническим результатом группы изобретений является повышение надежности и безопасности взятия проб вещества с поверхности астрономических объектов. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Устройство для измерения уровня топлива в баках ракет-носителей // 2622730

Изобретение относится к измерительной технике и предназначено для измерения уровня диэлектрических жидкостей, находящихся в баках ракет-носителей (РН). Устройство для измерения уровня топлива в баках РН включает в себя емкостный датчик в виде электродов и элементы его крепления. Устройство выполнено в виде трубы, жестко закрепленной к днищу бака. По высоте трубы установлены дополнительные емкостные датчики. Электроды каждого емкостного датчика выполнены в виде медных пластинок, установленных на расстоянии друг от друга на шпильках. Четные медные пластинки припаяны к шпилькам, расположенным по диагонали, а нечетные медные пластинки - к оставшимся шпилькам. Концы шпилек закреплены в колодках, жестко установленных в трубе, а на одной из колодок выполнены отверстия под электропровода, взаимодействующие с двумя четными и двумя нечетными медными пластинками, выводы которых выведены за пределы трубы, что обеспечивает электрическую связь всех емкостных датчиков. Концы медных пластинок жестко зафиксированы. Провода электрической связи емкостных датчиков защищены кожухом, а верхняя часть трубы крышкой. Техническим результатом изобретения является повышение точности измерения уровня топлива в баках РН. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Система фиксации космонавта при передвижении по внешней поверхности космического объекта и способ её эксплуатации // 2624891

Группа изобретений относится к страховочным средствам внекорабельной деятельности космонавта, а также может быть использована в других видах монтажных работ. Система фиксации включает в себя поручни, закрепленные на внешней поверхности космического объекта, и закрепленную на скафандре космонавта лебедку со страховочным тросом. Свободный конец троса зафиксирован на неподвижном элементе конструкции объекта. На поручнях установлены кронштейны с цилиндрическими винтовыми спиралями с одним полным и двумя полувитками. По мере продвижения космонавта он продевает трос через данные спирали, которые установлены в начале и конце прямолинейных участков, на поворотах и изломах трассы поручней с шагом порядка досягаемости вытянутой руки космонавта. Техническим результатом является повышение безопасности и эргономичности процесса фиксации космонавтом страховочного троса для предотвращения его неконтролируемой миграции. 2 н.п. ф-лы, 12 ил., 1 табл.

Система фиксации космонавта при передвижении по внешней поверхности космического объекта (варианты) и способ её эксплуатации (варианты) // 2624895

Группа изобретений относится к космической технике, а именно к средствам обеспечения безопасной деятельности на внешней поверхности космического объекта (КО), например орбитальной станции (ОС). Система фиксации космонавта при передвижении по внешней поверхности КО включает поручни, жестко закрепленные на внешней поверхности корпуса КО, закрепленную на скафандре космонавта страховочную лебедку со страховочным тросом, свободным концом зафиксированным на внешней поверхности КО. В систему введены кронштейны с плоскими спиралями, каждая из которых выполнена из сопряженных между собой концентрических витков, или с жесткими пластинами, в каждой из которых выполнено центральное отверстие, переходящее в кольцевой участок в виде сквозного паза с прорезью наружного контура пластины. В способе эксплуатации системы страховочный трос по мере разматывания вводят между витками спирали или через прорезь наружного контура пластины с протяжкой троса в направлении движения космонавта. Техническим результатом группы изобретений является повышение безопасности, надежности и быстродействия фиксации космонавта. 4 н.п. ф-лы, 9 ил., 1 табл.

Способ разрушения деталей отработавших космических аппаратов и устройство для его реализации // 2637007

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для исключения падения на Землю трудно сгораемых фрагментов космических аппаратов, отработавших свой ресурс, а именно деталей, изготовленных из тугоплавкого конструкционного материала. Для разрушения деталей отработавших космических аппаратов путем перфорации тугоплавкого конструкционного материала деталей космического аппарата при его падении в плотных слоях атмосферы на поверхности деталей космического аппарата располагают пиротехнический состав термитного типа на основе алюминия и оксида металла, способный к самовоспламенению при температуре 900-1000°С и обладающий экзотермическим эффектом не менее 4200 кДж/кг. Пиротехническим составом термитного типа заполняют цилиндрический стакан из титанового сплава, который закрепляют на поверхности деталей космических аппаратов. Для обеспечения поджатия пиротехнического состава к поверхности материала внутри цилиндрического стакана установлен упругий теплоизолирующий вкладыш. Способ и устройство обеспечивают высокую безопасность, стабильность и надежность и позволяют перфорировать тугоплавкие детали отработавших космических аппаратов на стадии их неконтролируемого спуска в плотных слоях атмосферы. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил., 1 табл.

Способ оценки стойкости материалов космической техники к воздействию факторов космического пространства // 2642009

Изобретение относится к области испытаний полимерных материалов, входящих в состав конструкций космических аппаратов (КА). В предлагаемом способе образцы материалов экспонируют в течение заданного срока на поверхности КА, затем помещают в контейнер, который, в свою очередь, укладывают в транспортный контейнер (герметизируемый в условиях космоса) и возвращают их на Землю. В вакуумной камере с контролируемой инертной средой вскрывают контейнеры и извлекают из них образцы, каждый из которых размещают в отдельном герметичном пенале. Затем в лабораторных условиях определяют изменения свойств материалов образцов. Давление инертной среды в вакуумной камере поддерживают выше давления окружающей среды. Технический результат изобретения направлен на повышение достоверности результатов испытаний путём практического исключения влияния на них атмосферы Земли. 1 ил.