Бак топливный космического аппарата для хранения и подачи жидких компонентов



Бак топливный космического аппарата для хранения и подачи жидких компонентов
Бак топливный космического аппарата для хранения и подачи жидких компонентов
Бак топливный космического аппарата для хранения и подачи жидких компонентов

 


Владельцы патента RU 2522763:

Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-Прогресс" (ФГУП "ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") (RU)
Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации (RU)

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 ракетно-космической техники, в частности к пневмогидравлической системе подачи компонентов топлива в системе управления и ориентации космического аппарата (КА) вытеснительных систем жидкости и газа.

Известны устройства для хранения и подачи жидких компонентов, размещаемые на космических кораблях (см., например, «Космонавтика». Энциклопедия под редакцией В.П.Глушко, Москва, Советская энциклопедия, 1985 г. стр.304-305), содержащие топливные баки горючего и окислителя, установленные на раме в отсеке космического корабля. Подачу компонентов топлива к потребителю в данном устройстве производят посредством наддува газом топливных баков и выдавливания эластичной мембраной топлива в магистрали подачи к потребителю - реактивным двигателям двигательной установки космического корабля.

Известно устройство для хранения и подачи жидких компонентов, установленное в топливном отсеке космического корабля (см. патент RU 2132804, МПК B64G 1/40, 9/00, от 10.07.1999 г.), содержащее раму с установленными на ней системой наддува и топливными баками горючего и окислителя, включающими корпус и внутреннюю эластичную мембрану.

Недостатком вышеописанных устройств является их низкая надежность и малая живучесть из-за возникновения дополнительных напряжений во внутренней эластичной мембране при ее многоразовой перекладке.

Известно также устройство для хранения и подачи жидких компонентов, содержащее раму с установленными на ней системой наддува и топливными баками горючего и окислителя, включающими корпус и внутреннюю эластичную мембрану, отличающуюся тем, что внутренняя эластичная мембрана выполнена переменной толщины, плавно уменьшается от центра внутренней эластичной мембраны к ее периферии вплоть до места крепления внутренней эластичной мембраны к корпусу топливного бака, при этом внутренняя эластичная мембрана выполнена из коррозионно-стойкого пластичного материала (см. патент на изобретение RU 2301180 - прототип).

Недостатком известного устройства является то, что при суточных колебаниях температуры металлическая диафрагма периодически прогибается, а ее уязвимым местом является место крепления диафрагмы к корпусу бака, выполнение диафрагмы переменной толщины плавно уменьшающейся к центру, часто ведет к ее быстрому разрушению, а также низкая надежность и малая живучесть из-за возникновения дополнительных напряжений во внутренней эластичной мембране при ее многоразовой перекладке.

Задачей заявленного технического решения является повышение эксплуатационных возможностей металлической мембраны, за счет уменьшения нагрузки на мембрану в местах крепления ее к корпусу бака.

Решение указанной задачи достигается тем, что бак, содержащий герметичный корпус, выполненный из двух полусфер с входным и выходным штуцерами и элементами внешнего крепления, расположенную внутри корпуса и герметично соединенную с ним по периметру металлическую диафрагму переменной толщины, отличается тем, что толщина указанной диафрагмы выполнена наибольшей в экваториальной ее части и плавно уменьшающейся к полюсной части.

При этом диафрагма в экваториальной части выполнена в форме усеченного конуса, в средней части - в форме торовой поверхности, а в полюсной части - в форме сегмента сферической поверхности

На фиг.1 представлен общий вид бака топливного КА с возможным положением металлической диафрагмы в начале штатной работы.

На фиг.2 представлен общий вид бака топливного КА с возможным положением металлической диафрагмы в конце штатной работы.

На фиг.3 представлен один из вариантов конструкции диафрагмы с местом заделки ее по экваториальной части емкости и величинами толщин металлической диафрагмы по сечениям от зон заделки до полюсной части.

Бак топливный КА с металлической диафрагмой содержит собственно емкость, состоящую из двух полусфер 1 и 2 (см. фиг.1 и фиг.2), входного штуцера 3, выходного штуцера 4, металлическую диафрагму 5, имеющую переменную толщину, при этом в экваториальной части 6 она выполнена конусной, в средней части 7 - тороидальной, в полюсной части 8 - сферической.

Устройство работает следующим образом: перед началом эксплуатации в полость В заправляется один из компонентов топлива, например спирт, - через штуцер 4. Для вытеснения компонента топлива в систему трубопроводов и далее в камеру сгорания через штуцер 3 в полость Г подается газ под определенным давлением, которое передается на металлическую диафрагму 5. Металлическая диафрагма 5 смещается в сторону топливной полости В и вытесняет топливо через выходной штуцер 4, в трубопроводы к камере сгорания, где происходит его воспламенение и создается управляющий импульс для корректировки орбиты КА, или ориентации КА, относительно центра масс (ЦМ). После завершения корректировки орбиты рост давления газа и расход топлива прекращаются до очередной корректировки орбиты КА. Металлическая диафрагма 5 занимает промежуточное положение в емкости (см. фиг.1), при этом при суточных колебаниях температуры на борту КА в процессе орбитального движения КА и при попадании КА под открытые солнечные лучи топливо в полости В расширяется и металлическая диафрагма 5 прогибается (смещается) в сторону полости Г. Со входом КА в тень Земли температура топлива падает, его объем уменьшается, а металлическая диафрагма 5 за счет давления в полости Г прогибается (смещается) в сторону полости В и т.д.

Экспериментальная отработка предлагаемой конструкции бака топливного КА с металлической диафрагмой 5 переменной толщины, наибольшей в экваториальной части 6 и постепенно уменьшающейся к ее полюсной части 8, а также ее характерного профиля (см. фиг.3) показала необходимую надежность, требуемую для КА при циклическом перемещении металлической диафрагмы 5 в сторону полости В и обратно в сторону полости Г.

Заявленная конструкция бака топливного КА с вытеснительной металлической диафрагмой позволит повысить эксплуатационные характеристики вытеснительной металлической диафрагмы, работающей без усталостного разрушения в зоне перегиба (месте крепления металлической диафрагмы к корпусу бака).

1. Бак топливный космического аппарата для хранения и подачи жидких компонентов, содержащий герметичный корпус, выполненный из двух полусфер с входным и выходным штуцерами и элементами внешнего крепления, расположенную внутри корпуса и герметично соединенную с ним по периметру металлическую диафрагму переменной толщины, отличающийся тем, что толщина указанной диафрагмы выполнена наибольшей в экваториальной ее части и плавно уменьшающейся к полюсной части.

2. Бак по п.1, отличающийся тем, что диафрагма в экваториальной части выполнена в форме усеченного конуса, в средней части - в форме торовой поверхности, а в полюсной части - в форме сегмента сферической поверхности.



 

Похожие патенты:

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.

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 аэрокосмической технике, а именно к летательным аппаратам (ЛА). ЛА содержит корпус, реактивные двигатели, блок управления подачи, воспламенения и истечения топлива, блок симметричных конусообразных камер сгорания, два блока выхлопных сопел, блок симметричных изогнутых выхлопных труб с оконечностью.

Изобретение относится к двигательным системам космических аппаратов. Предлагаемая ионная двигательная установка (ДУ) включает в себя источник рабочего тела, выполненный в виде системы хранения и подачи изотопа алюминия 27 с источником паров (ИП) данного изотопа.

Изобретение относится к летательным аппаратам, а именно к летательным пусковым установкам (ЛПУ). ЛПУ содержит связку баков, крепежные средства, крыло, двигатель, полезную нагрузку.

Группа изобретений относится к космической технике, в частности к перемещению в межпланетном пространстве с использованием ресурсов космоса, и может быть использована для ударного воздействия на опасные космические объекты (ОКО).

Изобретение относится к ракетной технике. Блок тяги жидкостного ракетного двигателя содержит раму, камеру сгорания с соплом и устройство защиты блока тяги, имеющее донные экраны.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Двигательная установка включает криогенный бак с экранно-вакуумной теплоизоляцией, расходный клапан, бустерный насос, трубопровод питания, камеру сгорания двигателя и заборное устройство криогенного бака, содержащее нижнее днище криогенного бака, накопитель капиллярного типа с теплообменником под сеточным разделителем и дроссельное устройство.

Изобретение относится к реактивной технике. Покрытие мультипликатора инжекторного ускорителя состоит из плоских, скругленных по углам пластин, изготовленных из легкого, прочного, жаростойкого сплава металла, размерами от 30 мм до 70 мм, толщиной от 3 мм до 5 мм.

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат состоит из жестко связанных с корпусом блока управления, двух реактивных двигателей, двух изогнутых и повернутых в разные стороны выхлопных труб для выхода воспламененного топлива, выходящего также и через выхлопное сопло, размещенной впереди этого сопла камеры сгорания с конусообразным выступом впереди.

Изобретение относится к области космической техники, а более конкретно к способам космического захоронения радиоактивных отходов и космическим аппаратам (КА) с электроракетной двигательной установкой для транспортировки на орбиты захоронения в дальний космос радиоактивных отходов (РАО).

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (КА) и, в частности, к их энергодвигательным системам. Электролизная установка КА включает в себя твердополимерный электролизер, подключенный к системе электропитания КА, и систему водоснабжения. Последняя содержит циркуляционный насос, кислородный и водородный контуры циркуляции воды. Каждый из контуров включает в себя соответствующую полость электролизера и газоотделитель в виде центробежного сепаратора. Сепараторы соединены с общим электроприводом постоянного тока циркуляционного насоса. Этот электропривод подключен к системе электропитания КА последовательно с электролизером. Кислородный контур снабжен входной водяной магистралью с клапаном и в нем установлен теплообменник, подключенный к системе терморегулирования КА. Техническим результатом изобретения является стабилизация режима работы электролизера и повышение надежности бортовой электролизной установки. 1 ил.
Наверх