Способ смесевого наддува топливных баков жидкостной ракетной двигательной установки и жидкостная ракетная двигательная установка


 


Владельцы патента RU 2528772:

Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)

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.

 

Предлагаемое изобретение относится к области ракетного двигателестроения, ориентированного на космические транспортные системы.

Одним из требований, предъявляемых к жидкостной ракетной двигательной установке (ЖРДУ), является требование поддержания постоянного давления в топливных баках ракеты-носителя для обеспечения бескавитационной работы агрегатов подачи компонентов топлива. Реализация процесса поддержания необходимого давления на входе в агрегаты подачи осуществляется наддувом баков горючего и окислителя ЖРДУ.

Известны способы наддува баков с помощью смесителя, в котором горячий генераторный газ балластируется до необходимой температуры подачей холодного горючего, и полученная после испарения горючего смесь газов отводится на наддув бака горючего. Известно устройство, с помощью которого реализуется данный способ наддува [см. схему в книге Г.Г. Гахун, В.И. Баулин, В.А. Володин и др. «Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей», М., Машиностроение, 1989, рис.13-5, стр.349. Прототип].

Недостатком данного способа наддува баков является то, что балластировка генераторного газа компонентами топлива приводит к их непроизводительным затратам. А балластировка восстановительного генераторного газа углеводородным горючим приводит к увеличению сажеобразования в линии наддува.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков, а именно непроизводительных затрат компонентов топлива на наддув баков и увеличенного сажеобразования в линии наддува бака горючего, возникающего при балластировке восстановительного генераторного газа углеводородным горючим.

Указанная задача решается тем, что в известном способе наддува топливных баков жидкостной ракетной двигательной установки, содержащей смеситель, основанном 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 гелия.

Перед подачей генераторного газа на наддув топливного бака, в него добавляют дозированное количество газа с высоким значением газовой постоянной (Rr), например гелия. Количество газа определяется требуемым уровнем работоспособности смеси газов.

При этом, как показывают результаты расчетных исследований, добавление газа, например гелия с RНв=2077,2 Дж/(кг·К), позволяет существенно снизить непроизводительные затраты компонентов топлива. А добавление гелия в восстановительный газ для наддува бака горючего уменьшает массовую долю сажи в газе. Кроме того, в случае подачи холодного гелия, осуществляется охлаждение генераторного газа до нужной, согласно требованиям прочности баков, температуры.

Предлагаемый 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.

Суть предлагаемого способа и его реализации на двигателе иллюстрируется схемой на фиг.1, где приняты следующие обозначения:

1 - газогенератор;

2 - баллон с холодным газом;

3 - смеситель;

4 - топливный бак;

5 - магистраль подвода горячего газа;

6 - магистраль подвода холодного газа;

7 - магистраль подвода смеси на наддув;

8 - дозирующее устройство по горячему газу;

9 - дозирующее устройство по холодному газу;

10 - пускоотсечной клапан.

Перед запуском двигателя газогенератор 1, баллон с холодным газом 2, смеситель 3 и топливный бак 4 соединены между собой магистралями 5, 6, 7, как показано на фиг.1. В магистраль подвода горячего газа 5 установлено дозирующее устройство 8, а в магистраль подвода холодного газа установлены дозирующее устройство 9 и пускоотсечной клапан 10, который находится в закрытом положении.

Работа двигателя с использованием предлагаемого способа наддува баков происходит следующим образом:

- после запуска двигатель работает на основном режиме, при котором из газогенератора 1 отбирается расход высокотемпературного газа, который регулируется дозирующим устройством 8 и направляется в смеситель по магистрали 5;

- холодные газ из баллона 2 через дозирующее устройство 9 и клапан 10 направляется в смеситель 3 по магистрали 6;

- в смесителе 3 происходит перемешивание горячего газа из газогенератора 1 с холодным газом из баллона 2, и полученная смесь газов с необходимыми параметрами направляется по магистрали 7 на наддув в топливный бак 4.

Таким образом, относительно простыми конструктивными средствами по-новому решается задача наддува топливных баков ЖРДУ с приобретением положительного эффекта, а именно снижения непроизводительных затрат компонентов топлива на наддув баков и уменьшения сажеобразования в линии наддува бака горючего, по сравнению со случаем балластировки восстановительного генераторного газа углеводородным горючим, кроме того, в случае подачи холодного гелия, осуществляется охлаждение генераторного газа до нужной, согласно требованиям прочности баков, температуры.

1. Способ смесевого наддува топливных баков жидкостной ракетной двигательной установки, содержащей смеситель, основанный на уменьшении температуры поступающего в смеситель дозированного количества генераторного газа перед его подачей на наддув, отличающийся тем, что в смеситель подают дозированное количество газа с более низкой температурой и высоким значением газовой постоянной, например гелия.

2. Жидкостная ракетная двигательная установка для реализации способа по п.1 включающая смеситель, соединенный с газогенератором и топливным баком посредством подводящих трубопроводов, отличающаяся тем, что смеситель соединен с помощью подводящего трубопровода с баллоном с газом с высоким значением газовой постоянной, например гелием.



 

Похожие патенты:

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.

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 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