RU2143579C1

RU2143579C1 - Система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки космического летательного аппарата

Info

Publication number: RU2143579C1
Application number: RU98116444A
Authority: RU
Inventors: В.И. Гореликов; В.М. Соболев
Original assignee: Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева"
Priority date: 1998-08-31
Filing date: 1998-08-31
Publication date: 1999-12-27

Abstract

Система предназначена для осуществления наддува топливных баков горючего и окислителя в двигательной установке летательного аппарата. Система содержит пневмомагистрали, связанные с баллонами наддува и газовыми полостями топливных баков горючего и окислителя, и последовательно установленные на каждой пневмомагистрали пускоотсечной клапан и газовый редуктор. На пневмомагистралях дополнительно установлены нерегулируемые дроссельные устройства и предохранительные клапаны, причем дроссельные устройства установлены до, а предохранительные клапаны после газовых редукторов. При этом площадь критического сечения дроссельного устройства определяется выражением, защищаемым данным изобретением. Техническое решение исключает при отказе газового редуктора заброс газа высокого давления в газовую полость топливных баков, сохраняя целостность и работоспособность топливных баков, что повышает надежность системы наддува при эксплуатации в условиях космического полета. 1 ил.

Description

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 г. с.10). Системы наддува содержат баллоны высокого давления, заполненные газом, например азотом, пневмомагистрали, связанные с баллонами наддува и газовыми полостями топливных баков. На пневмомагистралях установлены пускоотсечные клапаны и газовые редукторы.

В таких системах наддува в случае отказа газового редуктора в период наддува газовых полостей топливных баков давление может подняться выше расчетного, что неизбежно приведет к разрушению топливного бака.

Недостатком данных систем является низкая надежность из-за отсутствия защиты топливных баков от разрушения при выходе из строя газового редуктора.

Известна также система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки космического летательного аппарата (см., например, журнал N 7 "Авиация и космонавтика", М., 1978, Воениздат, стр. 36, 37, рис. 2), 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 и газовый редуктор. В этой системе наддува сжатый до высокого давления газ (азот) из баллонов наддува при открытии пускоотсечных клапанов поступает в газовые редукторы, настроенные на заданный расход и на выходное расчетное давление, необходимое для выдавливания топлива из топливных баков и подачи топлива к реактивным двигателям. Т.к. прочность топливных баков рассчитана исходя из рабочего давления, равного выходному давлению после редуктора, то в случае выхода из строя редуктора, газ под высоким давлением попадает в газовую полость топливного бака, что неизбежно приведет к разрушению бака.

Недостатком известной системы наддува является низкая надежность из-за отсутствия возможности исключить попадание газа высокого давления в газовую полость топливного бака в случае выхода из строя газового редуктора.

Задачей настоящего изобретения является создание системы наддува топливных баков горючего и окислителя ДУ КЛА, которая обладала бы повышенной надежностью при выходе из строя газового редактора.

Это достигается тем, что в системе наддува на пневмомагистралях установлены нерегулируемые дроссельные устройства перед газовыми редукторами, а после редукторов установлены предохранительные клапаны.

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 пускоотсечной клапан и газовый редуктор, на пневмомагистралях дополнительно установлены нерегулируемые дроссельные устройства и предохранительные клапаны, причем дроссельные устройства установлены до, а предохранительные клапаны после газовых редукторов, при этом площадь критического сечения дроссельного устройства определяется из выражения:

где T_др ^вх - температура газа на входе в дроссельное устройство;
T_к.п ^вх - температура газа на входе в предохранительный клапан;
P_Б.А - допустимое аварийное давление газа в топливном баке:
P_др ^вх - давление на входе в дроссельное устройство;
S_к.п - площадь критического сечения предохранительного клапана.

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 надежности при отказе газового редуктора за счет установки на пневмомагистралях нерегулируемых дроссельных устройств и предохранительных клапанов, исключающих заброс газа высокого давления в топливные баки, что сохраняет их целостность и работоспособность.

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 повышения надежности и обеспечения работоспособности системы наддува в случае отказа газового редуктора в условиях эксплуатации данной системы агрегатов (баллонов) данной системы.

Суть изобретения поясняется чертежом.

Предлагаемая система наддува топливных баков горючего и окислителя ДУ КЛА состоит из следующих основных узлов, деталей и агрегатов; пневмомагистралей 1, 2, связанных с баллонами наддува 3, 4 и газовыми полостями 5, 6 топливных баков горючего 7 и окислителя 8, и последовательно установленных на каждой пневмомагистрали 1, 2 пускоотсечных клапанов 9, 10 и газовых редукторов 11, 12. На пневмомагистралях 1, 2 дополнительно установлены нерегулируемые дроссельные устройства 13, 14 и предохранительные клапаны 15, 16. Дроссельные устройства 13, 14 установлены до газовых редукторов 11, 12, причем дроссельные устройства 13, 14 могут быть установлены как перед пускоотсечными клапанами 9, 10 (см. фиг. 1), так и после указанных клапанов. Предохранительные клапаны 15, 16 установлены после газовых редукторов 11, 12.

Работает система наддува топливных баков горючего и окислителя ДУ КЛА следующим образом.

При выдавливании и подаче топлива к реактивным двигателям 17 из баков 7 и 8 открывают пускоотсечные клапаны 9, 10 и газ, например азот, из баллонов наддува 3, 4 (баллоны перед стартом заполняют азотом до давления 350 кгс/см²) проходит через дроссельные устройства 13, 14 и поступает в газовые редукторы 11, 12, настроенные на выходные давления, например 20 кгс/см². Это давление необходимо для выдавливания топлива из баков 7, 8 и подачи его к реактивным двигателям 17.

В случае отказа, например, газового редуктора 11, установленного на пневмомагистрали 1, давление за редуктором 11 и в газовой полости 5 топливного бака 7 начнет расти. При давлении, например, 28 кгс/см² сработает предохранительный клапан 15. При давлении 30 кгс/см² предохранительный клапан полностью откроется, при этом расход газа через него станет равен расходу газа через дроссельное устройство 13. Давление 30 кгс/см² стабилизируется. Так как это давление является близким к предельно допустимому для сохранения целостности топливного бака 7, то необходимо соблюдать определенное соответствие между максимальными пропускными способностями дроссельного устройства 13 и предохранительного клапана 15 или между критическими диаметрами дроссельного устройства 13 и предохранительного клапана 15.

Для заданной конструкции топливных баков допустимое аварийное давление P_Б.А является определенной величиной. Характеристики дроссельного устройства и предохранительного клапана должны обеспечить давление P_Б.А не выше заданного в аварийной ситуации - отказ редуктора.

Дроссельное устройство и предохранительный клапан в аварийной ситуации (отказ редуктора) работают при сверхкритическом режиме, т. е.

2P_к.п ^вых < P_Б.А < 0,5P_др ^вх (1)
где P_Б.А - допустимое аварийное давление газа в топливном баке (оно равно давлению торможения на выходе дроссельного устройства и равно давлению на входе в предохранительный клапан)
P_к.п ^вых - давление на выходе из предохранительного клапана (не превышает 1 кгс/см²)
P_др ^вх - давление на входе в дроссельное устройство (равно давлению в баллонах хранения газа наддува).

При условии (1) массовые расходы газа через дроссельное устройство и предохранительный клапан соответственно составят:

где S_др, S_к.п - площади критического сечения дросселя и предохранительного клапана соответственно;
μ - коэффициент расхода (порядка 0,8 - 1,0);
ψ(к) - функция от показателя адиабаты "k";
T_др ^вх, T_к.п ^вх - температура газа на входе в дроссельное устройство и предохранительный клапан, соответственно.

В условиях стационарного значения P_Б.А необходимо выполнение условия G_др = G_к.п
Из условия (4) получаем выражение для определения критического сечения дроссельного устройства

Например, при P_Б.А = 30 кгс/см², P_др ^вх = 350 кгс/см² и диаметре проходного критического сечения предохранительного клапана d_к.п = 1,7 мм диаметр критического сечения дроссельного устройства должен быть d_др = 0,5 мм. Критическое сечение - это такое отверстие, при прохождении через которое скорость газа достигает скорости звука.

Таким образом, установка на пневмомагистралях системы наддува топливных баков горючего и окислителя ДУ КЛА дроссельных устройств и предохранительных клапанов со взаимозависимыми размерами их критических сечений, рассчитываемых по формуле (5) исключает при отказе газового редуктора заброс газа высокого давления в газовые полости топливных баков, сохраняя тем самым их целостность и работоспособность, что в свою очередь повышает надежность системы наддува в процессе эксплуатации и что обеспечивает выполнение поставленной задачи.

Как правило, системы контроля и автоматического управления, предусматриваемые в системах наддува топливных баков ДУ КЛА, после сигнала о повышении давления выше рабочего на входе в газовую полость топливного бака обеспечивают отключение подачи газа из баллона наддува аварийной пневмомагистрали и переключение топливного бака на работоспособную пневмомагистраль подачи газа благодаря специально предусмотренным для перепуска газа перепускным пневмомагистралям. Таким образом, сохраненный от разрушения топливный бак продолжает работу, т.е. обеспечивает подачу топлива из него к реактивным двигателям.

Claims

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 последовательно установленные на каждой пневмомагистрали пускоотсечной клапан и газовый редуктор, отличающаяся тем, что на пневмомагистралях дополнительно установлены нерегулируемые дроссельные устройства и предохранительные клапаны, причем дроссельные устройства установлены до, а предохранительные клапаны после газовых редукторов, при этом площадь критического сечения дроссельного устройства определяется из выражения

где T_др ^вх - температура газа на входе в дроссельное устройство;
T_к.п ^вх - температура газа на входе в предохранительный клапан;
P_Б.А - допустимое аварийное давление газа в топливном баке;
P_др ^вх - давление на входе в дроссельное устройство;
S_к.п - площадь критического сечения предохранительного клапана.