Бак топливный для хранения и подачи жидких компонентов

Изобретение относится преимущественно к топливной системе двигательных установок космических объектов. Корпус бака выполнен из двух полукорпусов (4, 5), в которых установлены сильфоны (6, 7). Торцевые гофры сильфонов герметично соединены с крышками (8, 9), имеющими ограничители хода (10, 11), размещенные в газовых полостях (Г1, Г2) полукорпусов (4, 5). С другой стороны гофры жестко закреплены на торцевых шпангоутах полукорпусов так, что между ними образуются полость и кольцевой зазор, обеспечивающие подачу компонента в жидкостную полость (Ж) через штуцер (1). В кольцевой зазор установлен стопор (14) хода сильфонов (6, 7), выполненный с отверстиями для прохода жидкости. На сильфонах (6, 7) через определенное число гофров установлены гофры большего внешнего диаметра с размещенными на их кромках фторопластовыми кольцами, скользящими по корпусу. При подаче газа (азота, гелия) через штуцеры (2) и (3) в полости (Г1) и (Г2) сильфоны (6) и (7) сжимаются, вытесняя жидкость из полости (Ж). При этом только указанные фторопластовые кольца контактируют с внутренней поверхностью бака. Техническим результатом является повышение надежности за счет уменьшения хода подвижной части сильфона и площади (мест) ее контакта с корпусом, а также ремонтопригодности конструкции сильфона на стадии его изготовления и испытаний. 5 ил.

 

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, в частности к устройствам для хранения и подачи жидких компонентов топлива в двигательные установки космических кораблей, орбитальных станций и блоков выведения космических аппаратов.

Известна конструкция бака топливного космического аппарата для хранения и подачи жидких компонентов (см. патент на изобретение RU №2522763 - аналог), состоящего из герметичного корпуса с входными и выходными штуцерами и внутренней металлической диафрагмы переменной толщины, разделяющей топливный бак на газовую и жидкостную полости. Подачу компонентов топлива к потребителю производят посредством наддува газом топливного бака и выдавливания металлической диафрагмой компонентов топлива в магистрали подачи к потребителю - реактивным двигателям двигательной установки космического корабля.

Недостатком вышеописанного устройства является невозможность многократной дозаправки топливного бака космического аппарата (на орбите) ввиду его недостаточной живучести из-за возникновения дополнительных напряжений (с последующим разрушением) во внутренней металлической диафрагме при ее многоразовой (полной - от крайнего - до крайнего положений) перекладке.

Известно устройство для хранения и подачи жидких компонентов, установленное в топливном отсеке космического корабля (см. патент на изобретение RU №2132804 - аналог) содержащее раму с установленными на ней системой наддува и топливными баками горючего и окислителя, включающими корпус и внутреннюю эластичную мембрану. Подачу топлива осуществляют методом выдавливания, подавая давление газа от системы наддува в газовые полости топливных баков, и посредством внутренней эластичной мембраны передавливают жидкое топливо в магистрали подачи компонентов топлива потребителю.

Известно также устройство для хранения и подачи жидких компонентов (см. патент на изобретение RU №2301180 - прототип) состоящий из корпуса с размещенным в нем сильфоном, разделяющим внутреннюю емкость на жидкостную и газовую полости. Жидкостная полость снабжена штуцером для подключения к магистралям подачи топлива, а газовая полость снабжена штуцером для подключения к газовым магистралям.

Недостатком известного технического устройства является то, что все гофры сильфона контактируют с внутренней поверхностью корпуса бака, что создает дополнительное сопротивление при возвратно-поступательном движении сильфона. При значительных размерах сильфона (≥∅500 мм, ход ≥1200 мм) - это дополнительный элемент ненадежности. К тому же, такая конструкция при всей своей сложности и дороговизне является абсолютно неремонтопригодной и если после сборки сильфона в процессе его испытаний перед установкой в бак выявляется негерметичность сильфона, то вся конструкция бракуется.

Задачей предложенного технического решения является расширение эксплуатационных возможностей, повышение надежности за счет уменьшения мест контакта сильфона с корпусом, уменьшения хода каждой подвижной части сильфона при сохранении его общего хода, а также появления возможности ремонтопригодности конструкции на стадии изготовления и испытаний сильфона (до установки каждой из его половинок в свой полукорпус).

Поставленная задача решается, а технический результат достигается тем, что в баке топливном для хранения и подачи жидких компонентов, состоящем из корпуса, жидкостной полости, снабженной штуцером для подключения к магистралям подачи топлива, газовой полости, снабженной штуцером для подключения к газовым магистралям, и сильфона, отличающийся тем, что корпус выполнен в виде двух полукорпусов, причем каждый полукорпус топливного бака имеет автономную газовую полость и в каждом полукорпусе установлен сильфон, причем торцевые гофры каждого сильфона с одной стороны герметично соединены с крышкой, взаимодействующей при максимальном растяжении сильфона с его ограничителем хода, размещенным в газовой полости каждого полукорпуса; а с другой стороны жестко закреплены на торцевых шпангоутах полукорпусов таким образом, что при соединении торцевых шпангоутов полукорпусов образуется полость, а между торцевыми гофрами установлен стопор хода сильфонов с выполненными в нем отверстиями, служащими для подачи жидких компонентов в жидкостную полость сильфонов, при этом на каждом сильфоне через определенное количество гофр выполнены гофры большего диаметра, с размещенными на них фторопластовыми кольцами.

Предлагаемый бак топливный для хранения и подачи жидких компонентов иллюстрируется чертежами, представленными на фиг. 1-5.

На фиг. 1 представлен разрез общего вида бака топливного.

На фиг. 2 представлен поперечный разрез А-А бака топливного (сильфон не показан).

На фиг. 3 представлено сечение Б-Б бака топливного, где показаны установка стопора хода между сильфонами, а также стык полукорпусов.

На фиг. 4 (выносной элемент Д) представлены гофры с внешней кромкой большего диаметра, с размещенными на них фторопластовыми кольцами (корпус бака топливного не показан).

На фиг. 5 (выносной элемент Е) представлена линия обреза внешней кромки при ремонте сильфона (фторопластовое кольцо и корпус бака топливного не показаны).

Бак топливный для хранения и подачи жидких компонентов, показанный на фиг. 1 в полностью заправленном состоянии, состоит из корпуса, жидкостной полости Ж, снабженной штуцером 1 для подключения к магистралям подачи топлива, и двух автономных газовых полостей Г1 и Г2, снабженных штуцерами 2 и 3 для подключения к газовым магистралям.

Корпус бака топливного выполнен в виде двух полукорпусов 4 и 5, в каждом из которых установлен сильфон 6 (7), причем торцевые гофры каждого сильфона 6 (7) с одной стороны герметично соединены с крышкой 8 (9), взаимодействующей при максимальном растяжении сильфона 6 (7) с его ограничителем хода 10 (11), размещенным в газовой полости каждого полукорпуса 4 (5), а с другой стороны жестко закреплены любым известным способом (например, сваркой) на торцевых шпангоутах полукорпусов 4 (5) таким образом, что между ними образуется полость 12, а между торцевыми гофрами сильфонов - кольцевой зазор 13, служащие для подачи жидкого компонента в жидкостную полость (Ж), который поступает через штуцер 1.

В кольцевой зазор 13 между торцевыми гофрами установлен стопор хода 14 сильфонов 6 и 7 с выполненными в нем отверстиями 15, служащими для подачи жидкого компонента в жидкостную полость (Ж) сильфонов 6 и 7. На сильфонах 6 и 7 через определенное количество гофров установлены гофры 16 с внешней кромкой большего диаметра с размещенными на них фторопластовыми кольцами 17.

Устройство работает следующим образом.

По команде от системы управления (СУ) изделием через штуцеры 2 и 3 в газовые полости (Г1, Г2) под давлением подается газ (азот, гелий). Под воздействием перепада Рг>Рж давления (Рг - давление в газовой полости, Рж - давление в жидкостной полости) сильфоны 6 и 7 начинают сжиматься (направление сжатия показано стрелками), уменьшаясь в объеме и вытесняя из жидкостной полости (Ж) горючее (окислитель) в силовую установку космического аппарата (КА). При этом только фторопластовые кольца 17 сильфонов 6 и 7 контактируют с внутренней поверхностью корпуса бака топливного. По команде от СУ изделием перекрываются клапана на газовой магистрали и процесс подачи горючего (окислителя) прекращается. При полной выработке горючего (окислителя) крышки 8 и 9 сильфонов 5 и 6 упрутся в стопор хода 14 с разных сторон практически одновременно и дальнейшее сжатие сильфонов 5 и 6 будет невозможно. В этом случае остаток горючего (окислителя) в баке будет минимален.

На любом этапе, в том числе и при полной выработке горючего (окислителя), возможна дозаправка КА, которая осуществляется следующим образом: по команде от СУ изделием через штуцер 1 в полость Ж под давлением подается горючее (окислитель). Под воздействием перепада (Рг<Рж) давления сильфоны начинают увеличивать свой объем (направление движения - против стрелок). При взаимодействии крышек 8 и 9 с ограничителями хода 10 и 11 процесс дозаправки прекращается. Процесс дозаправки также может быть неоднократно повторен на любом этапе эксплуатации КА.

Предложенное техническое решение позволит расширить эксплуатационные возможности и повысить надежность за счет введения фторопластовых колец на гофрах большего диаметра и, следовательно, уменьшения мест контакта сильфона с корпусом, а также уменьшения хода каждой подвижной части сильфона при сохранении его общего хода. К тому же, в процессе изготовления и испытаний сильфонов (до установки каждой из его половинок в свой полукорпус) при обнаружении негерметичности на любом этапе возможно осуществлять ремонт сильфона, срезая сварные швы по периметру гофр с внешней кромкой большего диаметра и таким образом удаляя и заменяя негерметичный сегмент.

Бак топливный для хранения и подачи жидких компонентов, состоящий из корпуса, жидкостной полости, снабженной штуцером для подключения к магистралям подачи топлива, газовой полости, снабженной штуцером для подключения к газовым магистралям, и сильфона, отличающийся тем, что корпус выполнен в виде двух полукорпусов, причем каждый полукорпус топливного бака имеет автономную газовую полость и в каждом полукорпусе установлен сильфон, причем торцевые гофры каждого сильфона с одной стороны герметично соединены с крышкой, взаимодействующей при максимальном растяжении сильфона с его ограничителем хода, размещенным в газовой полости каждого полукорпуса, а с другой стороны жестко закреплены на торцевых шпангоутах полукорпусов таким образом, что при соединении торцевых шпангоутов полукорпусов образуется полость, а между торцевыми гофрами установлен стопор хода сильфонов с выполненными в нем отверстиями, служащими для подачи жидких компонентов в жидкостную полость сильфонов, при этом на каждом сильфоне через определенное количество гофров выполнены гофры большего диаметра, с размещенными на них фторопластовыми кольцами.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к регулируемым узлам крепления конструкций с интерфейсом на стропах. Регулируемый узел крепления состоит из площадки со стропами, накладки и кронштейна, жестко фиксированных между собой с помощью крепежных элементов, а также внутреннего и внешнего кронштейнов, форма которых выбрана из условия исключения их перемещения относительно силовой конструкции корпуса.

Изобретение относится к приводам для разворота оборудования относительно корпуса космического аппарата (КА). Привод для разворота оборудования на космическом носителе, не создающий реактивного момента, включает в свой состав двигатель привода, статор которого укреплен на корпусе космического носителя, а ротор связан с разворачиваемым оборудованием, систему управления двигателем и маховик-компенсатор реактивного момента.

Группа изобретений относится к средствам и методам выведения, работы на орбите и увода с орбиты автоматических полезных нагрузок (ПН) с помощью беспилотного ракетно-космического комплекса (РКК).

Изобретение относится к конструкции и сборке космических объектов, например орбитальных станций. Строительный модуль (в составе платформы) в виде полой 6-гранной или 4-гранной призмы (1) снабжён дополнительными плоскими элементами (2).

Группа изобретений относится преимущественно к внешнему оборудованию спутников (солнечным батареям, антеннам и т.п.). Устройство содержит упруго трансформируемые ленты («рулетки») (31а, 31b, 31c), согнутые U–образно и закрепленные на гибкой плёнке или полотне (30).

Группа изобретений относится преимущественно к внешнему оборудованию спутников (солнечным батареям, антеннам и т.п.). Устройство содержит упруго трансформируемые ленты («рулетки») (31а, 31b, 31c), согнутые U–образно и закрепленные на гибкой плёнке или полотне (30).

Изобретение относится к оборудованию многофункциональных космических аппаратов (МКА), предназначенных для калибровки и юстировки радиолокационных станций (РЛС), а также для дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ).

Изобретение относится к устройствам для экспериментов в условиях микрогравитации. Устройство для обеспечения свободной ориентации сферы относительно внешних силовых полей содержит поддерживающую конструкцию, сферу, два блокирующих элемента, действующих с противоположных сторон на сферу и предназначенных для удерживания сферы в правильном положении во время нерабочей фазы устройства, по меньшей мере четыре средства обеспечения капель, расположенные симметрично вокруг сферы и выполненные с возможностью образования капель и сохранения их с требуемой температурой, и изоляционную герметизированную конструкцию, предназначенную для изоляции упомянутых устройств от окружающей среды и для предотвращения осаждения пыли на поверхность сферы и на четыре полученные капли, и средство охлаждения, предназначенное для сохранения сферы с температурой ниже чем температура капель.

Изобретение относится к космической технике. Способ изготовления космического аппарата (КА) включает изготовление комплектующих, сборку КА, содержащего систему электропитания, проведение испытаний КА.

Изобретение относится к средствам перевода трансформируемых конструкций (например, солнечных батарей) космического аппарата из сложенного положения в раскрытое.

Изобретение относится к наземного обслуживанию воздушных судов. Малогабаритный буксировщик воздушных судов с дистанционным управлением содержит приемник сигнала, микроконтроллер управления, источник питания, сервопривод (19) управляемых колес, управляемые колеса (21), вилки (20) управляемых колес, механизм фиксации колес передней стойки воздушного судна.

Изобретение относится к наземному обеспечению воздушных судов, в частности к их буксированию. Способ буксировки реализуется использованием малогабаритного буксировщика с дистанционным управлением, включающего рампу (8) механизма подъема и фиксации колес передней стойки воздушного судна и фиксатор колес (11) передней стойки воздушного судна.

Устройство относится к аэродромным средствам, предназначенным для транспортировки летательных аппаратов. Устройство содержит тягач, с размещенной на нем вращающейся в горизонтальной плоскости платформой, на которой жестко закреплен нижней частью пневмотканевый подъемник, на верхней части которого размещена площадка, выполненная из двух частей в форме фюзеляжа летательного аппарата, соединенные между собой силовым гидроцилиндром с возможностью перемещаться в горизонтальной плоскости.

Изобретение относится к области авиации, в частности к устройствам транспортировки самолетов. Устройство для транспортирования самолетов содержит тягач, подвижный электроагрегат, буксировочную тележку и догружающее устройство.

Изобретение относится к области авиации, в частности к буксировочным устройствам самолетов. Соединительное устройство для присоединения к шасси самолета имеет первый и второй адаптеры для шасси разных типов и заменяющее устройство для позиционирования по выбору первого или второго адаптеров шасси.

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам наземного обслуживания. Устройство для буксировки летательного аппарата содержит тяги с узлами крепления к тягачу, передней и основным стойкам шасси летательного аппарата.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам перемещения летательных аппаратов на аэродромах. Система для транспортировки летательных аппаратов по открытой площадке аэродрома от места стоянки до взлетной полосы и от места посадки до места стоянки с выключенными двигателями содержит направляющие канавки (5), в которых движутся направляющие штифты (9), установленные в стыковочных пунктах (8) и крепящиеся захватом предпочтительно к переднему колесу (10) летательного аппарата (4).

Изобретение относится к области кораблестроения, преимущественно к оборудованию вертолётных площадок на судовой палубе. Ангар для палубного вертолёта содержит корпус и средства крепления к палубе судна.

Изобретение относится к области обслуживания самолетов, более конкретно к способу буксировки самолетов. Способ буксировки заключается в том, что используется устройство для буксировки самолетов, содержащее тягач - подвижный электроагрегат, водило, взаимодействующее с передней стойкой самолета, и буксировочную тележку, состоящую из рамы и ведущих колес, имеющих дифференциальный привод от приводного устройства.

Изобретение относится к конструкции шасси воздушного судна и касается трехопорной конструкции шасси. Конструкция шасси содержит узел передней опоры шасси и узел основной опоры шасси.

Изобретение относится к резервированию электронной аппаратуры. Технический результат - обеспечение длительного срока активного существования электронного устройства в условиях воздействия ионизирующего излучения. Для этого предложен способ адаптивного резервирования электронных блоков приборов бортовой аппаратуры космического аппарата в условиях воздействия ионизирующего излучения, который заключается в том, что в электронном устройстве устанавливают идентичные основной и резервный блоки, дозовый детектор и блок сбора и обработки данных, при этом предварительно по результатам испытаний для конкретных микросхем выявляют зависимость вероятности возникновения одиночного отказа от уровня накопленной дозы, а также зависимость предельной поглощенной дозы от электрического режима работы, в процессе работы регистрируют показания дозового детектора и вычисляют интегральную дозу ионизирующего излучения и на основании информации об интегральной дозе генерируют управляющие сигналы на переключение работы с основного блока на резервный и обратно для равномерного распределения накопленной дозы на каждый из блоков. 3 з.п. ф-лы.

Изобретение относится преимущественно к топливной системе двигательных установок космических объектов. Корпус бака выполнен из двух полукорпусов, в которых установлены сильфоны. Торцевые гофры сильфонов герметично соединены с крышками, имеющими ограничители хода, размещенные в газовых полостях полукорпусов. С другой стороны гофры жестко закреплены на торцевых шпангоутах полукорпусов так, что между ними образуются полость и кольцевой зазор, обеспечивающие подачу компонента в жидкостную полость через штуцер. В кольцевой зазор установлен стопор хода сильфонов, выполненный с отверстиями для прохода жидкости. На сильфонах через определенное число гофров установлены гофры большего внешнего диаметра с размещенными на их кромках фторопластовыми кольцами, скользящими по корпусу. При подаче газа через штуцеры и в полости и сильфоны и сжимаются, вытесняя жидкость из полости. При этом только указанные фторопластовые кольца контактируют с внутренней поверхностью бака. Техническим результатом является повышение надежности за счет уменьшения хода подвижной части сильфона и площади ее контакта с корпусом, а также ремонтопригодности конструкции сильфона на стадии его изготовления и испытаний. 5 ил.

Наверх