Способ подачи топлива из бака в камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя космического аппарата

Изобретение относится к области космической техники. Способ подачи топлива из бака в камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) космического аппарата (КА) включает вытеснение топлива из сжимающей полости, образованной эластичной перегородкой бака, внешним механическим давлением газа на поверхность эластичной перегородки до полного освобождения бака от топлива. Механическое давление на эластичную оболочку формируют путем изменения формы вытеснителя, выполненного из набора элементов из металлических сплавов с термомеханическим эффектом памяти форм и устойчивым механомартенситным состоянием сплавов с заданными значениями температур полного перехода мартенсита в аустенит. Формирование вытеснительных форм для внешних давлений на эластичную перегородку производят путем последовательного нагрева элементов вытеснителя. Техническим результатом изобретения является снижение массы двигательной установки КА и повышение ее живучести. 3 ил.

 

Изобретение относится к области космической техники и предназначено для использования в вытеснительных системах подачи топлива в камеру сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) космических аппаратов (КА).

Известен способ подачи топлива из бака в камеру сгорания ЖРД включающий заправку топлива в сжимающую полость бака, образованную механической перегородкой в виде поршня и вытеснение топлива внешним механическим давления газа на поверхность поршня (Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. М.: Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана. 2006. стр. 297-298). При этом вытеснение топлива производится внешним механическим давлением газа на поверхность поршня, который в свою очередь, перемещаясь в объеме цилиндрической формы, вытесняет топливо из сжимающей полости в магистраль.

Недостатки указанного способа подачи топлива заключаются в технологической сложности его реализации и низкой надежности эксплуатации поршневых устройств. Поршневое устройство имеет относительно большую массу и не обеспечивает полной герметичности между полостями бака. Возможны нарушения герметичности вследствие перекоса или коррозии. Применение ограничено цилиндрическими баками, при этом возникают технологические трудности при изготовлении калиброванных баков большой длины.

Известен способ подачи топлива из бака в камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя космического аппарата, включающий вытеснение топлива из сжимающей полости, образованной эластичной перегородкой бака (Пневмогидравлические системы двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями. Под редакцией академика В.Н. Челомея. М.: Машиностроение. 1978, стр. 21-22). А вытеснения топлива производится внешним механическим давлением Рn на поверхность эластичной перегородки, где n=1,2,…,N - количество подач топлива перед запусками и в процессе работы двигателя, до полного освобождения бака от топлива. При этом давление на перегородку создается за счет подачи газа высокого давления. Применение эластичной оболочки позволило исключить попадание газа в систему подачи топлива. Масса вытеснителя - эластичной перегородки, меньше, чем в случае применения поршневой перегородки.

Основной недостаток заключается в выборе способа вытеснения топлива из бака механическим давлением газа, для реализации которого на борту КА находится газобаллонная система наддува баков сжатым газом ([1], стр. 28). Заправленные газовые баллоны, совместно с арматурой, составляют значительную часть массы двигательной установки (ДУ) КА. На грузовых транспортных КА «Прогресс» масса вытеснительной системы подачи составляет ~21% от общей массы ДУ. При этом давление гелия в шар-баллонах может достигать 350 кгс/см2. Высокое давление понижает свойство живучести ДУ так как ей, как системе, сложно противостоять внешним и внутренним воздействиям негативных факторов, имея в своем составе элемент, заряженный энергией газа высокого давления. В условиях длительного космического полета, а также в случае использования ДУ в посадочных модулях КА, совершающих посадку и взлет с других планет, для сохранения герметичности и избегания катастрофических разрушений конструкции от действия перегрузок ударного характера и факторов космического пространства, обеспечению живучести придается решающее значение.

Техническим результатом изобретения является снижение массы ДУ и повышения ее живучести.

Для достижения технического результата в способе подачи топлива из бака в камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя космического аппарата, включающем вытеснение топлива из сжимающей полости, образованной эластичной перегородкой бака, внешним механическим давлением Рn на поверхность эластичной перегородки, где n=1,2,…,N - количество подач топлива перед запусками и в процессе работы двигателя, до полного освобождения бака от топлива, механическое давление Рn на эластичную оболочку формируют путем изменения формы вытеснителя, выполненного из набора n-х элементов из металлических сплавов с термомеханическим эффектом памяти форм и устойчивым механомартенситным состоянием сплавов, с заданными n-ми значениями температур Тn полного перехода мартенсита в аустенит, для которых выполняется условие

Т12<…<TN,

при этом формирование вытеснительных форм для внешних давлений на эластичную перегородку, производят путем последовательного нагрева элементов вытеснителя до Тn температур.

Для пояснения сути предложенного технического решения, представлены:

Фиг. 1 - схема рабочей формы вытеснителя в заправленном баке.

Фиг. 2 - схема промежуточной формы вытеснителя в баке при подаче топлива.

Фиг. 3 - схема формы вытеснителя при полном освобождении бака от топлива.

На фиг. 1 введены обозначения:

1 - первая полусфера бака;

2 - вторая полусфера бака;

3 - диафрагменный элемент;

4 - диафрагменный пояс 1-й;

5 - диафрагменный пояс 2-й;

6 - соединительный пояс 1-й;

7 - соединительный пояс 2-й;

8 - соединительный пояс 3-й;

9 - эластичная перегородка;

10 - стык полусфер;

11 - фланец крепления трубопровода;

12 - крепежный диск;

13 - герморазъем токового ввода;

14 - штуцер с установленным редуктором.

Бак состоит из двух полусфер 1 и 2, в которых размещаются два вытеснителя, прилегающих к внутренним поверхностям полусфер. Каждый вытеснитель представляет собой наборную диафрагму, состоящую из диафрагменного элемента 3, имеющего форму сферического сегмента, и диафрагменных поясов 4 и 5. В общем случае диафрагма может иметь n-е число поясов, где n=2,3,…,N. При этом количество поясов соотносится к количеству подач топлива перед запусками и в процессе работы двигателя, с учетом того, что n=1 для диафрагменного элемента 3. Собирается диафрагма соединительными поясами 6-8, m-е число которых, где m=1,2,…,М, соответствует диафрагменному набору по числу N. При этом М-й соединительный пояс крепится к крепежному диску 12, в который вмонтирован фланец крепления трубопровода 11, а эластичная перегородка 9 в виде эластичного мешка устанавливается в стыке 10 при сборке полусфер в единую конструкцию бака. Герморазъемы токовых вводов 13 предназначены для подключения электронагревателей, установленных на диафрагменных элементах 3 и диафрагменных поясах 4, 5. В вершинах полусфер установлены два штуцера с установленными редукторами 14.

Реализация способа осуществляется следующим образом. Перед заправкой вакуумируют через редукторы 14, полости размещения вытеснителей между первой 1 и второй 2 полусферами и эластичной перегородкой 9 (объемы вытеснителей) до давления P1 при атмосферном давлении внутри сжимающей полости. За счет перепада давлений перегородка облегает внутреннюю поверхность вытеснителя и в промежутках между соединителями прижимается к поверхности бака. Далее производят проверочный наддув сжимающей полости газом (например, гелием) до рабочего давления РР с нагрузочным коэффициентом k, где k>1.

Производят выдержку давления в течение определенного времени и по натеканию газа в вакуумированный объем вытеснителя проверяют герметичность перегородки и стыка полусфер. В случае натекания окружающего воздуха - негерметичен стык, а при наличии натекания гелия - негерметична перегородка.

После проверки герметичности вакуумируют сжимающую полость до давления Р2, с условием Р21. За счет более глубокого вакуума в объемах вытеснителей перегородка находится в исходно прижатом состоянии.

Далее производят заправку сжимающей полости компонентом топлива до давления Р3. После чего разгружают частично оболочку, путем наддува через штуцера с редукторами 14 объемов вытеснителей до давления Р0 при выполнении условия Р30. Перепад давлений, прижимает перегородку к внутренним поверхностям вытеснителей и обеспечивает ее опору на корпусе бака между соединителями. Приобретенная пространственная конфигурация перегородки обеспечивает ее устойчивость к воздействию колебаний топлива в баке и демпфирование колебаний топлива. В исходно обжатом состоянии оболочка находится до начала подачи топлива в камеру сгорания ЖРД.

Диафрагменный элемент 3 и n-е диафрагменные пояса выполнены из металлических сплавов с термомеханическим эффектом памяти форм и устойчивым механомартенситным состоянием сплавов, с заданными n-ми значениями температур Тn полного перехода мартенсита в аустенит, для которых выполняется условие

T1<T2<…<TN.

В качестве такого сплава может использоваться материал с эффектом памяти формы (ЭПФ) - никелид титана (см. Барвинок В.А., Богданович В.И., Грошев А.А. и др. Методика проектирования силовых приводов из материала с эффектом памяти формы для ракетно-космической техники // Известия Самарского научного центра Российской академии наук, т. 15, №6, 2013. С. 272-277) с разным процентным содержанием титана и никеля. Выбором состава сплава добиваются выполнения указанного температурного условия (uas.su/books/newmaterial/101/razdel101.php).

При этом сплавы находятся в устойчивом механомартенситном состоянии. Для этого, до сборки плоские диски и кольца, изготовленные из никелида титана, проходят выдержку в течение часа при определенной температуре (750°С) и закалку в аргоне для уменьшения анизотропности свойств (см. Вяххи И.Э., Гончарук П.Д., Иванькин М.А. и др. Технические решения для адаптивных авиационных конструкций с использованием сплавов с памятью формы. Ученые записки ЦАГИ. Том XXXVIII. №3-4. 2007. С. 158- 168). Далее каждый вытеснитель деформируется до «запоминаемой» формы в виде полусферы и «заневолевается» в специальном приспособлении. Диафрагменным диску и кольцам придаются необходимые формы сферического сегмента и сферического пояса за счет упругой деформации, а соединителям (изготовленным из сплава алюминия, например) - за счет упругой деформации пластин и пластичной деформации изгиба специально выполненного паза в соединительных элементах.

После деформации производится термическая стабилизация формы вытеснителя при определенной температуре и продолжительности по времени. Никелид титана в конце стабилизации находится в аустенитном состоянии (). Затем производится охлаждение вытеснителя и освобождение из фиксирующего приспособления. При этом он сохраняет форму полусферы, за вычетом незначительной доли упругой деформации, а в никелиде титана происходит прямой переход из аустенитного в мартенситное состояние (). Таким образом, вытеснителю придается рабочая форма, прилегающая к внутренней поверхности при установке вытеснителя в полусферу бака (фиг. 1).

Характеристические температуры превращения сплавов никелида титана, например при начальной температуре превращения мартенсита в аустенит ТН=20°С и температурах полного завершения превращения T1=35°С (ΔT1=15°С), Т2=40°С (ΔТ2=20°С), Т3=45°С (ΔТ3=25°С), позволяют последовательным нагревом вытеснителя осуществлять дискретное вытеснение (дозирование подачи) топлива из бака в камеру сгорания ЖРД КА (Бледнова Ж.М., Степаненко М.А. Роль сплавов с эффектом памяти формы в современном машиностроении. Краснодар. 2012. С. 62). Тем самым обеспечивается высокая эффективность управления вытеснительной подачей топлива при запуске и остановке работы двигателя.

На фиг. 2 показана схема промежуточной формы вытеснителя в баке при подаче топлива после срабатывания диафрагменного элемента 3, который после нагрева изменил свою форму в результате обратного перехода сплава никелида титана из мартенситного состояния в аустенитное () из сферического сегмента в диск с давлением на эластичную перегородку. Аналогичный переход формы после нагрева происходит и с диафрагменными поясами, которые после нагрева до Тn-х температур приобретают форму диска. Конструкция соединительных элементов, из которых собираются соединительные пояса, не препятствует изменению формы элементов вытеснителя.

Формирование вытеснительных форм для внешних механических давлений Рn на эластичную перегородку, производится путем последовательного нагрева элементов вытеснителя до Тn температур. Полное освобождение бака от топлива наступает после срабатывания всех элементов двух вытеснителей (фиг. 3). В результате оба вытеснителя приобретают в целом плоскую форму.

Нагрев вытеснителей бака может осуществляться как электронагревателями (условно не показаны на фиг. 1), установленными на диафрагменном элементе 3 и диафрагменных поясах 4,5, так и внешними источниками тепла, например солнечной энергией при соответствующей ориентации КА на Солнце и открытой для облучения поверхности бака. При этом для срабатывания вытеснителей осуществляется разогрев всей массы бака, включая массу топлива. Такой способ разогрева бака можно рассматривать в качестве резервного в случае отказа электронагревателей или отсутствия необходимых мощностей электроэнергии на борту КА.

Проведем расчетное подтверждение выполнимости способа.

Максимальная деформация материала с ЭПФ не должна превышать предельного значения относительной деформации ε*, при котором в процессе обратного перехода () восстанавливается исходная форма. При этом относительная деформация оценивается отношением, применяемым для оценки кривизны пластин [3]:

где k - 1/R - кривизна пластины, R - радиус кривизны, h - толщина пластин, из которых изготовлены элементы диафрагмы и диафрагменные пояса.

Воспользуемся соотношением (1) для оценки деформации сферического сегмента из материала с ЭПФ. Примем для расчета радиус полусферы бака R=400mm при n=1 мм. Тогда относительная деформация составит ε ≈ 1,3⋅10-3, или 0,13%. В использованных экспериментальных моделях [3], относительная деформация составляла 0,9-4,5%, при допустимых значениях ε*=6-12%. Таким образом, показана возможность решения задачи по деформированию элемента в рабочую форму и возвращению его в состояние исходной формы плоского диска.

Проведем оценку предельной величины давления (р), которую преодолеет рабочий элемент при восстановлении своей исходной формы. Для этого используем известное соотношение для напряжений σ, развивающихся в сферической оболочке ([4], стр. 103)

При возврате в исходное состояние в материале с ЭПФ развивается реактивное напряжение, величина которого для выбранного материала составляет 390-500 МПа [3]. Это напряжение является рабочим при создании давления на поверхность эластичной перегородки. Примем для расчета σ=450 МПа и определим, преобразовав (2), значение давления с учетом ранее введенных исходных данных

Рабочее давление при подаче топлива из бака в камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя космического аппарата не превышает 20 атм. Выбором величины h (одного из конструктивных параметров) при разработке конструкции вытеснителя можно устанавливать величину давления создаваемого его элементами. Условием выбора является функциональная достаточность рабочего давления при минимизации нагрузки на эластичную перегородку.

Предел прочности бака из сплава алюминия рассчитан на давление примерно в два раза выше полученного в (3). Таким образом, разрушения корпуса бака при срабатывании вытеснителя не произойдет.

По сравнению с наиболее часто применяемыми способами вытеснительной подачи топлива из бака в камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя КА, использующими газобаллонный принцип, вновь предлагаемый способ имеет существенные преимущества. Если провести установку разрабатываемых баков в базовый блок двигательной установки транспортных пилотируемых и грузовых кораблей, то масса вытеснителя уменьшиться на ~25% (~15,5 кг). Существенным преимуществом является также то, что на борту КА будут отсутствовать баллоны высокого давления газа, что исключает возможность разрушительного высвобождения механической энергии при их разгерметизации, последствия которого могут быть катастрофического характера. Необходимо также отметить, что допускается разгерметизация корпуса бака, при этом он сохраняет свою работоспособность без потери топлива. Следовательно, применение предлагаемого способа в устройствах подачи топлива в камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя позволяет значительно повысить живучесть двигательной установки и КА в целом.

Список литературы

1. Пневмогидравлические системы двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями. Под редакцией академика В.Н. Челомея. М.: «Машиностроение», 1978 г.

2. Барвинок В.А., Богданович В.И., Грошев А.А. и др. Методика проектирования силовых приводов из материала с эффектом памяти формы для ракетно-космической техники // Известия Самарского научного центра Российской академии наук, т. 15, №6, 2013. С. 272-277.

3. Вяххи И.Э., Гончарук П.Д., Иванькин М.А. и др. Технические решения для адаптивных авиационных конструкций с использованием сплавов с памятью формы. Ученые записки ЦАГИ. Том XXXVIII. №3-4. 2007. С. 158- 168.

4. Гуров А.Ф., Севрук Д.Д., Сурнов Д.Н. Конструкция и расчет на прочность космических электроракетных двигателей. М.: «Машиностроение». 1970.

Способ подачи топлива из бака в камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя космического аппарата, включающий вытеснение топлива из сжимающей полости, образованной эластичной перегородкой бака, внешним механическим давлением Pn на поверхность эластичной перегородки, где n=1, 2, …, N - количество подач топлива перед запусками и в процессе работы двигателя, до полного освобождения бака от топлива, отличающийся тем, что механическое давление Pn на эластичную оболочку формируют путем изменения формы вытеснителя, выполненного из набора n-х элементов из металлических сплавов с термомеханическим эффектом памяти форм и устойчивым механомартенситным состоянием сплавов, с заданными n-ми значениями температур Tn полного перехода мартенсита в аустенит, для которых выполняется условие

T1<T2<…<TN,

при этом формирование вытеснительных форм для внешних давлений на эластичную перегородку производят путем последовательного нагрева элементов вытеснителя до Tn температур.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в конструкциях корпусов ракетных двигателей твердого топлива из композиционных материалов.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя с раздвижным соплом. Сопло ракетного двигателя с механизмом раздвижки, обеспечивающим перевод сопла из сложенного положения в рабочее, содержит раструб и складной насадок, образованный лепестками с элементами кинематической связи лепестков с раструбом.

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано при разработке и изготовлении ракетных двигателей с соплами большой степени расширения для верхних ступеней ракет и космических аппаратов.

Изобретение относится к наддуву топливных баков ракетного двигателя. Устройство содержит основной нагреватель (58), приспособленный для нагревания компонента ракетного топлива, поступающего из бака (16) перед его возвращением в этот бак.

Изобретение относится к аэрокосмической области, в частности к области летательных аппаратов, приводимых в движение ракетными двигателями, а также к подающей цепи (6) для запитки ракетного двигателя (2) по меньшей мере первым компонентом жидкого топлива, при этом подающая цепь включает в себя по меньшей мере один первый теплообменник (18), пригодный, чтобы быть присоединенным к цепи (17) охлаждения для охлаждения по меньшей мере одного источника тепла посредством передачи тепла первому компоненту топлива, и дополнительно после упомянутого первого теплообменника - ответвление, проходящее через второй теплообменник.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к ракетным двигателям активно-реактивных снарядов, запускаемых из ствола артиллерийского орудия, и заключается в способе повышения дальности полета активно-реактивного снаряда.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке поворотных управляющих сопел изменяемой геометрии для ракетных двигателей. Поворотное управляющее сопло ракетного двигателя состоит из соединенных узлом качания неподвижной и подвижной частей, с расположенным на срезе раструба подвижной части раскладным сопловым насадком и механизмом его разложения, выполненным в виде нескольких равномерно расположенных вокруг сопла раздвижных телескопических штанг.

Изобретение относится к области проектирования малогабаритных импульсных твердотопливных реактивных двигателей (РДТТ), которые находят широкое применение в качестве средств коррекции траектории полета управляемых ракет, снарядов и космических аппаратов.

Лазерный ракетный двигатель с электростатическим ускорением рабочего тела (ЛРДЭУРТ) относится к области ракетных двигателей для ускорения ракетно-космической техники при помощи лазерного излучения.

Изобретение относится к авиационно-космической области, и, в частности, к области летательных аппаратов, приводимых в движение ракетными двигателями. В частности, изобретение относится к схеме (6) питания для снабжения ракетного двигателя (2) по меньшей мере первым жидким топливом, причем упомянутая схема питания включает в себя по меньшей мере один буферный бак (20) для упомянутого первого жидкого топлива и первый теплообменник (18), который встроен в упомянутый буферный бак (20) и приспособлен для подсоединения к схеме (17) охлаждения для охлаждения по меньшей мере одного источника питания, чтобы охлаждать упомянутый источник тепла посредством передачи тепла первому топливу.

Изобретение относится к реактивным соплам бесфорсажных газотурбинных двигателей авиационного применения. Выхлопное сопло турбореактивного двигателя летательного аппарата имеет канал изогнутой формы, открытый с входной и выходной стороны и имеющий нижнюю, верхнюю и боковые стенки, включает часть канала, сужающуюся до критического сечения прямоугольной формы в сторону выхода, снабженную подвижной створкой, и расположенную после него расширяющуюся часть.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к конструкции плоских сопел турбореактивных двигателей. Плоское сопло содержит корпус, дозвуковые створки, шарнирно прикрепленные к корпусу, сверхзвуковые створки, шарнирно соединенные с дозвуковыми, и внешние створки, одним концом шарнирно прикрепленные к корпусу, а другим - соединенные со сверхзвуковыми створками.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции плоских сопел турбореактивных двигателей. Плоское сопло турбореактивного двигателя содержит корпус с закрепленными на нем боковыми стенками, дозвуковые, сверхзвуковые и внешние створки, а также продольные рычаги, рычаги управления дозвуковыми створками, гидроцилиндры управления дозвуковыми створками и кронштейны.

Изобретение относится к авиадвигателестроению, конкретно к реактивным плоским соплам газотурбинных двигателей маневренных летательных аппаратов. Устройство поворота плоского сопла турбореактивного двигателя содержит неподвижный корпус, плоское сопло, установленное на подшипнике с возможностью поворота в поперечной плоскости в противоположные стороны от нейтрального положения на угол до 90°, электрический исполнительный механизм и привод.

Регулируемое сверхзвуковое сопло турбореактивного двигателя относится к области авиационного двигателестроения. Сопло содержит корпус, шарнирно прикрепленные к нему дозвуковые и внешние створки, сверхзвуковые створки, шарнирно прикрепленные к дозвуковым створкам и подвижно соединенные с внешними створками, привод створок и механизм синхронизации дозвуковых и внешних створок, выполненный в виде основных и шарнирно связанных с ними дополнительных рычагов, соединенных шарнирно с дозвуковыми и внешними створками, телескопические тяги и пневмоцилиндры, установленные на внешних створках в окружном направлении.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к конструкции поворотного осесимметричного сопла турбореактивного двигателя. Сопло содержит неподвижный корпус со сферической полой законцовкой и поворотное устройство, установленное с возможностью поворота относительно оси, поперечной продольной оси двигателя.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции сопел турбореактивных двигателей. Всеракурсное сопло содержит установленный между форсажной камерой и реактивным соплом двигателя корпус в виде вставки, состоящей из неподвижной секции и поворотной, способной вращаться вокруг продольной оси двигателя, а также отклоняемую часть сопла со средствами управления в виде силовых гидроцилиндров.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции сопел турбореактивных двигателей. Поворотное сопло турбореактивного двигателя содержит установленный между форсажной камерой и реактивным соплом двигателя корпус в виде вставки, состоящей из неподвижной секции и поворотной, способной вращаться вокруг продольной оси двигателя, а также механизм поворота.

Группа изобретений относится к газодинамическому управлению ракетой или снарядом. Система гидрогазодинамического управления ракетой или снарядом включает по меньшей мере один исполнительно-приводной элемент, соединенный прямо или косвенно по меньшей мере с одним общим исполнительно-приводным механизмом для обеспечения создания усилия для приведения в действие, передаваемого через общий исполнительно-приводной механизм.

Изобретение относится к соединению между собой секций акустической сотовой конструкции, с образованием сращенной акустической сотовой конструкции, и может быть применено для сшивания искривленных секций акустической сотовой конструкции с образованием гондол двигателя и других акустических ослабляющих колебания структур.

Изобретение относится к области электрических двигателей, в частности двигателей на эффекте Холла, и, в частности, касается средств контроля расхода рабочего тела, подаваемого в электрический двигатель, в рамках применения для космического аппарата.

Изобретение относится к области космической техники. Способ подачи топлива из бака в камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя космического аппарата включает вытеснение топлива из сжимающей полости, образованной эластичной перегородкой бака, внешним механическим давлением газа на поверхность эластичной перегородки до полного освобождения бака от топлива. Механическое давление на эластичную оболочку формируют путем изменения формы вытеснителя, выполненного из набора элементов из металлических сплавов с термомеханическим эффектом памяти форм и устойчивым механомартенситным состоянием сплавов с заданными значениями температур полного перехода мартенсита в аустенит. Формирование вытеснительных форм для внешних давлений на эластичную перегородку производят путем последовательного нагрева элементов вытеснителя. Техническим результатом изобретения является снижение массы двигательной установки КА и повышение ее живучести. 3 ил.

Наверх