Двигательная установка космического летательного аппарата



Двигательная установка космического летательного аппарата
Двигательная установка космического летательного аппарата
Двигательная установка космического летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2539064:

Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках (ДУ) космических летательных аппаратов (КЛА). ДУ КЛА содержит криогенный бак с экранно-вакуумной теплоизоляцией и каналом с теплообменником, расходный клапан, бустерный насос, заборное устройство с накопителем капиллярного типа с теплообменником и дроссельным устройством, пневмогидравлическую систему с трубопроводом. Размеры поперечного сечения канала соответствуют максимальным наружным размерам поперечного сечения теплообменника. Изобретение позволяет охладить криогенный компонент в накопителе капиллярного типа. 3 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть применено в криогенной жидкостной ракетной двигательной установке космического летательного аппарата.

При хранении криогенного топлива между запусками двигателя имеет место прогрев конструкции заборного устройства бака и прилегающей к ней криогенной жидкости. Для исключения перегрева криогенной жидкости и образования паровой фазы из-за поступления теплопритоков от бустерного насоса и через теплоизоляцию нижнего днища заборное устройство термостатируется за счет установки на нем теплообменника испарительного типа. В качестве теплоносителя в теплообменнике используется криогенная жидкость, поступающая из бака через дозирующее устройство.

Обычно теплообменник располагается на наружной поверхности нижнего днища, так как при расположении его на внутренней поверхности нижнего днища ухудшаются условия течения жидкости при заборе ее из бака, увеличиваются гидравлические остатки незабора топлива. Для обеспечения передачи тепла по конструкции к теплоносителю необходим хороший тепловой контакт канала теплообменника с заборным устройством. Что обычно обеспечивается за счет сварки или пайки.

Организация передачи тепла по конструкции с обеспечением ее термостатирования включает подачу криогенной жидкости из криогенного бака через дозирующее устройство в теплообменник, расположенный на внешней поверхности заборного устройства (см. «Капиллярные системы отбора жидкости из баков космических летательных аппаратов». Авторы: В.В. Багров, А.В. Курпатенков, В.Н. Поляев, А.Л. Синцов, В.Ф. Сухоставец. Москва, УНПЦ «Энергомаш», 1977 г., стр.99-105) - прототип.

На поверхности накопителя, предназначенного для удержания криогенной жидкости (например, жидкого кислорода), расположен охлаждающий змеевик (теплообменник). Змеевик (теплообменник) установлен также на нижнем днище криогенного бака, что предотвращает поступление тепла к накопителю от бустерного турбонасосного агрегата, а также поступление внешнего теплопритока к этой части поверхности криогенного бака.

Охладителем в теплообменнике является хранимый в накопителе криогенный компонент, который во время полета поступает из накопителя через дроссельное устройство в канал теплообменника, где из-за уменьшения давления насыщения и соответственно снижения температуры появляется разница между температурой охладителя и конструкцией. Криогенный компонент в теплообменнике частично испаряется и удаляется в окружающее пространство. Это устройство термостатирования испарительного типа, в котором подвод тепла к теплообменнику, расположенному на внешней поверхности криогенного бака, и охладителю в нем происходит за счет теплопроводности по конструкции заборного устройства.

В прототипе теплообменник расположен на внешней поверхности конструкции заборного устройства (нижнего днища) криогенного бака, не имеющего каких-либо неровностей. Расположение и крепление теплообменника выполнено на гладкой поверхности.

Недостатком такого решения является следующее.

Наличие на наружной поверхности нижнего днища каких-либо конструктивных выступов или на ней размещено навесное оборудование (например, элементы пневмогидравлической системы, датчики и др.) значительно затрудняет обеспечение необходимой эффективности охлаждения криогенного компонента из-за невозможности размещения теплообменника необходимой размерности и, как следствие, недостаточного теплового контакта теплообменника с нижним днищем.

Задачей предложенной двигательной установки космического летательного аппарата является обеспечение необходимой эффективности охлаждения криогенного компонента в накопителе капиллярного типа под сеточным разделителем при невозможности размещения теплообменника упомянутого накопителя необходимой размерности на внешней поверхности нижнего днища криогенного бака.

Задача решается за счет того, что в двигательной установке космического летательного аппарата, включающей криогенный бак с экранно-вакуумной теплоизоляцией, расходный клапан, бустерный насос и заборное устройство криогенного бака, причем заборное устройство смонтировано на нижнем днище и содержит накопитель капиллярного типа с теплообменником под сеточным разделителем и дроссельное устройство для подачи криогенной жидкости с заданным расходом из накопителя капиллярного типа в теплообменник, со стороны внутренней полости криогенного бака в теле нижнего днища выполнен канал, размеры поперечного сечения которого соответствуют максимальным наружным размерам поперечного сечения теплообменника. В канале заподлицо с внутренней поверхностью нижнего днища размещен теплообменник. Выход теплообменника герметично проходит через нижнее днище и с наружной стороны криогенного бака сообщен с трубопроводом пневмогидравлической системы двигательной установки космического летательного аппарата.

В качестве примера на фиг.1 представлен общий вид заборного устройства криогенного бака двигательной установки космического летательного аппарата, на фиг.2 показано соединение выхода теплообменника с нижним днищем криогенного бака, на фиг.3 дан вид на нижнее днище со стороны внутренней полости криогенного бака, где:

1 - криогенный бак;

2 - экранно-вакуумная теплоизоляция;

3 - расходный клапан;

4 - бустерный насос;

5 - нижнее днище;

6 - накопитель капиллярного типа;

7 - теплообменник;

8 - сеточный разделитель;

9 - дроссельное устройство;

10 - канал;

11 - крепежные элементы;

12 - тарель;

13 - вырезы;

14 - внутренняя полость криогенного бака;

15 - вход теплообменника;

16 - полость накопителя капиллярного типа;

17 - выход теплообменника;

18 - переход ник;

19 - трубопровод;

20 - глухие резьбовые отверстия.

В двигательную установку космического летательного аппарата, включающую криогенный бак 1 с экранно-вакуумной теплоизоляцией 2, расходный клапан 3, бустерный насос 4 и заборное устройство криогенного бака 1, причем заборное устройство смонтировано на нижнем днище 5 и содержит накопитель капиллярного типа 6 с теплообменником 7 под сеточным разделителем 8 и дроссельное устройство 9 для подачи криогенной жидкости с заданным расходом из накопителя капиллярного типа 6 в теплообменник 7, со стороны внутренней полости криогенного бака 14 в теле нижнего днища 5 выполнен канал 10, размеры поперечного сечения которого соответствует максимальным наружным размерам поперечного сечения теплообменника 7. В канале 10 заподлицо с внутренней поверхностью нижнего днища 5 размещен теплообменник 7. Выход теплообменника 17 герметично проходит через нижнее днище 5 и с наружной стороны криогенного бака 1 сообщен с трубопроводом 19 пневмогидравлической системы двигательной установки космического летательного аппарата.

Например, для криогенного бака 1 из алюминиевого сплава из условия прочности конструкции при наличии на криогенном баке 1 бустерного насоса 4 и разделительного клапана 3 нижнее днище 5 имеет профиль с увеличением толщины в направлении фланца крепления к криогенному баку 1 бустерного насоса 4, в теле которого выполняется спиралевидный канал 10 для теплообменника 7.

Как один из вариантов, например, для удержания теплообменника 7 на нижнем днище 5 могут быть выполнены глухие резьбовые отверстия 20, к которым с помощью крепежных элементов 11 (например, с помощью винтов с потайной головкой) закреплена тарель 12. Тарель 12 повторяет профиль нижнего днища 5, прилегает к его поверхности, удерживая теплообменник 7 в канале 10. В тарели 12 выполнены вырезы 13, сообщающие полость накопителя капиллярного типа 16 с каналом 10, обеспечивая уменьшение термического сопротивления передачи тепла от криогенной жидкости под сеточным разделителем 8, от бустерного насоса 4 и внешнего теплопритока через экранно-вакуумную теплоизоляцию 2 к охладителю в теплообменнике 7.

Между теплообменником 7 и стенкой канала 10 имеются технологические зазоры, которые при заполнении его газом, обладают повышенным термическим сопротивлением, что снижает интенсивность передачи тепла по конструкции от фланца бустерного насоса 4 и внешнего теплопритока через экранно-вакуумную теплоизоляцию 2 криогенного бака 1 к охладителю в теплообменнике 7. Наличие местных зазоров между нижним днищем 5 и тарелью 12 также создает термическое сопротивление, препятствующее охлаждению жидкости под сеточным разделителем 8.

Эти факторы в условиях ограниченной площади нижнего днища 5 под сеточным разделителем 8 не позволяют даже за счет увеличения длины теплообменника 7 решить задачу обеспечения требуемой температуры криогенной жидкости под сеточным разделителем 8 и температурного режима конструкции нижнего днища 5.

Наличие пазов 13 в тарели 12 позволяет заполнить криогенной жидкостью зазоры между теплообменником 7 и каналом 10, а также заполнить зазоры между нижним днищем 5 и тарелью 12, при этом термическое сопротивление зазоров снижается более чем на порядок, и в суммарном термосопротивлении передачи тепла к охладителю оно составляет незначительную долю. Длина пазов 13 в тарели 12 на ~10% превышает расстояние между соседними участками канала 10. Суммарная площадь пазов 13 должна составлять от 10 до 20% площади тарели. Пазы 13 должны быть равномерно распределены на поверхности тарели 12 с направлением их осей симметрии к оси криогенного бака 1.

Вход теплообменника 15 проходит через один из вырезов 13 тарели 12, а выход теплообменника 17 проходит через другой вырез 13 тарели 12 и соединен, например, с переходником 18, который герметично введен в состав нижнего днища 5. С наружной стороны криогенного бака 1 к переходнику 18 стыкуется трубопровод 19 пневмогидравлической системы двигательной установки космического летательного аппарата.

Кроме того, тарель 12 обеспечивает течение криогенной жидкости при заборе ее из криогенного бака 1 с минимальным сопротивлением.

Теплообменник 7, например, также может быть закреплен с помощью прижимов.

Двигательная установка космического летательного аппарата, включающая криогенный бак 1 с экранно-вакуумной теплоизоляцией 2, расходный клапан 3, бустерный насос 4 и заборное устройство криогенного бака 1, причем заборное устройство смонтировано на нижнем днище 5 и содержит накопитель капиллярного типа 6 с теплообменником 7 под сеточным разделителем 8 и дроссельное устройство 9 для подачи криогенной жидкости с заданным расходом из накопителя капиллярного типа 6 в теплообменник 7, работает следующим образом.

Во время заправки криогенного бака 1, в котором за счет кипения криогенной жидкости на заливаемых поверхностях элементы конструкции, например тарель 12, нижнее днище 5 и теплообменник 7 охлаждаются до температуры насыщения жидкости при располагаемом давлении в криогенном баке 1 образующийся пар всплывает вверх. По мере охлаждения конструкции криогенная жидкость (например, через пазы 13 в тарели 12) заполняет канал 10 в нижнем днище 5, в котором расположен теплообменник 7.

Теплообменник 7 гидравлически соединен с окружающей средой (космическим пространством) через пневмогидравлическую систему двигательной установки, и давление в нем ниже давления насыщения криогенной жидкости под сеточным разделителем 8. За дроссельным устройством 9 криогенная жидкость частично газифицируется, ее температура и температура канала 10 теплообменника 7 становятся ниже температуры криогенной жидкости под сеточным разделителем 8. За счет разницы температур происходит охлаждение и конденсация газообразной фазы криогенной жидкости в зазорах. За счет того, что давление насыщения охлажденной криогенной жидкости ниже давления криогенной жидкости, находящейся над нижним днищем 5, происходит заполнение зазоров криогенной жидкостью. Это существенно улучшает передачу тепла теплопроводностью к каналу 10 теплообменника 7 и к охладителю в нем. Поэтому в процессе пребывания двигательной установки космического летательного аппарата в космических условиях тепло от бустерного насоса 4, внешнего теплопритока через экранно-вакуумную теплоизоляцию 2 к нижнему днищу 5, а также тепло от криогенной жидкости под сеточным разделителем 8 передается охладителю в теплообменнике 7, испаряя его. Так осуществляется поддержание в требуемом температурном диапазоне температура криогенной жидкости под сеточным разделителем 8 в промежутках времени между включениями двигательной установки.

Предложенная двигательная установка космического летательного аппарата обеспечивает необходимую эффективность охлаждения криогенного компонента в накопителе капиллярного типа 6 под сеточным разделителем 8 за счет размещения теплообменника 7 в канале 10, выполненном в теле нижнего днища 5 криогенного бака 1 при невозможности размещения теплообменника 7 необходимой размерности на внешней поверхности нижнего днища 5 криогенного бака 1.

Двигательная установка космического летательного аппарата, включающая криогенный бак с экранно-вакуумной теплоизоляцией, расходный клапан, бустерный насос и заборное устройство криогенного бака, причем заборное устройство смонтировано на нижнем днище и содержит накопитель капиллярного типа с теплообменником под сеточным разделителем и дроссельное устройство для подачи криогенной жидкости с заданным расходом из накопителя капиллярного типа в теплообменник, отличающаяся тем, что со стороны внутренней полости криогенного бака в теле нижнего днища выполнен канал, размеры поперечного сечения которого соответствуют максимальным наружным размерам поперечного сечения теплообменника, в канале заподлицо с внутренней поверхностью нижнего днища размещен теплообменник, выход теплообменника герметично проходит через нижнее днище и с наружной стороны криогенного бака сообщен с трубопроводом пневмогидравлической системы двигательной установки космического летательного аппарата.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетным топливам для жидкостных, твердотопливных и гибридных ракетных двигателей, содержащих окислитель и горючие вещества. Окислитель ракетного топлива содержит нитрат бора.

Изобретение относится к обработке металлов давлением, в частности к способам объемной штамповки и ротационной вытяжки с утонением тонкостенных оболочек - тел вращения.

Устройство управления вектором тяги реактивного двигателя (РД) включает истекающий из камеры сгорания топлива поток плазмы вдоль сопла Лаваля, продольные парные электромагниты управления, установленные на внешней поверхности расширяющейся части сопла, МГД-генератор электрического тока, установленный в самом узком (критическом) сечении сопла, стабилизатор и выпрямитель электрического тока, и система управления летательного аппарата (ЛА), управляющая электромагнитами.
Изобретение относится к ракетному топливу для ракетного двигателя. Ракетное топливо содержит горючее и окислитель.

Изобретение относится к ракетному топливу для ракетного двигателя. Ракетное топливо содержит горючее и окислитель.

Изобретение относится к ракетным топливам для жидкостных, твердотопливных и гибридных ракетных двигателей. Ракетное топливо содержит горючее, которое представляет собой боразин, и окислитель.

Способ относится к аэрокосмической технике и включает в себя управление вектором тяги реактивного двигателя, истекающий из камеры сгорания поток топлива вдоль сопла Лаваля, продольные парные электромагниты управления, установленные на внешней поверхности расширяющейся части сопла, МГД-генератор электрического тока, установленный в самом узком (критическом) сечении сопла, стабилизатор и выпрямитель электрического тока и систему управления летательного аппарата, управляющую электромагнитами.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракетных летательных аппаратов и ракетных двигателей. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в ЖРД. .

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере планеты путем регулирования его аэродинамического качества (АК). На начальном участке полета скорость КА в атмосфере увеличивается (КА движется к условному перицентру орбиты).

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере планеты путем регулирования его аэродинамического качества (АК). Способ заключается в выборе условий переключения угла крена на нулевое значение, с обеспечением перевода КА с изотемпературного участка (ИТУ) спуска на рикошетирующую траекторию.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), на котором размещены теплоизлучающий радиатор и солнечная батарея (СБ). Способ включает выполнение полета КА по орбите вокруг планеты с разворотом СБ в положение, соответствующее совмещению нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце.

Изобретение относится к космическим тросовым системам (КТС) и может быть использовано для перевода КТС в ротационный режим в плоскости орбиты без использования реактивных двигателей.

Группа изобретений относится к управлению угловым движением космического аппарата (КА). Способ включает дополнительное формирование сигналов оценки угла ориентации и угловой скорости вращения КА.

Изобретение относится к управлению ориентацией искусственного спутника Земли (ИСЗ) с панелями солнечных батарей (ПСБ). Согласно предложенному способу осуществляют необходимые развороты ИСЗ вместе с ПСБ и, отдельно, ПСБ - вокруг первой и второй осей.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), на котором размещены теплоизлучающий радиатор и солнечная батарея (СБ). Способ включает выполнение полета КА по орбите вокруг планеты с разворотом СБ в положение, соответствующее совмещению нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) и, конкретно, к удержанию геосинхронного КА в заданной области стояния и коллокации с другими геостационарными КА.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА). Согласно предложенному способу определяют тяги двигателей коррекции (ДК)(управляющих ускорений) по суммарным изменениям периода обращения КА от коррекции к коррекции.

Изобретение относится к управлению движением космических аппаратов (КА) с использованием сил давления солнечного излучения, распределенных по рабочим зонам КА. Последние формируют в виде плоских параллельных оптически прозрачных капельных потоков.

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