Топливный бак двигательной установки летательного аппарата


 


Владельцы патента RU 2507129:

Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (RU)

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.

 

Предлагаемое техническое решение относится к ракетной и космической технике и может быть использовано при конструировании одноразовых топливных баков двигательных установок (ДУ) летательных аппаратов (ЛА), работающим в условиях невесомости или знакопеременных перегрузок.

Из уровня техники известны топливные баки летательных аппаратов, содержащие силовую оболочку со штуцерами заправки и выдачи жидкости, подвода управляющего газа, эластичную диафрагму, закрепляемую на стенке силовой оболочки (Патент США №4335751, 1982, патент РФ №2158699, 10.11.2000).

Недостатком известных устройств является использование диафрагмы из эластичного материала, применяя который, сложно обеспечить герметичное соединение диафрагмы с металлической конструкцией бака. При этом эластичные полимерные материалы должны быть стойкими к агрессивным воздействиям топлив и выдерживать высокие температуры нагретого вытесняющего газа. Следует учитывать, что при частичной выработке топлива из-за малой жесткости такие диафрагмы не препятствуют массе топлива совершать перемещения и колебания, что может привести к гидравлическим ударам, изменению центровки летательного аппарата.

Известны также баки топливных систем ЛА, содержащие корпус, состоящий из фланца с днищами, и металлические вытеснительные диафрагмы в виде оболочек вращения, разделенные стенкой и опертые посредством отбортовки торцевого сечения на днища бака (Залесов В.Н., Даев И.Ф. Пластическое деформирование вытеснительных диафрагм. М.: Машиностроение, 1977 г., с.6, рис.2).

Основным недостатком указанных баков является повышенная масса конструкции не только бака, обусловленная наличием разделительной стенки, но и всей ДУ, т.к. для обеспечения топливом двигателей необходима подающая под давлением газ вытеснительная система, включающая ряд агрегатов: соединенные трубопроводами баллон высокого давления, клапаны - редукционный, обратный, предохранительный и т.п.

Целью предложенного технического решения является устранение указанного недостатка - снижение массы бака при одновременном снижении массогабаритных параметров всей ДУ ЛА.

Поставленная цель достигается тем, что в топливном баке ДУ ЛА, содержащем корпус, состоящий из осесимметричного фланца с двумя днищами в виде оболочек вращения, штуцеров подачи газа наддува и отбора топлива, 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.

Выполнение каждой из жестких диафрагм из листового металла предложенной формы, а именно с центральным участком, выпуклым в сторону днища бака с радиусом, равным радиусу днища бака, и вогнутым периферийным участком, позволяет исключить из конструкции бака разделительную стенку.

На реализацию выполнения основной задачи бака - обеспечение максимально полной выработки топлива - направлен другой важный признак предлагаемого технического решения - равенство площадей центрального и периферийного участков диафрагмы и отбортовки площади поверхности соответствующего участка днища бака, к которому диафрагма прилегает в конце выработки топлива. Невырабатываемые остатки топлива в предложенной конструкции бака составляют менее 1% от массы заправляемого топлива.

Установка диафрагм новой формы образует в баке три внутренние полости - две топливные и одну газовую. Наличие газовой полости в баке, которую при заправке надувают газом повышенного давления, позволяет исключить из ДУ, в состав которой входит бак, вытеснительную систему подачи топлива, что существенно снижает массогабаритные параметры ДУ и дополнительно повышает ее надежность.

Предложенное техническое решение поясняется чертежом. Топливный бак состоит из корпуса, образованного осесимметричным фланцем 1 с штуцером подачи газа наддува 2 и двумя днищами 3 в виде оболочек вращения, в которые вварены штуцеры отбора топлива 4. Внутри бака закреплены две жесткие, выполненные в виде оболочек вращения диафрагмы 5, изготовленные из легкодеформируемого металла и опертые посредством отбортовки 6 торцевого сечения на фланец 1. Каждая из диафрагм включает центральный участок 7, выпуклый в сторону ближнего к нему днища бака с радиусом R, равным радиусу днища бака, и периферийный участок, вогнутый по отношению к соответствующему днищу. Бак содержит две топливные полости А и одну газовую полость Б.

Работает топливный бак следующим образом.

В наземных условиях через штуцеры 4 заправляют полости А компонентами топлива, затем в полость Б через штуцер 2 подают газ наддува до определенного заранее повышенного давления.

В рабочем режиме происходит дозированный отбор компонентов топлива через штуцеры 4. При включении двигателей возникает перепад давления и находящийся в полости Б газ повышенного давления воздействует на жесткие диафрагмы 5, прогибает их, и таким образом топливо поступает в двигатели.

Заправочное давление в газовой полости Б рассчитывается с условием обеспечения в конце полной выработки компонентов топлива заданного для двигателей значения давления, необходимого для их функционирования. При полном опорожнении топливных емкостей А диафрагмы 5 прилегают к внутренним поверхностям днищ 3 и принимают их форму.

Предлагаемое техническое решение позволяет снизить массу топливного бака одноразового использования при одновременном существенном снижении массогабаритных параметров ДУ ЛА и дополнительном повышении надежности.

Топливный бак двигательной установки летательного аппарата, содержащий корпус, состоящий из осесимметричного фланца с двумя днищами в виде оболочек вращения, штуцеры подачи газа наддува и отбора топлива, две жесткие, выполненные в виде оболочек вращения диафрагмы, контактирующие посредством отбортовки торцевого сечения с фланцем бака, отличающийся тем, что 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.



 

Похожие патенты:

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

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, 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 космической технике, а точнее к проектированию и эксплуатации реактивных двигательных установок (РДУ) 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 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 области машиностроения, в частности к устройствам для хранения жидкости с возможностью ее вытеснения под давлением газа, и может быть использовано для вытеснения пускового горючего при запуске жидкостного ракетного топлива.

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.
Наверх