Топливный бак двигательной установки космического аппарата

Изобретение относится к космической технике. Топливный бак двигательной установки (ДУ) космического аппарата (КА) содержит корпус, образованный герметично соединенными между собой полусферами со штуцерами для подсоединения газовых магистралей и фланцами для закрепления топливных магистралей, вытеснитель, размещенный внутри корпуса и имеющий закрепленную внутри корпуса бака эластичную оболочку, каркас которой имеет ребра жесткости. Вытеснитель выполнен из двух одинаковых частей, прикрепленных в стыке полусфер под эластичной оболочкой, каждая из которых выполнена в виде диафрагменного элемента круглой формы, центр которого совпадает с центром вытеснителя, и диафрагменных поясов из материала с термомеханическим эффектом памяти формы, соединительных поясов, расположенных в одной плоскости с диафрагменными поясами из однотипных соединителей, продольные оси которых равномерно расположены вдоль лучей, выходящих из центра диафрагменного элемента. Соединители первого пояса расположены между диафрагменным элементом и первым диафрагменным поясом, а соединители других поясов прикреплены к соответствующим диафрагменным поясам и крепежному диску в торце полусферы. Техническим результатом изобретения является снижение массы ДУ и повышение ее живучести. 3 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Изобретение относится к области космической техники и предназначено для использования в двигательных установках (ДУ) космических аппаратов (КА).

Известен топливный бак жидкостной ракеты, содержащий сферический корпус со штуцерами наддува и фланцами подсоединения топливных магистралей, содержащий металлическое сильфонное вытеснительное устройство (см. Пневмогидравлические системы двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями. Под редакцией академика В.Н. Челомея. М. «Машиностроение», 1978 г. стр. 21-22, 25, 58-60).

Сильфон является самым надежным средством разделения газа надува и топлива. Жидкое топливо может располагаться как внутри, так и снаружи сильфона. Он позволяет многократно проводить заправки бака, является наиболее долговечным разделителем газа и топлива.

Недостатки баков с сильфонами заключаются в большой массе, наличии перекосов при вытеснении, высокой трудоемкости изготовления.

Указанные недостатки привели к тому, что на КА получили наибольшее применение баки с эластичной диафрагмой.

В качестве прототипа к предлагаемому изобретению предлагается сферический бак, содержащий эластичное вытеснительное устройство (ЭВУ) (Патент РФ 2096648. МПК F02K 11/00, B64G 1/40. Топливный бак (варианты). Деревянко В.М., Назаров С.П., Тараканов А.В., Ткаченко А.И., Фишер А.Я.). Бак содержит корпус образованный двумя полусферами, герметично соединенными между собой, со штуцерами для подсоединения газовых магистралей и фланцами для закрепления топливных магистралей, вытеснитель, размещенный внутри корпуса и имеющий закрепленную внутри корпуса бака эластичную оболочку, каркас которой имеет ребра жесткости. Преимущества бака заключаются в том, что вытеснение топлива из бака обеспечивает возможность простого запуска и остановки ДУ КА.

Основной недостаток заключается в способе вытеснительной подачи топлива из бака, для реализации которого на борту КА находится газобаллонная система наддува баков сжатым газом ([1], стр. 28). Заправленные газовые баллоны, совместно с арматурой, составляют значительную часть массы ДУ КА. На грузовых транспортных КА масса вытеснительной системы подачи составляет ~21% от общей массы ДУ. При этом давление гелия в шар-баллонах может достигать 350 кгс/см2. Высокое давление понижает свойство живучести ДУ так как ей, как системе, сложно противостоять внешним и внутренним воздействиям негативных факторов, имея в своем составе элемент, заряженный механической энергией газа высокого давления. В условиях длительного космического полета, а также в случае использования ДУ в посадочных модулях КА, совершающих посадку и взлет с других планет, для сохранения герметичности и избегания катастрофических разрушений конструкции от действия перегрузок ударного характера и факторов космического пространства, обеспечению живучести придается решающее значение.

Техническим результатом изобретения является снижение массы ДУ и повышения ее живучести за счет изменения конструкции бака.

Для достижения технического результата в баке двигательной установки космического аппарата, содержащем корпус, образованный герметично соединенными между собой полусферами со штуцерами для подсоединения газовых магистралей и фланцами для закрепления топливных магистралей, вытеснитель, размещенный внутри корпуса и имеющий закрепленную внутри корпуса бака эластичную оболочку, каркас которой имеет ребра жесткости, вытеснитель выполнен из двух одинаковых частей, прикрепленных в стыке полусфер под эластичной оболочкой, каждая из которых выполнена в виде диафрагменного элемента круглой формы, центр которого совпадает с центром вытеснителя и, n-x диафрагменных поясов, где n=1,2,…,N, из материала с термомеханическим эффектом памяти формы, и m-x соединительных поясов, где m=1,2,…,M, M=N+1, расположенных в одной плоскости с n-ми диафрагменными поясами, из km-го числа однотипных соединителей, где km=1,2,…,Km, продольные оси которых равномерно расположены вдоль лучей, выходящих из центра диафрагменного элемента, с угловым расстоянием между лучами 2π/Кm, при этом соединители первого пояса (m=1) расположены между диафрагменным элементом и первым диафрагменным поясом (n=1), а kм-е соединители М-го пояса прикреплены к N-му диафрагменному поясу и крепежному диску прикрепленному к торцу полусферы, причем плоские поверхности диафрагменного элемента, диафрагменных поясов и соединительных поясов, обращены в сторону эластичной оболочки, два штуцера с редукторами установлены в каждой из полусфер, а фланец расположен у линии стыка, при этом объем внутри эластичной оболочки вытеснителя соединен через осевое отверстие фланца с топливной магистралью двигательной установки, кроме того на каждой из полусфер корпуса установлено N+1 герморазъемов токовых вводов, с двумя силовыми клеммами, к которым подсоединены двухпроводные тоководы, с подключенными электронагревателями, расположенными на наружных поверхностях диафрагменного элемента и диафрагменных поясов, обращенных в сторону внутренних поверхностей полусфер.

Топливный бак двигательной установки космического аппарата, в котором каждый из km-x соединителей, для m=1,2,…,М-1, выполнен из двух пластин трапециевидной формы, с соединяющим их выступом, выполненном в виде прямой четырехугольной призмы с продольным пазом, при этом одни плоские поверхности пластин выполнены заподлицо с одной из поверхностей призмы с продольным пазом, каждая из пластин содержит также продольный глухой паз, с продольными выступами на других поверхностях пластин вдоль глухого паза, прямоугольные выступы km-x соединителей расположены между диафрагменным элементом и первым диафрагменным поясом, а также между n-ми диафрагменными поясами и обращены в сторону эластичной оболочки, кроме того каждый соединитель снабжен двумя хвостовиками, выполненными в виде усеченных равнобедренных треугольников, которые прикреплены к двум смежным n-м диафрагменным поясам и наружной поверхности диафрагменного элемента, причем плоскости оснований треугольников выполнены заподлицо с торцами диафрагменных поясов и диафрагменного элемента, на каждом хвостовике расположены продольные направляющие ребра, на концах которых, со стороны основания хвостовика, выполнены крепежные выступы, направляющие ребра на хвостовиках расположены в пазах пластин трапециевидной формы со стороны продольных выступов и прикреплены при помощи прижимных пластин к крепежным выступам, а каждый kм - й соединитель выполнен в виде половины km-го соединителя с продольным разрезом призмы вдоль паза, при этом на поверхности образованной плоскости размещен установочный кронштейн с ушным отверстием для продольного крепления, с подвижной для вращения пальцевой фиксацией kM-го соединителя на крепежном диске через отверстия вкладышей.

Топливный бак двигательной установки космического аппарата, в котором каркас эластичной оболочки выполнен с ребрами жесткости в виде сетки с ромбообразными ячейками.

Топливный бак двигательной установки космического аппарата, в котором диафрагменный элемент и n-е диафрагменные пояса изготовлены из одного сплава с термомеханическим эффектом памяти формы, при этом соотношения компонент сплава диафрагменного элемента и диафрагменных поясов, определяющие температуры завершения обратного перехода мартенсита в аустенит диафрагменного элемента Тв и диафрагменных поясов T1…N, соответствуют условиям выполнения неравенств

Тв1<T2<…<TN.

Для пояснения сути предложенного технического решения, представлены:

Фиг. 1 - общий вид бака в исходном состоянии вытеснителей.

Фиг. 2 - общий вид бака в рабочем состоянии вытеснителей.

Фиг. 3 - элемент km-го соединителя.

Фиг. 4 - элемент kM-го соединителя.

Фиг. 5 - общий вид установки соединителей на диафрагменном элементе и диафрагменных поясах в исходном состоянии вытеснителя.

Фиг. 6 - крепление km-x соединителей в местах их размещения на диафрагменном элементе и диафрагменных поясах.

Фиг. 7 - крепление кM-го соединителя в местах их размещения на диафрагменном поясе и крепежном диске.

Фиг. 8 - схема размещения каркаса эластичной оболочки.

На фиг. 1 введены обозначения:

1 - первая полусфера бака;

2 - вторая полусфера бака;

3 - штуцер;

4 - редуктор;

5 - фланец;

6 - втулка фланца;

7 - эластичная оболочка;

8 - диафрагменный элемент;

9 - диафрагменный пояс 1-й;

10 - диафрагменный пояс 2-й;

11 - соединитель km - го типа (средний);

12 - соединитель kM - го типа (крайний);

13 - крепежный диск;

14 - соединительный болт;

15 - герморазъем токового ввода;

16 - силовые клеммы;

17- двухпроводный токовод;

18 - электронагреватель.

Бак состоит из двух полусфер 1 и 2, каждая из которых содержит штуцер 3 с установленным двухсторонним редуктором 4. У линии стыка полусфер установлен фланец 5 с втулкой 6, осевое отверстие втулки соединяет внутренний объем эластичной оболочки 7 с топливной магистралью двигательной установки. При этом сама оболочка 7, имеющая дискообразную форму, закреплена краем в стыке полусфер 1 и 2. Каждый из двух вытеснителей содержит диафрагменный элемент 8 и n-е диафрагменные пояса 9 (n=1,2,…,N) (в конкретном примере n=1, N=2). Диафрагменный элемент 8 и диафрагменные пояса 9, 10 между собой связаны при помощи km-x (km=1,2,…,Km) однотипных соединителей 11, продольные оси которых равномерно расположены вдоль лучей, выходящих из центра диафрагменный элемента 8, с угловым расстоянием между лучами 2π/Кm. В рассмотренном случае: для соединения диафрагменного пояса 9 и диафрагменного элемента 8 (n=1), Km=20; для соединения диафрагменного пояса 9 и диафрагменного пояса 10 (N=2), Km=30. При этом N-й диафрагменный пояс связан соединителями kM - го типа путем установки кронштейнов 21 во вкладыши крепежного диска 13 с подвижной для вращения пальцевой фиксацией через ушные отверстия кронштейнов (kM = 45). Герметичность соединения полусфер 1 и 2, с расположенной в стыке эластичной оболочкой 7, обеспечивается соединительными болтами 14, равномерно распределенными по окружности стыка.

Для обеспечения электрического подогрева диафрагменных элементов 8 и диафрагменных поясов 9 и 10 на каждой из полусфер 1 и 2 предусмотрены герморазъемы токовых вводов 15. Общее количество герморазъемов токовых вводов N+1, соответствует числу диафрагменных поясов (N) 9, 10 и каждому диафрагменному элементу 8. В герморазъем токового ввода 15 вмонтированы силовые клеммы 16, к которым подсоединяется двухпроводный токовод 17. К тоководам подключены электронагреватели 18, расположенные на наружных поверхностях диафрагменного элемента и диафрагменных поясов, обращенных в сторону внутренних поверхностей полусфер. При этом диафрагменные элементы и n-е диафрагменные пояса изготовлены из одного сплава с термомеханическим эффектом памяти формы (например, никелида титана). А соотношения компонент сплава диафрагменного элемента и диафрагменных поясов, определяющее температуры завершения обратного перехода мартенсита в аустенит диафрагменного элемента Тв и диафрагменных поясов T1…N, соответствуют условиям выполнения неравенств

Tв<T1<T2<…<TN.

С учетом указанного температурного нагрева рассчитывается мощность источника питания для электронагревателей 18 (см, например, Барвинок В.А., Богданович В.И., Грошев А.А. и др. Методика проектирования силовых приводов из материала с эффектом памяти формы для ракетно-космической техники // Известия Самарского научного центра Российской академии наук, т. 15, №6, 2013. С. 272-277).

На фиг. 2 показан общий вид бака в рабочем состоянии вытеснителей, с обозначениями соответствующими фиг. 1. При этом показана сжимающая эластичная полость, образованная оболочкой 7, облегаемая диафрагменными элементами 8, диафрагменными поясами 9 и 10, а также соединительными поясами с km - ми и kM - ми соединителями. Кроме того, показано размещение двухпроводных тоководов 17 между полусферами и диафрагменными элементами 8, а также диафрагменными поясами 9 и 10.

На фиг. 3 введены обозначения конструктивного элемента km - го соединителя 11:

19 - трапециевидная пластина первая;

20 - трапециевидная пластина вторая;

21 - выступ;

22 - продольный паз выступа;

23 - продольный глухой паз трапециевидной пластины;

24 - боковые выступы на поверхности пластин.

Плоские поверхности первой 19 и второй 20 пластин выполнены заподлицо с одной из поверхностей выступа 21, выполненного в виде прямой четырехугольной призмы. При этом выбрана поверхность выступа 21 со стороны продольного паза 22. Каждая из трапециевидных пластин 19 и 20 содержит также продольный глухой паз 23, с продольными выступами на других поверхностях пластин 24 вдоль глухого паза 23.

На фиг. 4, кроме ранее введенных обозначений для конструктивного элемента km - го соединителя на фиг. 3, дополнительно введено обозначение установочного кронштейна 25 с ушным отверстием kM - го соединителя 12.

На фиг. 5, кроме ранее введенных обозначений на фиг. 1 - фиг. 4, введены обозначения элементов соединителей 11, 12:

26 - хвостовик первый;

27 - хвостовик второй;

28 - направляющее ребро хвостовика;

29 - крепежный выступ;

30 - прижимная пластина;

31 - крепежный винт прижимной пластины.

Каждый хвостовик 26, 27 выполнен в виде усеченных равнобедренных треугольников, которые прикреплены к двум смежным n-м диафрагменным поясам 9, 10 и наружной части диафрагменного элемента 8. Причем плоскости оснований треугольников выполнены заподлицо с торцами диафрагменных поясов 9,10 и диафрагменного элемента 8. На каждом хвостовике 26, 27 расположены продольные направляющие ребра 28, на концах которых, со стороны основания хвостовика, выполнены крепежные выступы 29. Направляющие ребра 28 на хвостовиках расположены в пазах 23 пластин 19 и 20 трапециевидной формы со стороны боковых выступов 24. Направляющие ребра 28 хвостовиков 26, 27, прикреплены при помощи прижимных пластин 30 к крепежным выступам 29, крепежными винтами 31. При этом прямоугольные выступы 21 km-x соединителей расположены между n-ми диафрагменными поясами и диафрагменным элементом и обращены в сторону эластичной оболочки 7. Таким образом, хвостовики 26, 27 могут перемещаться по пазам 23, посредством направляющих ребер 28.

На фиг. 6 показано крепление km-х соединителей в местах размещения на диафрагменном элементе и диафрагменных поясах с использованием прижимных пластин 30 и крепежных винтов 31, установленных в крепежные выступы 29 на направляющих ребрах 28 хвостовиков 26 и 27 (фиг. 5).

На фиг. 7 показано крепление kM-о соединителя в месте его размещения на диафрагменном поясе и крепежном диске, при этом введены дополнительные обозначения:

32 - фиксирующий палец;

33 - вкладыш;

34 - крепежный винт вкладыша.

В ушное отверстие 25 установочного кронштейна kM - го соединителя, вставляется фиксирующий палец 32 скользящей посадки, на который насаживаются вкладыши 33. Таким образом производится фиксация kM-го соединителя. Далее зафиксированный соединитель через вкладыши 33, крепежными винтами 34 крепится к крепежному диску 13.

На фиг. 8 показано фрагментарно размещение вытеснительной оболочки 7 над плоскими поверхностями соединителей 11, 12, в составе соединительных поясов и над плоскими поверхностями диафрагменного элемента 8 и диафрагменных поясов 9 и 10. Выступающие части соединителей 11 и 12 в виде пластин трапециевидной формы, установленных на хвостовиках, обращены в сторону внутренних поверхностей полусфер бака 1 и 2. Оболочка 7 показана в рабочем состоянии своего прилегания к вытеснителю после заправки бака топливом. При этом пространственный каркас эластичной оболочки 7, выполнен в виде сетки с ромбообразными ячейками.

Первоначально производится сборка двух вытеснителей в исходное положение, представляющее собой дискообразную плоскость, образованную из плоского диска диафрагменного элемента 8 и набора плоских колец диафрагменных поясов 9, 10, соединенных между собой поясами km-го типа соединителей. При этом на крайнем плоском диске диафрагменного пояса 10, устанавливается соединительный пояс из kM-го типа соединителей, закрепленных к крепежному диску 13.

Крепление соединителей производится в соответствии с фиг. 5. При этом трапециевидные пластины 19 и 20, продольными пазами 23 устанавливаются на направляющие ребра хвостовиков 28 до упора боковых выступов 24. Далее производится крепление трапециевидных пластин 19 и 20 к крепежным выступам 29 с помощью прижимных пластин 30 и крепежных винтов 31.

До сборки плоские диски и кольца, изготовленные из никелида титана (например), проходят выдержку в течение часа при определенной температуре (750°С) и закалку в аргоне для уменьшения анизотропности свойств (см. Вяххи И.Э., Гончарук П.Д., Иванькин М.А. и др. Технические решения для адаптивных авиационных конструкций с использованием сплавов с памятью формы. Ученые записки ЦАГИ. Том XXXVIII. №3-4. 2007. С. 158-168).

Далее каждый вытеснитель деформируется до «запоминаемой» формы в виде полусферы и «заневолевается» в специальном приспособлении. Диафрагменным диску и кольцам придаются необходимые формы сферического сегмента и сферического пояса за счет упругой деформации, а соединителям (изготовленным из сплава алюминия, например) - за счет упругой деформации пластин и пластичной деформации изгиба по продольным пазам 22 выступа 21. После деформации производится термическая стабилизация формы вытеснителя при определенной температуре и продолжительности по времени. При этом никелид титана в конце стабилизации находится в аустенитном состоянии Затем производится охлаждение вытеснителя и освобождение из фиксирующего приспособления. Он сохраняет форму полусферы, за вычетом незначительной доли упругой деформации. При этом в никелиде титана происходит прямой переход из аустенитного в мартенситное состояние Таким образом, вытеснителю придается рабочая форма (фиг. 8).

Далее на диафрагменный элемент 8 и диафрагменные пояса 9, 10 приклеиваются, через прослойку изоляции, электронагреватели 18, охватывающие наружные поверхности элемента и поясов. Электронагреватели 18 подключаются через двухпроводные тоководы 17 к силовым клеммам 16.

В рабочей форме вытеснитель, с установленными электронагревателями монтируется в полусферу и закрепляется в ней kM-ми соединителями (фиг. 7). Отросток эластичной оболочки 7 надевается на втулку фланца 6, вставленную во фланец 5. После этого оболочка 7 размещается между двумя полусферами 1 и 2, таким образом, чтобы фланец 5 занял свое посадочное место между полусферами. Далее производится соединение полусфер болтами 14. При этом торец эластичной оболочки 7 зажимается между полусферами 1 и 2, втулка 6 обжимается посадочным отверстием между полусферами, а фланец 5 фиксируется герметичным образом между полусферами. Таким образом, внутренний объем оболочки 7 изолируется от остального объема бака, разделенного на две половины - между оболочкой и полусферами.

Заявленный топливный бак работает следующим образом. Перед заправкой вакуумируют через редукторы 4, полости размещения вытеснителей между первой 1 и второй 2 полусферами и эластичной оболочкой 7 (объемы вытеснителей) до давления P1 при атмосферном давлении внутри объема оболочки. За счет перепада давлений оболочка облегает внутреннюю поверхность вытеснителя и в промежутках между соединителями прижимается к поверхности бака (фиг. 2). Далее производят проверочный надув внутреннего объема оболочки газом (например, гелием) до рабочего давления РР с нагрузочным коэффициентом k, где k>1.

Производят выдержку давления в течение определенного времени и по натеканию газа в вакуумированный объем проверяют герметичность оболочки и стыка полусфер. В случае натекания окружающего воздуха - негерметичен стык, а при наличии натекания гелия - негерметична оболочка.

После проверки герметичности вакуумируют внутренний объем оболочки до давления Р2, с условием Р21 За счет более глубокого вакуума в объемах вытеснителей оболочка находится в исходно прижатом состоянии.

Далее производят заправку внутреннего объема оболочки компонентом топлива до давления РЗ. После чего разгружают частично оболочку, путем наддува через редукторы 4 объемов вытеснителей до давления Р0 при выполнении условия РЗ0. Перепад давлений, прижимает оболочку к внутренним поверхностям вытеснителей и обеспечивает ее опору на корпусе бака между соединителями (фиг. 2). Приобретенная пространственная конфигурация оболочки обеспечивает устойчивость оболочки к воздействию колебаний топлива в баке и демпфирование колебаний топлива. В исходно обжатом состоянии оболочка находится до начала подачи топлива в двигатель.

По командам на подачу топлива в двигатель, производится последовательный подогрев вытеснителей и вытеснительных поясов по их номерам в сторону увеличения. После достижения температурами значений обратного перехода вытеснители и вытеснительные пояса занимают исходную плоскую форму (фиг. 1). Тем самым увеличивается объем между корпусом бака и оболочкой. При этом уменьшается внутренний объем оболочки с вытеснением из нее топлива в магистраль до получения значений рабочего давления. После каждого срабатывания вытеснителя, обжатая гибкая оболочка находит себе опору - снизу (со стороны вершины полусферы) в виде плоскости из диска вытеснителя и колец вытеснительных поясов с соединительными поясами и сбоку - корпуса бака, что позволяет ей сохранять форму при перепаде давления между внутренним объемом оболочки и объемами вытеснителя. Каркас эластичной оболочки выполнен в виде сетки с ромбообразными ячейками удерживает форму оболочки в местах изгиба соединительных поясов (по линии паза 22, фиг. 8), где в процессе работы вытеснителей находятся открытые (неподкрепленные) переходные поверхности между плоскостью образованной диском (и/или кольцами) и внутренней поверхностью полусферы корпуса бака.

Характеристические температуры превращения сплавов никелида титана, например, при начальной температуре превращения мартенсита в аустенит ТH = 20°С и температурах полного завершения превращения Тв = 35°С (ΔТв. = 15°С), Т1 = 40°С (ΔТ1. = 20°С), Т2 = 45°С (ΔТ2 = 25°С), позволяют последовательным нагревом вытеснителя осуществлять дискретное вытеснение (дозирование подачи) топлива из бака (см. Бледнова Ж.М., Степаненко М.А. Роль сплавов с эффектом памяти формы в современном машиностроении. Краснодар. 2012. С. 62). Тем самым обеспечивается высокая эффективность управления вытеснительной подачей топлива при запуске и остановке работы ДУ КА.

Высокая теплопроводность никелида титана, а также равномерное распределение нагревательных элементов электронагревателей (спирального или пластинчатого типа) по поверхности, позволяют осуществлять быстрый нагрев вытеснителей и вытеснительных поясов без общего нагрева топлива.

Нагрев вытеснителей бака может осуществляться и внешними источниками тепла, например солнечной энергией при соответствующей ориентации КА на Солнце и открытой для облучения поверхности бака. При этом для срабатывания вытеснителей осуществляется разогрев всей массы бака, включая массу топлива. Такой способ разогрева бака можно рассматривать в качестве резервного в случае отказа электронагревательных элементов или отсутствия необходимых мощностей электроэнергии на борту КА.

По сравнению с наиболее часто применяемыми средствами вытеснительной подачи топлива, использующими газобаллонный принцип, вновь предлагаемый бак с установленными вытеснителями имеет существенные преимущества. Если провести установку разрабатываемых баков в базовый блок ДУ транспортных пилотируемых и грузовых кораблей, то масса вытеснителя уменьшиться на ~25% (~15,5 кг).

Существенным преимуществом является также то, что на борту КА отсутствуют баллоны высокого давления газа, что значительно повышается живучесть КА. Необходимо также отметить, что допускается разгерметизация корпуса бака, при этом он сохраняет свою работоспособность без потери топлива. Корпус бака является защитной оболочкой для эластичной вытеснительной оболочки. Кроме того, защитой для оболочки являются установленные вытеснители. Потеря топлива возможна лишь при разгерметизации эластичной оболочки и одновременной разгерметизации бака.

В случае разгерметизации оболочки и герметичности бака, будет незабор некоторой части топлива, так как вытеснители не обеспечивают герметичность разделенных в баке объемов, при этом они все равно при нагреве сработают, вытеснив часть топлива в магистраль.

Таким образом, бак обладает высокой степенью живучести при аномальных ситуациях, связанных с его разгерметизацией.

Список литературы

1. Пневмогидравлические системы двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями. Под редакцией академика В.Н. Челомея. М. «Машиностроение», 1978 г.

2. Патент РФ 2096648. МПК F02K 11/00, B64G 1/40. Топливный бак (варианты). Деревянко В.М., Назаров С.П., Тараканов А.В., Ткаченко А.И., Фишер А.Я.

3. Барвинок В.А., Богданович В.И., Грошев А.А. и др. Методика проектирования силовых приводов из материала с эффектом памяти формы для ракетно-космической техники // Известия Самарского научного центра Российской академии наук, т. 15, №6, 2013. С. 272-277.

4. Вяххи И.Э., Гончарук П.Д., Иванькин М.А. и др. Технические решения для адаптивных авиационных конструкций с использованием сплавов с памятью формы. Ученые записки ЦАГИ. Том XXXVIII. №3-4. 2007. С. 158- 168.

5. Бледнова Ж.М., Степаненко М.А. Роль сплавов с эффектом памяти формы в современном машиностроении. Краснодар. 2012. С. 62.

1. Топливный бак двигательной установки космического аппарата, содержащий корпус, образованный герметично соединенными между собой полусферами со штуцерами для подсоединения газовых магистралей и фланцами для закрепления топливных магистралей, вытеснитель, размещенный внутри корпуса и имеющий закрепленную внутри корпуса бака эластичную оболочку, каркас которой имеет ребра жесткости, отличающийся тем, что вытеснитель выполнен из двух одинаковых частей, прикрепленных в стыке полусфер под эластичной оболочкой, каждая из которых выполнена в виде диафрагменного элемента круглой формы, центр которого совпадает с центром вытеснителя, и n-х диафрагменных поясов, где n=1, 2, …, N, из материала с термомеханическим эффектом памяти формы, и m-х соединительных поясов, где m=1, 2, …, M, M=N+1, расположенных в одной плоскости с n-ми диафрагменными поясами, из km-го числа однотипных соединителей, где km=1, 2, …, Km, продольные оси которых равномерно расположены вдоль лучей, выходящих из центра диафрагменного элемента, с угловым расстоянием между лучами 2π/Km, при этом соединители первого пояса (m=1) расположены между диафрагменным элементом и первым диафрагменным поясом (n=1), а kм-е соединители М-го пояса прикреплены к N-му диафрагменному поясу и крепежному диску, прикрепленному к торцу полусферы, причем плоские поверхности диафрагменного элемента, диафрагменных поясов и соединительных поясов обращены в сторону эластичной оболочки, два штуцера с редукторами установлены в каждой из полусфер, а фланец расположен у линии стыка, при этом объем внутри эластичной оболочки вытеснителя соединен через осевое отверстие фланца с топливной магистралью двигательной установки, кроме того, на каждой из полусфер корпуса установлено N+1 герморазъемов токовых вводов, с двумя силовыми клеммами, к которым подсоединены двухпроводные тоководы, с подключенными электронагревателями, расположенными на наружных поверхностях диафрагменного элемента и диафрагменных поясов, обращенных в сторону внутренних поверхностей полусфер.

2. Топливный бак двигательной установки космического аппарата по п. 1, отличающийся тем, что каждый из km-x соединителей, для m=1, 2, …, М-1, выполнен из двух пластин трапециевидной формы с соединяющим их выступом, выполненным в виде прямой четырехугольной призмы с продольным пазом, при этом одни плоские поверхности пластин выполнены заподлицо с одной из поверхностей призмы с продольным пазом, каждая из пластин содержит также продольный глухой паз с продольными выступами на других поверхностях пластин вдоль глухого паза, прямоугольные выступы km-x соединителей расположены между диафрагменным элементом и первым диафрагменным поясом, а также между n-ми диафрагменными поясами и обращены в сторону эластичной оболочки, кроме того, каждый соединитель снабжен двумя хвостовиками, выполненными в виде усеченных равнобедренных треугольников, которые прикреплены к двум смежным n-м диафрагменным поясам и наружной поверхности диафрагменного элемента, причем плоскости оснований треугольников выполнены заподлицо с торцами диафрагменных поясов и диафрагменного элемента, на каждом хвостовике расположены продольные направляющие ребра, на концах которых, со стороны основания хвостовика, выполнены крепежные выступы, направляющие ребра на хвостовиках расположены в пазах пластин трапециевидной формы со стороны продольных выступов и прикреплены при помощи прижимных пластин к крепежным выступам, а каждый km-й соединитель выполнен в виде половины km-го соединителя с продольным разрезом призмы вдоль паза, при этом на поверхности образованной плоскости размещен установочный кронштейн с ушным отверстием для продольного крепления с подвижной для вращения пальцевой фиксацией km-го соединителя на крепежном диске через отверстия вкладышей.

3. Топливный бак двигательной установки космического аппарата по пп. 1, 2, отличающийся тем, что каркас эластичной оболочки выполнен с ребрами жесткости в виде сетки с ромбообразными ячейками.

4. Топливный бак двигательной установки космического аппарата по п. 1, отличающийся тем, что диафрагменный элемент и n-е диафрагменные пояса изготовлены из одного сплава с термомеханическим эффектом памяти формы, при этом соотношения компонент сплава диафрагменного элемента и диафрагменных поясов, определяющие температуры завершения обратного перехода мартенсита в аустенит диафрагменного элемента Тв и диафрагменных поясов T1…N, соответствуют условиям выполнения неравенств



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к устройству крепления и удержания бака (100) общей цилиндрической или конусной формы с главной осью X, например, в летательном аппарате. Устройство крепления и удержания бака содержит пару первых средств (2а, 2b, 2с, 2d) удержания бака вдоль оси Z, перпендикулярной к главной оси X, на каждом из первого (101) и второго (102) концов бака, второе средство (3) удержания бака вдоль оси Y, перпендикулярной к главной оси X и к оси Z, на первом конце (101) бака и третье средство удержания, выполненное с возможностью удержания бака вдоль оси X и оси Y и соединенное со вторым концом (102) бака.

Изобретение относится к двигательным системам для малоразмерных космических аппаратов (МКА). Монолитная термостойкая диэлектрическая подложка содержит упорядоченно размещенные на поверхности конусообразные микропоры, заполненные твердым топливом.

Группа изобретений относится к космической технике. Силовой блок аппарата-носителя многоразового использования содержит ракетный двигатель (4), установленный на люльке (2).

Группа изобретений относится к космической технике. Топливный бак содержит заборное и фазоразделительное устройства.

Изобретение относится к двигательным ракетным системам для малоразмерных космических аппаратов и предназначено для использования в качестве маневрового двигателя при выполнении линейных и угловых перемещений.

Изобретение относится к двигательным ракетным системам для малоразмерных космических аппаратов и предназначено для использования в качестве маневрового двигателя при выполнении линейных и угловых перемещений.

Изобретение относится к устройствам и системам газобаллонной подачи рабочего тела в ракетные двигатели (РД) космических аппаратов (КА). Устройство подачи рабочего тела, содержащее емкость с двумя полусферами радиусом r, а также штуцер, вытеснитель, выполненный в виде корпуса в форме полого цилиндра из композитного материала с внутренним диаметром, равным внутреннему диаметру полусфер, и круговыми пазами на торцевых поверхностях, колец поджатия, выполненных за одно целое с полусферами из композитного материала, расположенных в торцовых плоскостях полусфер при совпадении внутренних диаметров указанных колец с внутренними диаметрами полусфер, элементов вытеснения в виде сплошных круговых пластин из сплава с эффектом памяти формы, прилегающих к внутренним поверхностям полусфер, а также закрытых в пазах корпуса вытеснителя кольцами поджатия, при этом расстояние от торцевой поверхности элемента вытеснения до торцевой части паза корпуса равно πr/2+Δr, где Δr - поправка на линейное расширение элемента вытеснения при нагреве сплава с эффектом памяти формы, а штуцер установлен на боковой цилиндрической поверхности корпуса вытеснителя, каждый элемент вытеснения снабжен элементами подвода нагрева, при этом полусферы, а также корпус вытеснителя с кольцами поджатия размещены в силовом кожухе.

Траектория полета двухступенчатой ракеты (1) периодически прогнозируется в течение полета, и прогнозируемая точка падения, когда блок (11) первой ступени ракеты или обтекатель (15) отделяется и отбрасывается от второй ступени (13) ракеты, периодически прогнозируется в каждой промежуточной запланированной точке на прогнозируемой траектории полета.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции двигательных модулей. Двигательный модуль космического летательного аппарата (КЛА) состоит минимум из двух шпангоутов и трех баков для топлива с верхними полюсными элементами, соединенными с верхним шпангоутом, и нижними полюсными элементами, являющимися опорами всего двигательного модуля, взаимодействующими с соответствующими опорами КЛА, минимум одного баллона высокого давления, ракетных двигателей и агрегатов управления.

Изобретение относится к системе захолаживания и продувки контуров криогенного ракетного топлива летательного аппарата. Объектом изобретения является устройство захолаживания оборудования (6, 7, 8) криогенных контуров летательного аппарата во время полета, содержащее средства забора воздуха снаружи летательного аппарата, средства извлечения азота из этого воздуха при помощи сепаратора азота типа OBIGGS (3) и средства (4, 5) распределения этого азота вокруг указанных компонентов.

Изобретение относится к области электрических двигателей, в частности двигателей на эффекте Холла, и, в частности, касается средств контроля расхода рабочего тела, подаваемого в электрический двигатель, в рамках применения для космического аппарата. Система регулирования расхода рабочего тела электрического двигателя космического аппарата, содержащего резервуар для рабочего тела и регулятор расхода, установленный на выходе указанного резервуара, при этом регулятор расхода содержит нагревательный элемент, управляемый вычислительным устройством и выполненный с возможностью нагрева рабочего тела и изменения его физических свойств с целью изменения расхода рабочего тела, выходящего из резервуара. При этом в указанной системе вычислительное устройство содержит также множество эмпирических калибровочных кривых, определенных эмпирически и определяющих расход рабочего тела в зависимости от интенсивности нагрева и от параметров окружающей среды так, чтобы указанное вычислительное устройство выполняло также функцию определения расхода рабочего тела. Также представлен способ регулирования расхода питания рабочим телом электрического двигателя космического аппарата при помощи регулятора расхода. Изобретение позволяет объединить функции регулирования расхода и расходомера в одном единственном компоненте, что приводит к уменьшению общей массы системы и повышению её точности. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области электрических двигателей, в частности двигателей на эффекте Холла, и, в частности, касается средств контроля расхода рабочего тела, подаваемого в электрический двигатель, в рамках применения для космического аппарата. Система регулирования расхода рабочего тела электрического двигателя космического аппарата, содержащего резервуар для рабочего тела и регулятор расхода, установленный на выходе указанного резервуара, при этом регулятор расхода содержит нагревательный элемент, управляемый вычислительным устройством и выполненный с возможностью нагрева рабочего тела и изменения его физических свойств с целью изменения расхода рабочего тела, выходящего из резервуара. При этом в указанной системе вычислительное устройство содержит также множество эмпирических калибровочных кривых, определенных эмпирически и определяющих расход рабочего тела в зависимости от интенсивности нагрева и от параметров окружающей среды так, чтобы указанное вычислительное устройство выполняло также функцию определения расхода рабочего тела. Также представлен способ регулирования расхода питания рабочим телом электрического двигателя космического аппарата при помощи регулятора расхода. Изобретение позволяет объединить функции регулирования расхода и расходомера в одном единственном компоненте, что приводит к уменьшению общей массы системы и повышению её точности. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике. Топливный бак двигательной установки космического аппарата содержит корпус, образованный герметично соединенными между собой полусферами со штуцерами для подсоединения газовых магистралей и фланцами для закрепления топливных магистралей, вытеснитель, размещенный внутри корпуса и имеющий закрепленную внутри корпуса бака эластичную оболочку, каркас которой имеет ребра жесткости. Вытеснитель выполнен из двух одинаковых частей, прикрепленных в стыке полусфер под эластичной оболочкой, каждая из которых выполнена в виде диафрагменного элемента круглой формы, центр которого совпадает с центром вытеснителя, и диафрагменных поясов из материала с термомеханическим эффектом памяти формы, соединительных поясов, расположенных в одной плоскости с диафрагменными поясами из однотипных соединителей, продольные оси которых равномерно расположены вдоль лучей, выходящих из центра диафрагменного элемента. Соединители первого пояса расположены между диафрагменным элементом и первым диафрагменным поясом, а соединители других поясов прикреплены к соответствующим диафрагменным поясам и крепежному диску в торце полусферы. Техническим результатом изобретения является снижение массы ДУ и повышение ее живучести. 3 з.п. ф-лы, 8 ил.

Наверх