Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата, содержащая маршевый двигатель с насосной системой подачи компонентов топлива в камеру сгорания из объемных баков 1 низкого давления, двигатели 5 ориентации и стабилизации с подачей компонентов топлива в камеры сгорания из баков 10 высокого давления, при этом баки 10 высокого давления выполнены малообъемными и проточными, разделены подвижным герметичным элементом - сильфоном 14 на жидкостную 11 и газовую 15 полости, при этом объемные баки 1 дополнительно сообщены с жидкостными полостями 11 малообъемных баков 10 магистрали 4, в этих магистралях 4 установлены насосы 6 с приводом от электродвигателей 7, обратные клапаны 9, жидкостные полости 11 малообъемных баков 10 сообщены с входами в двигатели 5 ориентации и стабилизации, их газовые полости 15 заполнены газом наддува и герметично отдалены от жидкостных полостей 11 баков и окружающей среды, а на входах магистралей подачи компонентов топлива в двигатели 5 ориентации и стабилизации последовательно установлены сигнализаторы давления 12 верхнего и нижнего уровня давления компонентов топлива и регуляторы 13 давления. Изобретение обеспечивает снижение массы конструкции двигательной установки. 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкциях жидкостных ракетных двигательных установок (ЖРДУ), в состав которых входят маршевый двигатель с насосной системой подачи компонентов топлива в камеру сгорания из объемных баков низкого давления и двигатели ориентации и стабилизации с вытеснительной системой подачи компонентов топлива из баков высокого давления в камеры сгорания импульсных двигателей малой тяги.

Общеизвестно использование в системе подачи компонентов топлива для питания двигателей малой тяги баков с компонентами топлива с давлением в баках 15-20 кгс/см2. При этом подача компонентов топлива из баков высокого давления в двигатели ориентации и стабилизации осуществляется за счет вытеснения компонентов топлива давлением газа (азот, гелий и т.д.), что требует иметь для этого в составе системы подачи баллоны с газом высокого давления и соответствующую аппаратуру: консервационные клапаны высокого давления, редукторы и т.д.

Все это приводит к усложнению конструкции и увеличению массы системы подачи двигательной установки.

Известна принятая за прототип предлагаемого изобретения двигательная установка, описанная в книге: Г.Г. Гахун и др. «Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей», Москва, Машиностроение, 1989 г., стр. 29-30.

В этой двигательной установке подача компонентов топлива из баков в камеру сгорания маршевого двигателя обеспечивается насосами с приводом от электродвигателей, которые получают электроэнергию от аккумуляторных батарей.

Предлагаемое изобретение направлено на снижение массы конструкции ДУ. Поставленная цель обеспечивается тем, что в жидкостной ракетной двигательной установке космического аппарата, содержащей маршевый двигатель с насосной системой подачи компонентов топлива в камеру сгорания из объемных баков низкого давления, двигатели ориентации и стабилизации с подачей компонентов топлива в камеры сгорания из баков высокого давления, систему наддува объемных баков низкого давления, в соответствии с изобретением баки высокого давления выполнены малообъемными и проточными, разделены подвижным герметичным элементом - сильфоном на жидкостную и газовую полости, при этом объемные баки дополнительно сообщены с жидкостными полостями малообъемных баков магистралями, в этих магистралях установлены насосы с приводом от электродвигателей и обратные клапаны, жидкостные полости малообъемных баков сообщены со входами в двигатели ориентации и стабилизации, их газовые полости заполнены газом наддува и герметично отделены от жидкостных полостей баков и окружающей среды, а на входах магистралей подачи компонентов топлива в двигатели ориентации и стабилизации последовательно установлены сигнализаторы верхнего и нижнего уровня давления компонентов топлива и регуляторы давления.

Сущность изобретения поясняется представленной на чертеже схемой ЖРДУ.

В состав ЖРДУ входят: объемные баки 1 компонентов топлива (горючего и окислителя) низкого давления, система наддува 2 баков, магистрали 3 подачи компонентов топлива в маршевый двигатель, магистрали 4 подачи компонентов топлива в двигатели 5 ориентации и стабилизации.

В магистралях 4 последовательно установлены и сообщены между собой насосы 6 с приводом от электродвигателей 7, питающихся от аккумуляторных батарей 8, обратные клапаны 9. На выходах жидкостных полостей 11 малообъемных баков 10 установлены сигнализаторы давления 12 верхнего и нижнего уровней давления компонентов топлива и регуляторы давления 13.

Малообъемные баки содержат сильфоны 14, разделяющие жидкостную и газовую 15 полости баков.

При работе ДУ компоненты топлива из баков 1 окислителя и горючего под давлением газа системы наддува 2 поступают по трубопроводам 3 в насосную систему подачи маршевого двигателя, а по трубопроводам 4 через насосы 6, обратные клапаны 9, жидкостные полости 11 баков 10, через проточные полости регуляторов давления 13 - на входы в двигатели 5 ориентации и стабилизации.

Питание маршевого двигателя осуществляется по трубопроводам 3 из объемных баков 1 под низким давлением, поддерживаемым системой наддува 2.

Для обеспечения необходимого (более высокого) давления подачи компонентов топлива в двигатели 5 ориентации и стабилизации система управления ДУ подает напряжение электрического тока от аккумуляторов 8 на электродвигатели 7 насосов 6, после чего насосы 6 подают компоненты топлива (горючее и окислитель), повышая их давление, из баков 1 через обратные клапаны 9 в жидкостные полости 11 малообъемных баков 10.

При заполнении жидкостных полостей 11 газовые полости 15 баков 10, герметично отделенные от жидкостных полостей 11 подвижным герметичным элементом, например сильфоном 14, сжимаются, вследствие чего давления в них и, соответственно, в жидкостных полостях 11 увеличиваются.

При повышении давления в жидкостных полостях 11 баков 10 до определенного уровня сигнализаторы давления 12 верхнего уровня дают команду на снятие напряжения от аккумуляторов 8 на электродвигатели 7 насосов 6 горючего и окислителя. Насосы 6 отключается. Прекращается подача компонентов топлива в жидкостные полости 11 баков 10 и повышение давления в них.

При необходимости система управления изделия выдает команду на включение двигателей 5. Компоненты топлива поступают в двигатели 5 через регуляторы 13 из жидкостных полостей 11 баков 10. При этом регуляторы 13 поддерживают постоянство нужных величин давлений компонентов топлива на входах в двигатели 5, увеличивая или уменьшая величины своих проходных сечений. Давление компонентов топлива в жидкостных полостях 11 баков 10 начинает снижаться. До определенного момента регуляторы давления 13 поддерживают постоянство давлений на входах в двигатели 5.

При падении величин давления в малообъемных баках 6 ниже определенного уровня по команде сигнализаторов 12 нижнего уровня давлений система управления изделия дает команду на подачу напряжения электрического тока от аккумуляторов 8 на электродвигатели 7 насосов 6. Насосы 6 начинают подавать компоненты топлива из объемных баков 1 низкого давления в жидкостные полости 11 малообъемных баков 6. Давление в баках 10 и на входах в двигатели 5 повышается до величин, при которых срабатывают сигнализаторы давления 12 верхнего уровня, по сигналам которых система управления выключает электродвигатели 7. Таким образом, обеспечивается требуемое давление питания двигателей 5 компонентами топлива.

Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата, содержащая маршевый двигатель с насосной системой подачи компонентов топлива в камеру сгорания из объемных баков низкого давления, двигатели ориентации и стабилизации с подачей компонентов топлива в камеры сгорания из баков высокого давления, систему наддува объемных баков низкого давления, отличающаяся тем, что баки высокого давления выполнены малообъемными и проточными, разделены подвижным герметичным элементом - сильфоном на жидкостную и газовую полости, при этом объемные баки дополнительно сообщены с жидкостными полостями малообъемных баков магистралями, в этих магистралях установлены насосы с приводом от электродвигателей и обратные клапаны, жидкостные полости малообъемных баков сообщены с входами в двигатели ориентации и стабилизации, их газовые полости заполнены газом наддува и герметично отделены от жидкостных полостей баков и окружающей среды, а на входах магистралей подачи компонентов топлива в двигатели ориентации и стабилизации последовательно установлены сигнализаторы верхнего и нижнего уровня давления компонентов топлива и регуляторы давления.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к наддуву топливных баков ракетного двигателя. Устройство содержит основной нагреватель (58), приспособленный для нагревания компонента ракетного топлива, поступающего из бака (16) перед его возвращением в этот бак.

Изобретение относится к ракетной технике. Способ дросселирования тяги ЖРД, основанный на снижении массовых расходов компонентов топлива в камеру с нерегулируемыми форсунками, при котором после уменьшения массовых расходов ниже заданных значений подают газ в полости магистралей питания камеры на входах в форсуночную головку камеры и смешивают его с жидкими компонентами топлива, создавая гомогенные мелкодисперсные эмульсии компонентов топлива, относительные объемные газосодержания которых увеличивают с увеличением степени дросселирования тяги.

Изобретение относится к ракетным двигателям. В ракетном двигателе, содержащем газогенератор, связанный газоводами с теплообменником и смесительной головкой камеры сгорания через дроссель с баками горючего и окислителя, снабженном системой автоматического запуска и управления, согласно изобретению газогенератор оснащен запальным устройством со свечой зажигания, форсункой, соединенной с воздушным баллоном, баком горючего, а также двумя инжекторами с форсунками, один из которых присоединен через дроссель к баку с горючим, другой - через дроссель к баку с окислителем, при этом оба инжектора через газозаборники соединены с полостью высокого давления газогенератора.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке ракеты-носителя (РН) для легких нагрузок. Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) включает камеры сгорания, четыре пневмонасосных агрегата для подачи топлива и окислителя, бак с гелием высокого давления, бак с жидким метаном, при этом каждый пневмонасосный агрегат содержит два выхода для отвода газообразной и жидкой компоненты, причем газообразные компоненты метана, кислорода отводятся к рулевым камерам сгорания для последующего дожигания.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано в космической технике или авиации. Способ создания тяги двигателя, основанный на использовании энергетических ресурсов топлива, в котором рабочее тело вводят в сопло тангенциально с критической скоростью в поперечном направлении и обеспечивают потоку круговое - вращательное движение по всей длине сопла.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано для спуска отделяющихся частей ступеней ракеты после выключения маршевого жидкостного ракетного двигателя (ЖРД).
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, причем в камеру сгорания подается боран, или силан, или фосфин, или герман, или другие гидриды, имеющие положительную энтальпию образования из простых веществ, или их смесь при температуре, обеспечивающей самоподдерживающийся характер реакции термического разложения указанных веществ за счет тепла экзотермической реакции.

Изобретение относится к двигательным средствам летательных аппаратов (ЛА). ЛА содержит вспомогательные реактивные двигатели, амортизатор и блок управления, сообщенный с амортизатором.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигателях космических объектов (КО). Система отбора жидкости в ракетный двигатель КО содержит бак с нижним днищем с приямком, расходным клапаном с дополнительной полостью, заборное устройство, крепежные элементы.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к моделированию процесса сжигания продуктов газификации неизрасходованных остатков жидких компонентов ракетного топлива в баках отработанной ступени ракеты-носителя.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата, содержащая маршевый двигатель с насосной системой подачи компонентов топлива в камеру сгорания из объемных баков 1 низкого давления, двигатели 5 ориентации и стабилизации с подачей компонентов топлива в камеры сгорания из баков 10 высокого давления, при этом баки 10 высокого давления выполнены малообъемными и проточными, разделены подвижным герметичным элементом - сильфоном 14 на жидкостную 11 и газовую 15 полости, при этом объемные баки 1 дополнительно сообщены с жидкостными полостями 11 малообъемных баков 10 магистрали 4, в этих магистралях 4 установлены насосы 6 с приводом от электродвигателей 7, обратные клапаны 9, жидкостные полости 11 малообъемных баков 10 сообщены с входами в двигатели 5 ориентации и стабилизации, их газовые полости 15 заполнены газом наддува и герметично отдалены от жидкостных полостей 11 баков и окружающей среды, а на входах магистралей подачи компонентов топлива в двигатели 5 ориентации и стабилизации последовательно установлены сигнализаторы давления 12 верхнего и нижнего уровня давления компонентов топлива и регуляторы 13 давления. Изобретение обеспечивает снижение массы конструкции двигательной установки. 1 ил.

Наверх