Корпус бесшовного топливного бака для изделий ракетной и космической техники и способ его изготовления

Изобретения относятся к элементам двигательных систем изделий ракетной и космической техники, в частности к бакам с эластичной разделительной мембраной для вытеснения жидкости из бака. Корпус включает в себя верхнюю часть со штуцерами для подвода управляющего газа, шпангоут, цилиндрическую часть и днище со штуцером для топлива. Все указанные элементы бака выполнены как единое целое из высокопрочного гранулированного титанового сплава. Одним торцом цилиндрическая часть сопряжена без швов с полусферой верхней части, а другим торцом - с полусферой днища. Способ изготовления топливного бака заключается в том, что гранулы из высокопрочного титанового сплава засыпают в металлическую капсулу в условиях вакуума с одновременным виброуплотнением и дегазацией. После заполнения капсулы гранулами ее заваривают электронным лучом. Затем вакуумированные гранулы в капсуле подвергают горячему изостатическому прессованию. После этого капсулу со скомпактированной заготовкой топливного бака опускают в емкость с раствором кислот для травления, По окончании растворения внешней и внутренней оболочек капсулы получают гладкий, бесшовный высокопрочный бак из титанового сплава. Техническим результатом изобретений является создание топливного бака меньшей массы, за счет уменьшения толщины стенок его корпуса, при сохранении высокой прочности и надежности конструкции. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к корпусам топливных баков для изделий ракетной и космической техники, в частности к устройствам, корпус которых является пневмогидравлической емкостью с эластичной разделительной мембраной для хранения жидкости с возможностью ее вытеснения. Изобретение может быть использовано для приема, слива, хранения, а также для вытеснения горючего при запуске жидкостного ракетного двигателя.

Известен корпус топливного бака для изделий космической и ракетной техники, которая работает в условиях невесомости и при переходе от невесомости к перегрузкам. В топливном баке корпус имеет сферическую конфигурацию и разделен конической вставкой для создания двух объемов, имеется топливный выход, расположенный напротив входного отверстия газа движения. Меньший конец конуса вставки размещен перед топливным выходом. В корпусе бака содержится топливо и газ наддува. Перегородка может быть решетчатой. Топливо в выход резервуара из полости бака поступает при подаче газа. Способ изготовления описанного корпуса заключается в том, что при изготовлении корпуса топливного бака в корпусе размещают перегородку с отверстиями, после чего перегородку размещают в районе топливного выхода, а топливный бак герметизируют (патент US №4489745, кл. B64D 37/08, от 25.12.1984 г.).

Известно выполнение в ракетной технике корпуса топливного бака для хранения и транспортировки жидких или газообразных рабочих сред, имеющего сварные соединения сопрягаемых элементов бака. При этом сварные соединения имеют прочность в месте сварки, соответствующую прочности основного металла. Способ изготовления данного корпуса заключается в том, что полку шпангоута выполняют из двух сопряженных частей с разным углом наклона, заготовку обшивки сваривают с полкой шпангоута и затем деформируют ротационной вытяжкой до заданной формы днища. Деформированию подвергается вся поверхность обшивки, сварного шва и часть полки шпангоута (патент РФ №2170193, кл. B64D 37/06, от 18.11.1999 г.).

Наиболее близким аналогом является корпус бака для хранения и вытеснения топлива под давлением газа пускового горючего при запуске жидкостного ракетного двигателя, включающий в себя силовую оболочку, на центральной продольной оси которой расположены верхняя часть, выполненная в форме полусферы, фланец и полое сферическое днище, внутри силовой оболочки размещена эластичная диафрагма, а снаружи размещены штуцер для подвода управляющего газа и штуцер для топлива, при этом штуцер для подвода управляющего газа, установлен в днище, а штуцер для топлива расположен в верхней части и предназначен для заправки и выдачи топлива. Способ изготовления данного корпуса заключается в том, что его выполняют из нескольких сопряженных частей, соединяемых сборкой элементов конструкции при помощи элементов крепления в определенной последовательности. Данное техническое решение позволяет обеспечить герметичность конструкции при многократном использовании космического аппарата, а также высокую надежность при значительном увеличении давления (патент РФ №2158699, кл. B64D 37/10, 23.02.1999 г.).

К недостаткам аналогов следует отнести то, что указанные технические решения обладают недостаточно высокой прочностью, поскольку наличие сварных швов не может обеспечить равномерного распределения воздействия на топливный бак рабочего давления и действия давления в условиях невесомости. Кроме того, невозможно получить внутреннюю поверхность корпуса бака высокой чистоты после сварки, а неровности недопустимы, поскольку могут привести к повреждениям эластичного вытеснительного устройства. Для обеспечения сварного соединения необходимо выполнять элементы бака с толщиной, обеспечивающей надежный процесс сварки. При этом в аналогах не решен вопрос уменьшения массы топливного бака, не решен вопрос уменьшения толщины его стенок. Также следует отметить сложность конструкции топливного бака в указанных аналогах, а также высокую трудоемкость изготовления из-за сложной геометрической формы. Следует отметить, что в данных конструкциях не представляется возможным использование тонкостенных корпусов, поскольку описанными способами их изготовление невозможно, так как тонкостенный корпус не может быть соединен ни при помощи сварки, ни посредством элементов крепления при сохранении или улучшении технических характеристик и свойств которые обеспечивают надежность процесса наполнения, хранения и подачи горючего в описанных выше непростых условиях.

Задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является создание корпуса топливного бака ракетной и космической техники с уменьшенными массовыми характеристиками, который многократно может обеспечить прием горючего, хранение, слив и вытеснение горючего при запуске и работе жидкостного ракетного двигателя. Также необходимо обеспечить высокую надежность корпуса с одновременным снижением веса, высокую надежность работы средств выведения горючего, исключения критических мест, в которых возможна деформация либо повышенная нагрузка из-за уменьшения прочности при изменениях давления. Кроме того, задачей является снижение трудоемкости изготовления деталей сложной формы, повышение надежности топливной системы, а также увеличение арсенала технических средств и способов их изготовления.

Техническим результатом при реализации предлагаемого изобретения является уменьшения массы топливного бака за счет уменьшения толщины его корпуса, материала, из которого он изготавливается и технологии его получения из этого материала. Прочность корпуса топливного бака повышается за счет его выполнения одинаковой толщины корпуса по объему бака, заполняемому горючим. Кроме того, повышению прочности в значительной степени способствует изготовление корпуса из материала, обладающего высокими прочностными характеристиками. Причем форма выполнения корпуса бака, предусматривающая исключение острых углов, способствует эффекту повышения прочности. Высокую надежность средств выведения горючего в предлагаемом изобретении обеспечивают за счет отсутствия сварных швов. Это исключает возможность повреждений эластичного вытеснительного устройства. Также за счет исключения сварных швов отсутствуют критические места возможного уменьшения прочности и места возможного излома и деформации при транспортировке, монтаже а также при перегрузках в процессе эксплуатации, которые в условиях невесомости и перехода к перегрузкам могут приводить к смещению центра масс корпуса топливного бака с продольной оси изделия ракетной и космической техники и которое, в свою очередь, ведет к возможному изменению траектории движения самого изделия. Кроме того, за счет выполнения одинаковой толщины корпуса по всему заполняемому горючим объему из анизотропного и однородного по своей структуре гранулированного сплава увеличиваются показатели рабочего давления в условиях невесомости и в условиях перехода к перегрузкам. Способ обеспечивает создание данной конструкции с уменьшением трудозатрат для изготовления корпусов топливных баков с указанными техническими результатами и позволяет обеспечить получение их совокупности при воплощении в предложенном техническом решении. При этом в случае изготовления из высокопрочного материала, в частности, из высокопрочного титанового сплава, как подходящего в наибольшей степени, предложенным способом корпуса топливного бака усиливается технический результат уменьшения толщины корпуса, увеличения показателей рабочего давления в условиях невесомости и в условиях перехода к перегрузкам, также усиливается технический результат повышения надежности и уменьшение массовых характеристик.

На достижение указанного технического результата оказывают влияние следующие существенные признаки. В корпусе бесшовного топливного бака для изделий ракетной и космической техники, включающем в себя расположенную на центральной продольной оси в форме полусферы верхнюю часть, цилиндрическую часть и днище, при этом снаружи на корпусе размещены штуцер для подвода управляющего газа к эластичной диафрагме и штуцер для топлива, днище выполнено в форме полусферы, в котором на центральной продольной оси размещен штуцер для топлива, верхняя часть корпуса имеет кольцевой расширенный участок для эластичной диафрагмы, при этом диаметр цилиндрической части и диаметр полусферы днища соответствует диаметру полусферы верхней части, их толщина равномерна и одинакова, причем одним торцом цилиндрическая часть сопряжена без швов с полусферой верхней части, другим торцом трубчатая часть сопряжена без швов с полусферой днища, а корпус топливного бака снабжен дополнительным штуцером для подвода управляющего газа, при этом основной и дополнительный штуцеры для подвода управляющего газа размещены на полусфере верхней части и расположены под углом к центральной продольной оси корпуса, а их оси сходятся в точке ее пересечения с плоскостью полусферы верхней части; и шпангоутом, расположенным между линией сопряжения полусферы днища с цилиндрической частью и местом размещения штуцеров для подвода управляющего газа, при этом верхняя часть со штуцерами для подвода управляющего газа, шпангоут, цилиндрическая часть, днище со штуцером для топлива выполнены как единое целое. Оси штуцеров для подвода управляющего газа могут быть расположены под углом 40-50° к центральной продольной оси корпуса в точке ее пересечения с плоскостью полусферы верхней части. Верхняя часть со штуцерами для подвода управляющего газа, шпангоут, цилиндрическая часть, днище со штуцером для топлива выполнены из высокопрочного гранулированного титанового сплава. В способе изготовления топливного бака для изделий ракетной и космической техники гранулы из высокопрочного титанового сплава с размером гранул, определяемым из условий максимальной плотности засыпки для заданной толщины бака, предварительно подготовленные методом гранульной металлургии, засыпают в металлическую капсулу для получения корпуса топливного бака в условиях вакуума с одновременным виброуплотнением и дегазацией при температуре, обеспечивающей испарение остаточных газов с поверхности гранул, после заполнения гранулами капсулы топливного бака прекращают процесс виброуплотнения и нагревания, ее заваривают электронным лучом и затем капсулу с находящимися в ней гранулами извлекают на воздух, проверяют на герметичность, а после завершения проверки вакуумированные гранулы в капсуле подвергают горячему изостатическому прессованию и после окончания процесса горячего изостатического прессования капсулу с скомпактированной заготовкой топливного бака опускают в емкость с раствором кислот для травления, а по окончании растворения внешней и внутренней оболочек капсулы гладкий, бесшовный бак из высокопрочного титанового сплава извлекают из раствора кислот и проверяют на соответствие геометрическим параметрам. При изготовлении бака со стенками большей толщины для обеспечения максимальной плотности засыпки в металлическую капсулу для получения корпуса топливного бака засыпают гранулы из титанового сплава большего диаметра размером до 280 мкм, а при изготовлении бака со стенками меньшей толщины в металлическую капсулу для получения корпуса топливного бака засыпают гранулы меньшего диаметра размером от 50 мкм. Гранулы из высокопрочного сплава засыпают в металлическую капсулу для получения корпуса топливного бака в условиях вакуума 10-3…10-4 мм рт.ст. и до температуры дегазации 350°C, обеспечивающей испарение остаточных газов с поверхности гранул. Вакуумированные гранулы подвергают горячему изостатическому прессованию в капсуле для получения корпуса топливного бака при температуре от 750 до 1020°C при давлении от 1300 до 2000 атм. в течение 2…6 часов.

Новым является то, что в корпусе топливного бака для изделий ракетной и космической техники все элементы корпуса выполнены как единое целое без сварных швов, при этом днище выполнено в форме полусферы, в котором на центральной продольной оси размещен штуцер для топлива, верхняя часть корпуса имеет кольцевой расширенный участок для эластичной диафрагмы, при этом диаметр цилиндрической части и диаметр полусферы днища соответствует диаметру полусферы верхней части, их толщина равномерна и одинакова, причем одним торцом цилиндрическая часть сопряжена без швов с полусферой верхней части, другим торцом трубчатая часть сопряжена без швов с полусферой днища, а корпус топливного бака снабжен дополнительным штуцером для подвода управляющего газа, при этом основной и дополнительный штуцеры для подвода управляющего газа размещены на полусфере верхней части и расположены под углом к центральной продольной оси корпуса, а их оси сходятся в точке ее пересечения с плоскостью полусферы верхней части; и шпангоутом, расположенным между линией сопряжения полусферы днища с цилиндрической частью и местом размещения штуцеров для подвода управляющего газа, при этом верхняя часть со штуцерами для подвода управляющего газа, шпангоут, цилиндрическая часть, днище со штуцером для топлива выполнены как единое целое. Оси штуцеров для подвода управляющего газа могут быть расположены под углом 40-50° к центральной продольной оси корпуса в точке ее пересечения с плоскостью полусферы верхней части. Верхняя часть со штуцерами для подвода управляющего газа, шпангоут, цилиндрическая часть, днище со штуцером для топлива выполнены из высокопрочного гранулированного титанового сплава. В способе изготовления топливного бака для изделий ракетной и космической техники гранулы из высокопрочного титанового сплава с размером гранул, определяемым из условий максимальной плотности засыпки для заданной толщины бака, предварительно подготовленные методом гранульной металлургии, засыпают в металлическую капсулу для получения корпуса топливного бака в условиях вакуума с одновременным виброуплотнением и дегазацией при температуре, обеспечивающей испарение остаточных газов с поверхности гранул, после заполнения гранулами капсулы топливного бака прекращают процесс виброуплотнения и нагревания, ее заваривают электронным лучом и затем капсулу с находящимися в ней гранулами извлекают на воздух, проверяют на герметичность, а после завершения проверки вакуумированные гранулы в капсуле подвергают горячему изостатическому прессованию и после окончания процесса горячего изостатического прессования капсулу с скомпактированной заготовкой топливного бака опускают в емкость с раствором кислот для травления, а по окончании растворения внешней и внутренней оболочек капсулы гладкий, бесшовный бак из высокопрочного титанового сплава извлекают из раствора кислот и проверяют на соответствие геометрическим параметрам. При изготовлении бака со стенками большей толщины для обеспечения максимальной плотности засыпки в металлическую капсулу для получения корпуса топливного бака засыпают гранулы из титанового сплава большего диаметра размером до 280 мкм, а при изготовлении бака со стенками меньшей толщины в металлическую капсулу для получения корпуса топливного бака засыпают гранулы меньшего диаметра размером от 50 мкм. Гранулы из высокопрочного сплава засыпают в металлическую капсулу для получения корпуса топливного бака в условиях вакуума 10-3…10-4 мм рт.ст. и до температуры дегазации 350°C, обеспечивающей испарение остаточных газов с поверхности гранул. Вакуумированные гранулы подвергают горячему изостатическому прессованию в капсуле для получения корпуса топливного бака при температуре от 750 до 1020°C при давлении от 1300 до 2000 атм. в течение 2…6 часов.

Способ изготовления бесшовного топливного бака для изделий ракетной и космической техники позволяет изготовить наименее трудоемким путем бесшовный тонкостенный корпус с одинаковой по всему объему, заполняемому топливом, толщиной стенок. При этом за счет выполнения корпуса топливного бака из высокопрочного гранулируемого титанового сплава, например ВТ23, полученного методом гранульной металлургии, увеличивается возможность уменьшить толщину корпуса с одновременным повышением прочности. Также это обеспечивает возможность увеличения массы выводимой на орбиту полезной нагрузки. При этом повышение прочности топливного бака осуществляется за счет выполнения его корпуса с постоянной толщиной по всей стенке бака в совокупности с изготовлением его из прочного материала, а также с учетом формы выполнения, предусматривающей исключение острых углов, и при этом позволяет создать для изделий ракетной и космической техники корпус топливного бака со сниженными массовыми характеристиками. Такой корпус сможет обеспечить многократный прием, хранение, слив и вытеснение горючего при запуске и работе двигателя. Высокую надежность средств выведения из корпуса горючего обеспечивают за счет исключения сварных швов, то есть выполнения без швов сопряжения торцов цилиндрической части с полусферами. Это исключает возможность повреждений эластичной диафрагмы, а кроме этого создается эффект отсутствия критических мест возможного уменьшения прочности и мест возможного излома и деформации, которые могут приводить к смещению центра масс топливного бака с продольной оси космического аппарата в условиях невесомости и в условиях перехода к перегрузкам, что, в свою очередь, может привести к изменению траектории движения самого изделия. Кроме того, за счет выполнения толщины корпуса одинаковым по всему заполняемому горючим объему увеличиваются показатели рабочего давления в условиях невесомости и в условиях перехода к перегрузкам. Указанное конструктивное выполнение месторасположения штуцеров для подвода управляющего газа обеспечивает равномерное выполнение ими функций и при этом одновременно обеспечивает исключение смещения центра масс корпуса топливного бака с продольной оси изделия, как могло иметь место подачи газа с одной стороны, которая, в свою очередь, могла в условиях невесомости и в условиях перехода к перегрузкам привести к изменению траектории движения самого изделия. А конструктивное выполнение шпангоута на полусфере верхней части от места расположения штуцеров для подачи управляющего газа, либо на цилиндрической части до линии сопряжения с полусферой днища, обеспечивает надежное размещение бака в изделии в зависимости от взаимного расположения прилегающих к корпусу бака элементов изделия техники, а также обеспечивает требования выполнения задач с учетом исключения ситуаций возможной дестабилизации корпуса бака в процессе работы двигателя и при наличии перегрузок. Месторасположение штуцеров для подвода управляющего газа исключает смещение центра масс корпуса топливного бака с продольной оси изделия ракетной и космической техники и, в свою очередь, в этих случаях предотвращает в условиях невесомости и в условиях перехода к перегрузкам возможное изменение заданной траектории движения самого изделия.

Сущность изобретения поясняется графическим материалом.

На чертеже представлен корпус топливного бака, который включает в себя верхнюю часть 1, выполненную в форме полусферы, цилиндрическую часть 2 и днище 3, расположенные на центральной продольной оси 4. Цилиндрическая часть 2 выполнена как трубчатая и представляет собой цилиндрическую вставку между полусферой верхней части 1 и днищем 3, которое в предложенном техническом решении выполнено в форме полусферы. Одним торцом цилиндрическая часть 2 сопряжена без швов с полусферой верхней части 1, другим торцом с полусферой днища 3. Необходимо отметить, что диаметр цилиндрической части 2 и диаметр полусферы днища 3 соответствуют диаметру полусферы верхней части 1. Штуцер 5 для топлива размешен в днище 3 снаружи корпуса топливного бака на центральной продольной оси 4 корпуса топливного бака. На верхней части 1 имеется кольцевой расширенный участок 6 корпуса для эластичной диафрагмы (на чертеже не представлена). Диаметр цилиндрической части 2 и диаметр полусферы днища 3 соответствует диаметру полусферы верхней части 1, их толщина равномерна и одинакова. Одним торцом цилиндрической часть 2 сопряжена без швов с полусферой верхней части 1, а другим торцом цилиндрическая часть 2 сопряжена без швов с полусферой днища 3. Корпус топливного бака в верхней части 1 имеет штуцер 7 для подвода управляющего газа. Также корпус снабжен дополнительным штуцером 8 для подвода управляющего газа и шпангоутом 9. Верхняя часть 1 сопрягается с цилиндрической частью 2 по линии сопряжения полусферы верхней части 1 с цилиндрической частью 2, образуя линию сопряжения 10 полусферы верхней части 1 с цилиндрической частью 2. Цилиндрическая часть 2 сопрягается с полусферой днища 3, образуя линию сопряжения 11 полусферы днища 3 с цилиндрической частью 2. По линии сопряжения 10 полусферы верхней части 1 с цилиндрической частью 2 располагается плоскость полусферы верхней части 1, а по линии сопряжения 11 полусферы днища 3 с цилиндрической частью 2 располагается плоскость полусферы нижней части - днища 3. Упомянутые линии сопряжения носят условный характер, поскольку части расположены на одной центральной продольной оси 4, при этом диаметр цилиндрической части 2 и расположенный по линии сопряжения 11 диаметр полусферы днища 3 соответствует диаметру полусферы верхней части 1, расположенному по линии сопряжения 10. Диаметр полусферы днища 3, расположенный по линии сопряжения 11, равен диаметру цилиндрической части 2 по линии сопряжения 10. Следует отметить, что толщина корпуса в местах полусферы верхней части 1, цилиндрической части 2 и полусферы днища 3 равномерна и одинакова и по упомянутым линиям. При этом корпус условно разграничен плоскостью полусферы нижней части и плоскостью полусферы верхней части. Плавные переходы полусферы верхней части 1 по линии сопряжения 10 с цилиндрической частью 2 и по линии сопряжения 11 цилиндрической части 2 с полусферой днища 3 образуют гладкую емкость, в которой отсутствуют критические места возможного уменьшения прочности и места возможного излома и деформации. Все части корпуса топливного бака выполнены из высокопрочного титанового сплава. При этом основной и дополнительный штуцеры 7 и 8 для подвода управляющего газа расположены на полусфере верхней части 1 под углом к центральной продольной оси 4 корпуса, а их оси сходятся в точке ее пересечения с плоскостью полусферы верхней части. Шпангоут 9 расположен между линией сопряжения 11 полусферы нижней части с цилиндрической частью 2 и местом размещения штуцеров 7 и 8 для подвода управляющего газа. Он может быть расположен и на верхней части 1, и на цилиндрической части 2, и на линии сопряжения 10 верхней части 1 с цилиндрической частью 2. Верхняя часть 1 со штуцерами 7 и 8 для подвода управляющего газа, цилиндрическая часть 2, днище 3 со штуцером 5 для топлива и шпангоут 9 выполнены как единое целое из высокопрочного гранулированного титанового сплава.

В примере исполнения корпус топливного бака изготавливают из гранул высокопрочного титанового сплава ВТ23. Толщина стенки бака должна выполняться равной по всему периметру и при изготовлении может быть равна от 2,0 мм до 4,0 мм. Для высокой чистоты внутренней поверхности, то есть без неровностей и шероховатостей, которые обычно имеет место при соединении частей бака посредством сварки, корпус топливного бака изготавливают методом гранульной металлургии (например, см. Г.Г.Демченков, В.Т. Мусиенко. Металлургия гранул титановых сплавов: перспективы и пути развития. В журнале: Технология легких сплавов. 2001 г., №5-6, с.132-137.) с использованием горячего изостатического прессования (например, см. сборник статей ВИЛС «Металлургия гранул», раздел «Металлургия гранул титановых сплавов», 1984, с.159-200). При этом гранулы фракционного состава размером 50…280 мкм высокопрочного титанового сплава получают методом центробежного распыления вращающегося слитка-электрода, при котором частицы сплава распыляются за счет ионно-плазменного распыления (патент РФ №1332866, кл. C23C 14/36, 1985 г.). Затем полученные гранулы засыпают в металлическую капсулу требуемой формы, производят дегазацию, герметизацию и обрабатывают по технологии горячего изостатического прессования с последующей термообработкой (см. патент РФ №2261288, кл. C23C 14/34, 2005 г.). В результате бесшовный корпус топливного бака имеет предел прочности не менее 1078 МПа, относительное удлинение не менее 5%, относительное сужение не менее 10%, ударную вязкость не менее 0,19 МДж/м2. В примере исполнения штуцеры 7 и 8 для подвода управляющего газа размещены на верхней части 1 таким образом, что их оси расположены под углом 40-50° к центральной продольной оси 4 и сходятся в точке ее пересечения с плоскостью полусферы верхней части. Шпангоут 9 расположен между линией 10 сопряжения полусферы верхней части 1 с трубчатой частью 2 и местом размещения штуцеров 7 и 8 для подвода управляющего газа и более приближен к линии 10 исходя из технологии размещения корпуса топливного бака в топливной системе.

При работе жидкостного ракетного двигателя в топливной системе происходит вытеснение горючего из топливного бака. Этот процесс осуществляется следующим образом. Горючее в полость корпуса топливного бака нагнетается через штуцер 5. В период подготовки к запуску двигателя в корпус топливного бака через штуцеры 7 и 8 подается управляющий газ в полость верхней части 1 к эластичной диафрагме для образования рабочего объема корпуса топливного бака. При этом при подаче газа через штуцер 7 для подвода управляющего газа происходит наддув бака. При этом при подаче газа через штуцер 8 для подвода управляющего газа происходит проверка герметичности и технологическое поступление управляющего газа. Происходит воздействие на эластичную диафрагму и осуществляется подача горючего вытеснением его из корпуса через штуцер 5 для топлива.

Способ изготовления топливного бака для изделий ракетной и космической техники заключается в следующем. В подготовленную для получения корпуса топливного бака металлическую капсулу засыпают гранулы из высокопрочного титанового сплава, которые предварительно были получены методом гранульной металлургии. Размер засыпаемых гранул определяется из условий максимальной плотности засыпки для заданной толщины бака. Гранулы засыпают в условиях высокого вакуума с одновременным виброуплотнением и дегазацией. Дегазация производится нагреванием до температуры, которая обеспечивает испарение остаточных газов с поверхности гранул. После заполнения гранулами капсулы топливного бака прекращают процесс виброуплотнения и нагревания. После чего капсулу с находящимися в ней вакуумированными гранулами заваривают электронным лучом в условиях высокого вакуума. Затем капсулу извлекают на воздух и проверяют на герметичность. После проверки на герметичность капсулу с находящейся в ней вакуумированными гранулами подвергают горячему изостатическому прессованию для получения компактной монолитной заготовки корпуса топливного бака со 100% плотностью. Горячее изостатическое прессование проходит при температуре 750-1200°C, под давлением 1300-3000 атм. в течение 2-6 часов. После окончания цикла горячего изостатического прессования капсулу с находящейся в ней скомпактированной вакуумированной заготовкой топливного бака извлекают на воздух и при комнатной температуре опускают в емкость с раствором кислот для травления оболочки капсулы, а по окончании ее растворения гладкий, бесшовный бак из высокопрочного титанового сплава извлекают из раствора для травления и проверяют на соответствие геометрическим параметрам.

То есть, в примере исполнения способа гранулы титанового сплава ВТ23 размером 50-280 мкм засыпают и виброуплотняют в подготовленную для изготовления топливного бака капсулу в условиях вакуума 10-3…10-4 мм рт.ст. с одновременной дегазацией гранул при температуре до 350°C. Следует отметить, что при изготовлении бака со стенками большей толщины для обеспечения максимальной плотности прилегания гранул в капсулу засыпают гранулы, имеющие больший диаметр. Для бака со стенками меньшей толщины - засыпают гранулы меньшего диаметра. В нашем случае для бака толщиной 2 мм засыпают гранулы меньшего диаметра от 50 до 150 мкм. После заполнения капсулы гранулами прекращают процесс их нагрева и виброуплотнения, а затем для герметизации капсулы ее заваривают электронным лучом. Заваривание производится в вакууме, который поддерживается на уровне 10-3…10-4 мм рт.ст. По завершению герметизации капсулы с находящимися в ней вакуумированными гранулами ее проверяют на герметичность. Проверка на герметичность осуществляется путем прогрева капсулы в емкости с горячей водой при атмосферном давлении. После проверки на герметичность капсулу с вакуумированными гранулами подвергают горячему изостатическому прессованию (ГИП) при температуре от 800 до 900°C, под давлением от 1500 до 1600 атм. в течение 2…2,5 часов. После проведения режима ГИП капсулу с находящейся в ней монолитной заготовкой топливного бака опускают в емкость с раствором кислот для ее травления. Капсула растворяется, а по окончании растворения ее внешней и внутренней оболочек гладкий бесшовный бак из гранулируемого титанового сплава ВТ23 извлекают из раствора для травления и проверяют на соответствие геометрическим параметрам.

Таким образом, предложенный корпус топливного бака и способ его изготовления позволяют повысить надежность топливной системы за счет выполнения корпуса топливного бака с одинаковой толщиной стенок по всему периметру, то есть по всему объему бака, заполняемому горючим, а также за счет изготовления его из прочного материала. При этом особенности формы выполнения бака исключают острые углы в емкости. В предложенной конструкции топливного бака высокая надежность средств подачи горючего обеспечивается за счет плавных переходов частей емкости в местах сопряжения, что исключает возможность повреждений эластичной диафрагмы. Также за счет выполнения поверхности гладкой, одинаковой толщины отсутствуют критические места возможного уменьшения прочности и места возможного излома при деформации, которые могут приводить к смещению центра масс топливного бака. Кроме того, за счет выполнения корпуса из описанного выше высокопрочного анизотропного одинакового по своей структуре гранулированного сплава и выполнения одинаковой толщины стенки по всему заполняемому горючим объему бака увеличиваются показатели рабочего давления, а также усиливается технический результат уменьшения толщины корпуса, повышается надежность и уменьшаются массовые характеристики.

1. Корпус бесшовного топливного бака для изделий ракетной и космической техники, включающий в себя расположенную на центральной продольной оси в форме полусферы верхнюю часть, цилиндрическую часть и днище, при этом снаружи на корпусе размещены штуцер для подвода управляющего газа к эластичной диафрагме и штуцер для топлива, отличающийся тем, что днище выполнено в форме полусферы, в котором на центральной продольной оси размещен штуцер для топлива, верхняя часть корпуса имеет кольцевой расширенный участок для эластичной диафрагмы, при этом диаметр цилиндрической части и диаметр полусферы днища соответствуют диаметру полусферы верхней части, а их толщина равномерна и одинакова, цилиндрическая часть сопряжена без швов одним торцом с полусферой верхней части, а другим торцом с полусферой днища, корпус топливного бака снабжен дополнительным штуцером для подвода управляющего газа так, что основной и дополнительный штуцеры для подвода управляющего газа размещены на полусфере верхней части и расположены под углом к центральной продольной оси корпуса, а их оси сходятся в точке пересечения этой оси с плоскостью полусферы верхней части, и шпангоутом, расположенным между линией сопряжения полусферы днища с цилиндрической частью и местом размещения указанных штуцеров для подвода управляющего газа, при этом верхняя часть с данными штуцерами, шпангоут, цилиндрическая часть и днище со штуцером для топлива выполнены как единое целое.

2. Корпус по п.1, отличающийся тем, что оси штуцеров для подвода управляющего газа расположены под углом 40-50° к центральной продольной оси корпуса в точке ее пересечения с плоскостью полусферы верхней части.

3. Корпус по п.1, отличающийся тем, что верхняя часть со штуцерами для подвода управляющего газа, шпангоут, цилиндрическая часть, днище со штуцером для топлива выполнены из высокопрочного гранулированного титанового сплава.

4. Способ изготовления топливного бака для изделий ракетной и космической техники, характеризующийся тем, что гранулы из высокопрочного титанового сплава с размером гранул, определяемым из условий максимальной плотности засыпки для заданной толщины бака, предварительно подготовленные методом гранульной металлургии, засыпают в условиях вакуума в металлическую капсулу для получения корпуса топливного бака с одновременным виброуплотнением и дегазацией при температуре, обеспечивающей испарение остаточных газов с поверхности гранул, после заполнения гранулами капсулы топливного бака прекращают процесс виброуплотнения и нагревания, ее заваривают электронным лучом и затем капсулу с находящимися в ней гранулами извлекают на воздух, проверяют на герметичность, а после завершения проверки вакуумированные гранулы в капсуле подвергают горячему изостатическому прессованию и после окончания процесса горячего изостатического прессования капсулу со скомпактированной заготовкой топливного бака опускают в емкость с раствором кислот для травления, а по окончании растворения внешней и внутренней оболочек капсулы гладкий, бесшовный бак из высокопрочного титанового сплава извлекают из раствора кислот и проверяют на соответствие геометрическим параметрам.

5. Способ по п.4, характеризующийся тем, что при изготовлении бака со стенками большей толщины для обеспечения максимальной плотности засыпки в металлическую капсулу для получения корпуса топливного бака засыпают гранулы из титанового сплава большего диаметра размером до 280 мкм, а при изготовлении бака со стенками меньшей толщины в металлическую капсулу для получения корпуса топливного бака засыпают гранулы меньшего диаметра размером от 50 мкм.

6. Способ по п.4, характеризующийся тем, что гранулы из высокопрочного титанового сплава засыпают в металлическую капсулу для получения корпуса топливного бака при вакууме (10-3-10-4) мм рт.ст. и температуре дегазации до 350°С, обеспечивающей испарение остаточных газов с поверхности гранул.

7. Способ по п.4, характеризующийся тем, что вакуумированные гранулы подвергают горячему изостатическому прессованию в капсуле для получения корпуса топливного бака при температуре 750-1020°С при давлении 1300-2000 атм. в течение 2÷6 ч.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов в космосе. .

Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов в космосе. .

Изобретение относится к космонавтике и служит для перевозки грузов в космосе. .

Звездолет // 2420433
Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов в космосе. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к двигательным установкам ракетного блока. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к двигательным установкам ракетного разгонного блока. .

Ракета // 2397925
Изобретение относится к космонавтике. .

Изобретение относится к области авиационно-космической техники, касается летательных аппаратов с ядерным ракетным двигателем, использующим в качестве рабочего тела атмосферный газ (воздух), и может найти эффективное применение для осуществления активных длительных беспосадочных полетов как в атмосфере, так и в безвоздушном (стратосфере) и околоземном космическом пространстве.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к модулю резервуара для летательного аппарата. .

Изобретение относится к топливным бакам летательных аппаратов, в частности к клапанам для топливных баков. .

Изобретение относится к топливным системам транспортных, в частности, авиационно-космических средств, а именно к бортовым емкостям для хранения и подачи криогенного топлива, например водорода.

Вертолет // 2248306
Изобретение относится к компоновке вертолета, оборудованного дополнительными наружными подвесными топливными баками для увеличения запаса топлива и увеличения дальности полета.

Изобретение относится к устройствам, связанным с подачей топлива к силовой установке летательного аппарата. .

Изобретение относится к авиационной технике, более конкретно к топливным системам сверхтяжелых самолетов. .

Изобретение относится к топливным системам летательных аппаратов, преимущественно сверхтяжелых самолетов, более конкретно к топливным бакам, в том числе и подвесным.

Изобретение относится к вертолетной технике. .
Изобретение относится к области топливных баков для транспортных машин. .
Изобретение относится к области производства топливных систем, более конкретно к способу изготовления гибкого ударопрочного топливного бака

Изобретение относится к корпусам топливных баков для изделий ракетной и космической техники, в частности к устройствам, корпус которых является пневмогидравлической емкостью с эластичной разделительной мембраной для хранения жидкости с возможностью ее вытеснения

Наверх