Система подачи топлива двигательной установки космического аппарата


 


Владельцы патента RU 2533592:

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 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.

 

Заявляемое техническое решение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано для подачи топлива в двигательную установку (ДУ) с жидкостными реактивными двигателями (ЖРД), в том числе с ЖРД малой тяги системы маневрирования и ориентации космического аппарата (КА).

Известна система подачи топлива, входящая в жидкостную двигательную установку ДУ-802 автономного космического буксира «Кречет» (статья А.В. Дибривного. Результаты отработки системы обеспечения синхронизации выработки топлива из баков двигательной установки ДУ-802 космического буксира // Авиационно-космическая техника и технология, 2008, №10 - с.88-89;

http://www.nbuv.gov.ua/portal/natural/AkTT/2008_10/Dibrivn.pdf - аналог), содержащая топливные баки горючего и окислителя с перегородками, баллоны высокого давления, пневмо- и гидромагистрали, электропневмо- и пироклапаны.

Известна система подачи топлива (патент RU №2339832, МПК F02K 9/50 - аналог), содержащая топливные баки горючего и окислителя с перекладными мембранами, магистрали подачи топлива и систему наддува топливных баков, включающую баллоны высокого давления, связанные пневмомагистралями с газовыми полостями топливных баков, датчики и блок управления.

Известна система подачи топлива двигательной установки, входящая в принципиальную схему реактивной системы управления на двухкомпонентном жидком топливе (Н.М. Беляев, Е.И. Уваров. Расчет и проектирование реактивных систем управления космических летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1974, стр.135, рис.4.2 - аналог), состоящая из топливных баков, баллона высокого давления со сжатым газом, который служит для обеспечения выдавливания топлива из топливных баков и подачи его к ЖРД посредством топливных магистралей, баллон высокого давления связан с газовыми полостями топливных баков пневмомагистралью, содержащей клапаны и датчик давления.

Известна система подачи топлива двигательной установки космического летательного аппарата (патент RU №2189485, МПК F02K 9/50 - аналог), состоящая из топливных баков с сильфонными вытеснителями, магистралей подачи топлива, системы наддува топливных баков, сигнализаторов давления и системы автоматического управления.

Наиболее близким то технической сущности и достигаемому результату к предложенному техническому решению является система подачи топлива двигательной установки, включающая в себя систему наддува топливных баков (патент RU №2414620, МПК F02K 9/50), содержащую блок управления, топливные баки горючего и окислителя с перегородками и аккумулятор высокого давления, связанные между собой трубопроводами с установленными в них последовательно электроклапанами, топливные магистрали с клапанами и датчики давления.

Недостатками известного технического решения, а также выше описанных конструкций являются отсутствие гарантий сохранения сжатого газа на проведение тормозного импульса для увода КА с орбиты и спуска на Землю после длительного орбитального полета и невозможность при чрезвычайных обстоятельствах продления срока орбитальной эксплуатации КА, то есть недостаточная надежность системы подачи топлива двигательной установки КА.

Задачей заявляемого технического решения является обеспечение гарантированного схода космического аппарата с орбиты после длительной эксплуатации для спуска на Землю и повышение надежности системы подачи топлива двигательной установки космического аппарата.

Поставленная задача решается тем, что система подачи топлива ДУ КА, содержащая блок управления, топливные баки с перегородками, разделяющими их на жидкостную и газовую 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.

Сущность предложенного технического решения поясняется чертежом, на котором приведена принципиальная пневмогидравлическая схема системы подачи топлива двигательной установки космического аппарата.

Устройство системы подачи топлива ДУ КА состоит из блока управления 1 (на чертеже у словно не показан), топливного бака 2 горючего с деформируемой металлической перегородкой 3, разделяющей его на газовую полость 4 и жидкостную полость 5, топливного бака 6 окислителя с деформируемой металлической перегородкой 7, разделяющей его на газовую полость 8 и жидкостную полость 9, баллона высокого давления 10 для хранения сжатого газа, связанного с газовыми полостями 4 и 8 топливных баков 2 и 6 пневмомагистралью 11, в которой параллельно установлены две пары последовательно соединенных электропневмоклапанов 12 и 13, дополнительного баллона высокого давления 14, соединенного с пневмомагистралью 11 автономным трубопроводом 15, двух пар параллельно установленных в пневмомагистрали 11 и автономном трубопроводе 15 пироклапанов 16 и 17, топливной магистрали 18 горючего и топливной магистрали 19 окислителя, соединяющих топливные баки 2 и 6 с реактивным двигателем 20, при этом в каждой топливной магистрали 18 и 19 установлены электрожидкостные клапаны 21 и 22, а в одной из топливных магистралей (например, в топливной магистрали 18 горючего) перед электрожидкостным клапаном 21 размещены сигнализаторы давления 23 и 24.

Устройство системы подачи топлива ДУ КА работает следующим образом.

Блок управления 1 после вывода КА ракетой-носителем на опорную орбиту подает команду на срабатывание пироклапанов 16 (второй пироклапан 16 используется в качестве резервного) и электропневмоклапанов 12 (второй электропневмоклапан 12 установлен последовательно для обеспечения надежности закрытия), после чего сжатый газ из баллона высокого давления 10 посредством пневмомагистрали 11 заполняет газовые полости 4 и 8 топливных баков 2 и 6, воздействуя своим давлением через деформируемые металлические перегородки 3 и 7 на жидкие компоненты топлива. При этом давление в жидкостных полостях 5 и 9 топливных баков 2 и 6 повышается, после чего компоненты топлива заполняют топливные магистрали 18 и 19, давление в которых так же повышается. Сигнализатор давления 23 настроен на наибольшее допустимое давление, а сигнализатор давления 24 - на наименьшее допустимое давление работы реактивного двигателя 20. При достижении в топливной магистрали 18 наибольшего допустимого давления сигнализатор давления 23 выдает об этом сигнал в блок управления 1 КА, от которого поступает команда на закрытие электропневмоклапанов 12. Реактивный двигатель 20 приводится в готовность к работе. После получения команды от блока управления 1 КА на выдачу определенных тяговых импульсов для ориентации КА на орбите или для коррекции (подъема) орбиты открываются электрожидкостные клапаны 21 и 22, при этом компоненты топлива под давлением поступают непосредственно к реактивному двигателю 20. При расходе топлива объем жидкостных полостей 5 и 9 топливных баков 2 и 6 уменьшается, под действием давления сжатого газа деформируемые металлические перегородки 3 и 7 прогибаются, объем в газовых полостях 4 и 8 топливных баков 2 и 6 увеличивается и давление в них уменьшается. При снижении давления в топливной магистрали 18 до наименьшего допустимого для работы реактивного двигателя 20 срабатывает сигнализатор давления 24 и через блок управления 1 КА подается команда на открытие одной из пар электропневмоклапанов 12 или 13 (вторая пара используется в качестве резервной), после чего газ из баллона высокого давления 10 поступает в газовые полости 4 и 8 топливных баков 2 и 6, поднимая в них давление до наибольшего допустимого давления работы реактивного двигателя 20, то есть цикл поддержания рабочего давления в топливных баках 2 и 6 повторяется до окончания работы (потребления топлива) реактивным двигателем 20. Для обеспечения полной программы орбитальной эксплуатации КА расходуется весь газ, запасенный в баллоне высокого давления 10. Для обеспечения гарантированного управляемого спуска КА с орбиты после длительной эксплуатации на Землю на завершающем этапе эксплуатации КА используется дополнительный баллон высокого давления 14 с автономным трубопроводом 15 и пироклапанами 17. Дополнительный баллон высокого давления 14 находится в ампулизированном заправленном состоянии все время орбитального полета, обеспечивая сохранность сжатого газа в дополнительном баллоне высокого давления 14 для гарантированного выполнения завершающих операций. Его герметичность обеспечивается парой пироклапанов 17, которые срабатывают от блока управления 1 КА по команде с Земли. После прорыва пироклапанов 17 система подачи топлива работает по описанной выше схеме. При этом, при необходимости (как вариант изменения программы полета), вместо создания тормозного импульса сжатый газ из дополнительного баллона высокого давления 14 можно использовать при чрезвычайных обстоятельствах для продления орбитальной эксплуатации КА с последующим неуправляемым спуском для самоуничтожения в плотных слоях атмосферы, что повышает надежность системы подачи топлива.

Заявленная конструкция позволяет обеспечить гарантированный спуск космического аппарата с орбиты после длительной эксплуатации на Землю и повысить надежность системы подачи топлива его двигательной установки.

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, отличающаяся тем, что 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.



 

Похожие патенты:

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.

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).
Наверх