Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
СИСТЕМА НАДДУВА ТОПЛИВНЫХ БАКОВ ГОРЮЧЕГО И ОКИСЛИТЕЛЯ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ КОСМИЧЕСКОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
СИСТЕМА НАДДУВА ТОПЛИВНЫХ БАКОВ ГОРЮЧЕГО И ОКИСЛИТЕЛЯ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ КОСМИЧЕСКОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

СИСТЕМА НАДДУВА ТОПЛИВНЫХ БАКОВ ГОРЮЧЕГО И ОКИСЛИТЕЛЯ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ КОСМИЧЕСКОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Система предназначена для наддува топливных баков двигательной установки космического аппарата. Система содержит пневмомагистрали, связанные с баллонами наддува и газовыми полостями топливных баков горючего и окислителя. Причем на каждой пневмомагистрали последовательно установлены пускоотсечной клапан, газовый редуктор и обратный клапан. В состав системы введен дополнительный трубопровод с пускоотсечным клапаном, который подключен к пневмомагистралям на участках между газовыми редукторами и обратными клапанами. Техническое решение позволяет обеспечить работоспособность системы наддува при возникновении негерметичности в одном из баллонов наддува, повышает живучесть и надежность системы наддува топливных баков горючего и окислителя в процессе эксплуатации двигательной установки в условиях космического вакуума. 1 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2140003
Класс(ы) патента: F02K9/50, B64D37/00
Номер заявки: 97118536/06
Дата подачи заявки: 06.11.1997
Дата публикации: 20.10.1999
Заявитель(и): Акционерное общество открытого типа "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева"
Автор(ы): Гореликов В.И.
Патентообладатель(и): Акционерное общество открытого типа "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева"
Описание изобретения: Изобретение относится к космической технике, а точнее к области проектирования и эксплуатации реактивных двигательных установок (РДУ) космических летательных аппаратов (КЛА).
Система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки (ДУ) КЛА используется в современных РДУ КЛА для создания импульсов тяги, необходимых как для перемещения центра масс КЛА (коррекция траектории движения, торможение КЛА для обеспечения его схода с орбиты), так и для создания управляющих моментов относительно его центра масс (ориентация, развороты и т. д. ). Импульсы тяги для различных режимов управления аппаратом в пространстве создаются с помощью имеющихся на борту реактивных двигателей (РД), величины тяг которых в зависимости от их назначения изменяются в широких пределах (от нескольких сотен кГс до единиц и менее кГс). Работа указанных двигателей с заданными параметрами обеспечивается системами наддува топливных баков и подачи топлива к входам двигателей.
Известны системы наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки космического летательного аппарата (см., например, Т.М. Мелькумов и др. Ракетные двигатели. - М.: Машиностроение, 1976, с.10). Системы наддува содержат баллоны высокого давления, заполненные газом, например, азотом, которые служат для обеспечения выдавливания топлива из топливных баков и подачи его к реактивным двигателям двигательной установки. Баллоны высокого давления связаны с полостями наддува топливных баков посредством магистралей низкого давления, содержащих отсечные клапаны и газовые редукторы.
Недостатками таких систем являются малая живучесть системы и низкая надежность.
Известна также система наддува топливных баков горючего и окислителя ДУ КЛА (см. , например, патент Великобритании, кл. F 04 F 1/06, F 02 K 9/50 N 2051246 от 1981 г.), выбранная в качестве прототипа.
Система содержит пневмомагистрали, связанные с баллонами наддува и газовыми полостями топливных баков горючего и окислителя, и последовательно установленные на каждой пневмомагистрали пускоотсечной клапан, газовый редуктор и обратный клапан.
Выдавливание и подачу топлива к реактивным двигателям из топливных баков горючего и окислителя в указанной системе производят посредством подачи газа из баллонов наддува в газовые полости топливных баков по магистралям, связывающим баллоны наддува с газовыми полостями соответствующих топливных баков.
Однако в случае возникновения негерметичности в одном из баллонов наддува работоспособность всей системы наддува нарушается из-за отсутствия возможности перепуска газа между пневмомагистралями, связывающими баллоны наддува с газовыми полостями топливных баков.
Недостатками известной системы наддува являются низкие живучесть и надежность из-за возможности обеспечить работоспособность системы наддува при возникновении негерметичности в одном из баллонов наддува.
Задачей настоящего изобретения является создание системы наддува топливных баков ДУ КЛА, которая обладала бы повышенной живучестью и надежностью при возникновении негерметичности в одном из баллонов в условиях космического полета.
Это достигается тем, что в состав системы введен дополнительный трубопровод с пускоотсечным клапаном, включенный между пневмомагистралями на участках между газовыми редукторами и обратными клапанами, установленными на пневмомагистралях.
Сущность изобретения заключается в том, что в системе наддува топливных баков ДУ КЛА, содержащей пневмомагистрали, связанные с баллонами наддува и газовыми полостями топливных баков горючего и окислителя, и последовательно установленные на каждой пневмомагистрали пускоотсечный клапан, газовый редуктор и обратный клапан, введен дополнительный трубопровод с пускоотсечным клапаном, при этом дополнительный трубопровод подключен к пневмомагистралям на участках между газовыми редукторами и обратными клапанами пневмомагистралей.
Технический результат заключается в том, что по сравнению с известными техническими решениями вновь созданная система наддува топливных баков горючего и окислителя ДУ КЛА обеспечивает повышение живучести и надежности путем обеспечения работоспособности системы наддува при возникновении негерметичности в одном из баллонов наддува за счет осуществления перепуска газа наддува между пневмомагистралями системы наддува.
Техническое решение в части введения в состав системы наддува дополнительного трубопровода с пускоотсечным клапаном, соединяющим пневмомагистрали, и встроенным на участках между газовыми редукторами и обратными клапанами пневмомагистралей, а также взаимная конструктивная связь всех составных элементов устройства системы обеспечивает повышение живучести и надежности системы за счет обеспечения ее работоспособности при возникновении негерметичности в одном из баллонов, что подтверждено испытаниями опытных образцов, изготовленных с использованием предлагаемого технического решения.
Использование предлагаемой системы наддува топливных баков ДУ КЛА, например, на космическом орбитальном комплексе типа "Мир" - "Союз-ТМ" - "Прогресс" - "Шаттл" позволит дать значительный экономический эффект за счет обеспечения работоспособности системы наддува при разгерметизации одного из баллонов повышения ее эксплуатационных качеств.
Суть изобретения поясняется чертежом.
Предлагаемая система наддува топливных баков ДУ КЛА состоит их следующих основных узлов, деталей и агрегатов: пневмомагистралей 1, 2, связанных с баллонами наддува 3, 4, и газовыми полостями 5, 6 топливных баков горючего и окислителя 7, 8, и последовательно установленных на каждой пневмомагистрали 1, 2 пускоотсечного клапана 9, 10, газового редуктора 11, 12 и обратного клапана 13, 14.
В состав системы наддува входит дополнительный трубопровод 15 с пускоотсечным клапаном 16, соединяющий пневмомагистрали 1, 2 на участке 17, 18 между газовыми редукторами 11, 12 и обратными клапанами 13, 14.
Работает система наддува топливных баков горючего и окислителя ДУ КЛА следующим образом: при выдавливании и подаче топлива к реактивным двигателям 19 из топливных баков горючего и окислителя 7, 8 открывают пускоотсечные клапаны 9, 10 и газ, например, азот из баллонов наддува 3, 4 под высоким давлением поступает в газовый редуктор 11, 12, который понижает давление газа до заданного, необходимого для выдавливания топлива из топливных баков 7, 8 и подачи его к реактивным двигателям 19. После газового редуктора 11, 12 через обратный клапан 13, 14 газ поступает в газовую полость 5, 6 топливного бака горючего и окислителя 7, 8, откуда производятся выдавливание и подача топлива к РД 19.
В случае возникновения негерметичности и потери давления в одном из баллонов наддува, например, в баллоне наддува 3 закрывают пускоотсечной клапан 9 и открывают клапан 16, установленный на дополнительном трубопроводе 15. В результате газ из баллона наддува 4 через клапан 10, редуктор 12, клапан 16 и обратный клапан 13 будет поступать в газовую полость 5 топливного бака 7. Таким образом, обеспечивается одновременная подача газа в газовые полости 5, 6 обоих топливных баков 7, 8, что в свою очередь обеспечивает бесперебойную работу РД 19.
Аналогичная работа производится в случае разгерметизации баллона наддува 4.
Включение дополнительного трубопровода на участках 17, 18 между газовыми редукторами 11, 12 и обратными клапанами 13, 14, т.е. перед последними, позволяет исключить переброс газа из одной газовой полости, например, из полости 5 в полость 6, что сохраняет стабильность давления газа в каждой газовой полости 5, 6 и заданную скорость расхода подачи топлива из топливных баков горючего и окислителя 7, 8 к РД 19.
Таким образом, введение в состав системы наддува топливных баков горючего и окислителя ДУ КЛА дополнительного трубопровода 15 с пускоотсечным клапаном 16 с включением дополнительного трубопровода 15 перед обратными клапанами 13, 14 обеспечивает работоспособность системы наддува при возникновении негерметичности в одном из баллонов наддува, повышает живучесть и надежность системы наддува топливных баков горючего и окислителя ДУ КЛА в процессе эксплуатации в условиях космического вакуума на орбите Земли, что обеспечивает выполнение поставленной задачи.
Формула изобретения: Система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки космического летательного аппарата, содержащая пневмомагистрали, связанные с баллонами наддува и газовыми полостями топливных баков горючего и окислителя, и пускоотсечные клапаны, отличающаяся тем, что на каждой пневмомагистрали последовательно установлены пускоотсечной клапан, газовый редуктор, обратный клапан и в состав системы введен дополнительный трубопровод с пускоотсечным клапаном, подключенный к каждой пневмомагистрали на участках между газовыми редукторами и обратными клапанами.