RU2005668C1

RU2005668C1 - Load-bearing fuel tank of flying vehicle

Info

Publication number: RU2005668C1
Authority: RU
Inventors: В.А. Болотин; А.А. Дядькин; С.И. Корсаков
Original assignee: Головное конструкторское бюро Научно-производственного объединения "Энергия"
Priority date: 1991-04-17
Filing date: 1991-04-17
Publication date: 1994-01-15

Abstract

FIELD: rocketry. SUBSTANCE: fuel tank consists of shell with stiffening members with pipe line 2 mounted on its surface and secured in end units. Pipe line is additionally enclosed in intermediate attachment units for axial displacement and is rigidly secured in one of sections between ends to wall of tank. End attachment units are made in form of bellows compensators 14 with pipe lines mounted in them telescopically; intermediate attachment units are made in form of movable brackets with sliding members 5 which are rigidly secured to pipe lines by means of clips. Dome with lateral surface of aerodynamic form is dusted with polymer material on wall of tank 1 on side of lateral surface of pipe line. EFFECT: retaining of load-bearing capacity of fuel tank due to self- adjustment of axial displacement of pipe line in carrying hot gas through it. 2 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано на предприятиях, занимающихся проектированием и разработкой конструкции летательного аппарата (ЛА). The invention relates to rocket technology and can be used at enterprises engaged in the design and development of aircraft design (LA).

Известен топливный бак несущей конструкции летательного аппарата, содержащий обечайку с подкрепляющими элементами, на поверхности которого смонтирован закрепленный на торцах трубопровод. Known fuel tank of the supporting structure of the aircraft, containing a shell with reinforcing elements, on the surface of which is mounted mounted on the ends of the pipeline.

Однако в этой конструкции не обеспечивается температурная компенсация осевых перемещений трубопровода при транспортировке по нему горячего газа, при которой перепад температур между баком с криогенным топливом и трубопроводом может достигать несколько сот градусов, что может привести к потере несущей способности бака и даже к его разрушению. However, this design does not provide temperature compensation for axial displacements of the pipeline during transportation of hot gas through it, at which the temperature difference between the cryogenic fuel tank and the pipeline can reach several hundred degrees, which can lead to loss of the bearing capacity of the tank and even to its destruction.

Целью изобретения является сохранение несущей способности бака за счет обеспечения саморегулирования осевых перемещений трубопровода при транспортировке по нему горячего газа. The aim of the invention is to maintain the load-bearing capacity of the tank by ensuring self-regulation of axial movements of the pipeline during transportation of hot gas through it.

Это достигается тем, что топливный бак несущей конструкции летательного аппарата, содержащий обечайку с подкрепляющими элементами, на поверхности которого смонтирован закрепленный на торцах трубопровод, снабжен промежуточными узлами крепления, в которых с возможностью его осевого перемещения заключен трубопровод и жестко прикреплен в одном из сечений между торцами к стенке бака, при этом торцевые узлы крепления выполнены в виде сильфонных компенсаторов с телескопически установленным в них трубопроводом, а промежуточные узлы - в виде подвижных, жестко закрепленных к трубопроводу посредством хомутов кронштейнов со скользящими опорами, причем на стенке бака со стороны боковой поверхности трубопровода напылен из полимерного материала обтекатель с боковой поверхностью аэродинамической формы. При этом скользящие опоры выполнены в виде кронштейнов с пазами, в которых смонтирована перемещающаяся втулка. This is achieved by the fact that the fuel tank of the aircraft’s supporting structure, containing a shell with reinforcing elements, on the surface of which a pipeline mounted on the ends is mounted, is equipped with intermediate fastening nodes in which the pipeline is enclosed with the possibility of axial movement and is rigidly attached in one of the sections between the ends to the tank wall, while the end attachment nodes are made in the form of bellows expansion joints with a telescopically installed pipeline in them, and the intermediate nodes in the form movable, rigidly fixed to the pipeline by means of clamps of brackets with sliding supports, moreover, on the wall of the tank from the side of the lateral surface of the pipeline, a fairing with a lateral surface of aerodynamic shape is sprayed from polymer material. In this case, the sliding supports are made in the form of brackets with grooves in which the moving sleeve is mounted.

На фиг. 1 приведена схема топливного бака ракетного блока с установкой наружных трубопроводов вдоль бака; на фиг. 2 - схема крепления трубопроводов к топливному баку с напыленным обтекателем; на фиг. 3 - компоновка подвижного узла крепления трубопроводов к топливному баку; на фиг. 4 - компоновка неподвижного узла крепления трубопроводов к топливному баку. In FIG. 1 shows a diagram of the fuel tank of a rocket block with the installation of external pipelines along the tank; in FIG. 2 is a diagram of mounting pipelines to a fuel tank with a sprayed fairing; in FIG. 3 - layout of a movable mounting unit of pipelines to a fuel tank; in FIG. 4 - the layout of the fixed node mounting pipelines to the fuel tank.

Конструкция топливного бака 1 включает трубопровод 2, обтекатель 3 и элементы крепления коммуникаций к топливному баку. Элементы крепления выполнены в виде подвижных кронштейнов 4 со скользящими элементами 5, смонтированными в основании кронштейнов, и опорами 6, в которые заключены скользящие элементы кронштейнов. Кронштейны жестко прикреплены к трубопроводам посредством хомутов 7, а опоры - к утолщенным элементами 8 топливного бака. Элементы 8 служат для обеспечения жесткости и несущей способности бака. Обтекатель напылен по длине периферийной части трубопроводов. Материалом для напыления может служить пенополиуретан класса пенопластов. The design of the fuel tank 1 includes a pipe 2, a fairing 3 and the elements of fastening communications to the fuel tank. The fastening elements are made in the form of movable brackets 4 with sliding elements 5 mounted at the base of the brackets and supports 6 in which the sliding elements of the brackets are enclosed. The brackets are rigidly attached to the pipelines by means of clamps 7, and the supports are attached to the thickened elements of the fuel tank 8. Elements 8 serve to provide rigidity and bearing capacity of the tank. The fairing is sprayed along the length of the peripheral part of the pipelines. Material for spraying can serve as a polyurethane foam class of foams.

Скользящие элементы 5 могут быть выполнены в виде втулок, заключенных, например, в пару дополнительных кронштейнов 9, в которых выполнены пазы 10. The sliding elements 5 can be made in the form of bushings, enclosed, for example, in a pair of additional brackets 9, in which the grooves 10 are made.

Кронштейн 11 жестко прикреплен к трубопроводам с помощью хомута 12 и стоек 13. На торцевой части трубопроводов смонтированы компенсаторы 14 (фиг. 1,4), включающие сильфон 15, в котором укреплен телескопически перемещающийся трубопровод 16. The bracket 11 is rigidly attached to the pipelines by means of a clamp 12 and struts 13. On the end of the pipelines, compensators 14 (Fig. 1.4) are mounted, including a bellows 15 in which a telescopically moving pipeline 16 is mounted.

Конструкция работает следующим образом. The design works as follows.

В процессе заполнения бака топливом, а также в полете возникают температурные деформации, обусловленные разностью температур топливного бака и трубопровода. Так уменьшение длины бака окислителя центрального блока ракеты-носителя "Энергия" может достигать 200 мм и при перепаде температур 200. Подвижные кронштейны 4 и компенсаторы 15 предотвращают возникновение дополнительных напряжений в оболочке топливного бака и обеспечивают его несущую способность. In the process of filling the tank with fuel, as well as in flight, temperature deformations occur due to the temperature difference between the fuel tank and the pipeline. Thus, the decrease in the length of the oxidizer tank of the central block of the Energia launch vehicle can reach 200 mm even with a temperature difference of 200. Movable brackets 4 and compensators 15 prevent the occurrence of additional stresses in the fuel tank shell and ensure its load-bearing capacity.

Обеспечение несущей способности бака достигается также за счет уменьшения аэродинамических сил, действующих на трубопроводы в процессе полета ракеты, за счет экранирования трубопровода напыленным обтекателем, от действия набегающего потока, восприятия нагрузки обтекателем и равномерного распределения ее по поверхности бака. Ensuring the load-bearing capacity of the tank is also achieved by reducing the aerodynamic forces acting on the pipelines during the flight of the rocket, due to the screening of the pipeline by the sprayed cowl, from the action of the incoming flow, load perception by the cowling and its uniform distribution over the surface of the tank.

Уменьшение аэродинамических сил, действующих на трубопровод, дает возможность отказаться от усиления баков в местах крепления трубопроводов к оболочке бака и утолщению самой оболочки, что в конечном итоге приводит к уменьшению веса конструкции топливного бака и упрощению технологии его изготовления. Воспринимающий аэродинамические силы обтекатель равномерно перераспределяет нагрузки по длине образующей бака, что приводит к сохранению его несущей способности без доработки самого бака. К тому же вес конструкции наполнителя составляет незначительную величину по сравнению с весом конструкции бака. (56) Осипов С. О. "Ракеты-носители" Изд-во М. С. СССР, М. , 1982, сс. 25-26. A decrease in the aerodynamic forces acting on the pipeline makes it possible to abandon the reinforcement of the tanks in the places where the pipelines are attached to the tank shell and to thicken the shell itself, which ultimately leads to a decrease in the weight of the fuel tank structure and simplification of its manufacturing technology. Perceiving aerodynamic forces, the fairing evenly redistributes the loads along the length of the generating tank, which leads to the preservation of its load-bearing ability without modifying the tank itself. In addition, the weight of the filler structure is negligible compared to the weight of the tank structure. (56) Osipov S.O. "Launch vehicles" Publishing House M.S. USSR, M., 1982, ss. 25-26.

Claims

1. FUEL TANK OF THE CARRYING STRUCTURE OF THE AIRCRAFT, containing a shell with reinforcing elements, on the surface of which a pipeline is mounted at the ends, characterized in that, in order to maintain the load-bearing capacity of the tank due to the self-regulation of axial movements of the pipeline during transportation of hot gas through it, it equipped with intermediate fasteners, in which with the possibility of axial movement of the enclosed pipeline is rigidly fixed in one of the sections between the ends to the wall of the tank, while the end attachment nodes are made in the form of bellows expansion joints with the pipe telescopically installed in them, and the intermediate nodes are in the form of movable rigidly fixed to the pipeline by means of bracket clamps with sliding supports, and sprayed from the polymeric material on the tank wall from the side of the pipeline’s surface fairing with aerodynamic lateral surface.

2. Tank according to claim 1, characterized in that the sliding supports are made in the form of brackets with grooves in which the moving sleeve is mounted.