RU2147344C1 - Система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки космического летательного аппарата - Google Patents
Система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки космического летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2147344C1 RU2147344C1 RU98116150A RU98116150A RU2147344C1 RU 2147344 C1 RU2147344 C1 RU 2147344C1 RU 98116150 A RU98116150 A RU 98116150A RU 98116150 A RU98116150 A RU 98116150A RU 2147344 C1 RU2147344 C1 RU 2147344C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas
- fuel
- oxidizer
- fuel tanks
- pressure gas
- Prior art date
Links
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Система наддува топливных баков горючего и окислителя предназначена для эксплуатации в реактивных двигательных установках космических аппаратов. Система содержит источники газа высокого давления, сообщенные пневмомагистралями с газовыми полостями топливных баков горючего и окислителя, пускоотсечные клапаны и газовые редукторы. В качестве источников газа высокого давления используются тетрааммиакат боргидрида алюминия или диаммиакат боргидрида цинка, выполненные в виде комплекта шашек, имеющих тепловой контакт с нагревателями и размещенных в герметичных емкостях. Техническое решение позволяет обеспечить улучшение массогабаритных характеристик системы наддува за счет использования свойств некоторых твердых материалов при нагреве путем термохимической реакции выделять большое количество газа. 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 (коорекция 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 в 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", изд. "Машиностроение", М., 1976 г., 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. Заправка баллонов газом высокого давления производится на Земле перед стартом ракеты-носителя.
Недостатком таких систем являются плохие массогабаритные характеристики.
Известна также система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки космического летательного аппарата (см., например, журнал N 7 "Авиация и космонавтика", М., Воениздат 1978, стр. 36, 37, рис. 2), выбранная в качестве прототипа.
Система содержит источники газа высокого давления, сообщенные пневмомагистралями с газовыми полостями топливных баков горючего и окислителя, и последовательно установленные на пневмомагистралях пускоотсечные клапаны и газовые редукторы. Здесь в качестве источников газа высокого давления служат газонаполненные баллоны.
В таких системах выдавливание топлива из топливных баков производят газом, например азотом или гелием, закачанным в баллоны высокого давления на Земле перед стартом. Габариты толстостенных баллонов определяются в зависимости от количества газа, необходимого для выдавливания из баков топлива и подачи его к реактивным двигателям. Толщина стенок баллонов рассчитывается на внутреннее давление порядка 350 кГс/см2.
Недостатками известной системы наддува являются плохие массогабаритные характеристики.
Задачей настоящего изобретения является создание системы наддува топливных баков горючего и окислителя ДУ КЛА, которая обладала бы улучшенными массогабаритными харатеристиками.
Это достигается тем, что в системе наддува топливных баков ДУ КЛА источники газа высокого давления выполнены в виде саморазлагающихся экзотермических шашек, имеющих тепловой контакт нагревателями и размещенных в герметичных емкостях. При этом используют свойство некоторых твердых материалов при нагреве за счет термохимической реакции выделять большое количество газов.
Сущность изобретения заключается в том, что в системе наддува топливных баков горючего и окислителя ДУ КЛА, содержащей источники газа высокого давления, сообщение пневмомагистралями с газовыми полостями топливных баков горючего и окислителя, и последовательно установленные на пневмомагистралях пускоотсечные клапаны и газовые редукторы, источники газа высокого давления выполнены в виде газогенераторов, состоящих из комплектов саморазлагающихся экзотермических шашек, имеющих тепловой контакт с нагревателями, и размещенных в герметичных емкостях, при этом емкости подключены к пневмомагистралях на входе в пускоотсечные клапаны.
Технический результат заключается в том, что по сравнению с известными техническими решениями вновь созданная система наддува топливных баков горючего и окислителя ДУ КЛА обеспечивает улучшение массогабаритных характеристик.
Техническое решение в части использования в качестве источников газа высокого давления газогенераторов, состоящих из комплексов саморазлагающихся экзотермических шашек, имеющих тепловой контакт с нагревателями, и размещенных в герметичных емкостях, расположенных на входе в пускоотсечные клапаны, установленные на пневмомагистралях, сообщающих емкости с газовыми полостями топливных баков, а также взаимная конструктивная связь всех составных элементов устройства системы обеспечивает улучшение массогабаритных характеристик системы наддува, 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" позволяет дать значительный экономический эффект за счет снижения массы и габаритов агрегатов (баллонов) данной системы.
Изобретение поясняется чертежом.
Предлагаемая система наддува топливных баков горючего и окислителя ДУ КЛА состоит из следующих основных узлов, деталей и агрегатов: источников газа высокого давления 1, 2, сообщенных пневмомагистралями 3, 4 с газовыми полостями 5, 6 топливных баков горючего 7 и окислителя 8, и последовательно установленных на пневмомагистралях 3, 4 пускоотсечных клапанов 9, 10 и газовых редукторов 11, 12. Источники газа высокого давления 1, 2 выполнены в виде газогенераторов 13, 14, состоящих из комплектов саморазлагающихся экзотермических шашек 15, 16, например, в количестве пяти штук, имеющих тепловой контакт с нагревателями 17, 18, например, элетронагревателями в количестве 5 штук. Шашки 15, 16 изготовлены, например, из тетрааммиаката боргидрита алюминия (химическая формула Al(BH4)3 • 4NH3), или из диаммиаката боргидрита цинка (химическая формула Zn(BH4) • 2NH3.
Шашки 15, 16 размещены в герметичных емкостях 19, 20, подключенных к пневмомагистралям 3, 4 на входе 21, 22 в пускоотсечные клапаны 9, 10.
Работает система наддува топливных баков горючего и окислителя ДУ КЛАВ следующим образом: при выдавливании и подаче топлива к реактивным двигателям 23 из топливных баков горючего и окислителя 7, 8 открывают пускоотсечные клапаны 9, 10 и газ, например, водород из емкости 14 под высоким давлением поступает в газовые редукторы 11, 12, которые понижают давление газа до заданного и необходимого давления для выдавливания топлива из топливных баков 7, 8 и подачи его к реактивным двигателям 23. После газовых редукторов 11, 12 газ поступает в газовые полости 5, 6 топливных баков 7, 8, откуда производится выдавливание и подача топлива к двигателям 23.
Процесс получения газа высокого давления, например, водорода в емкостях 19, 20 протекает следующим образом. Саморазлагающаяся экзотермическая шашка 15, 16, имеющая тепловой контакт с нагревателем 17, 18, например, электронагревателем, после включения нагревателя 17, 18 и нагрева шашки 15, 16 до температуры 100-150o за счет экзотермической реакции выделяет большое количество газа (преимущественно водорода) и в замкнутом объеме емкости 19, 20 поднимает давление газа до заданного (расчетного), порядка 350 кГс/см2. Шашки 15, 16 включаются в работу ("сжигаются") поочередно после снижения давления в емкости 19, 20 до минимального потребного для работы газового редуктора 11, 12 и в зависимости от расхода и подачи газа к потребителям.
Преимущество использования предлагаемой системы наддува по сравнению с известной (прототипом) поясняется на следующем примере, где рассматриваются массогабаритные характеристики при расчете источника газа высокого давления только по одной линии наддува топливного бака, например, горючего.
Экзотермическая химическая реакция протекает в соответствии с выражением:
для вещества(материала)-тетрааммиката боргидрата алюминия:
Al(BH4)3 • 4NH3 + Q = AlN + BN + N2H2 + 9,5H2
и для вещества (материала)-диаммиаката боргидрата цинка:
3Zn(BH4)2 • 2NH3 + Q = Zn3N2 + 4BN + 2BN + N2H4 + 18H2.
для вещества(материала)-тетрааммиката боргидрата алюминия:
Al(BH4)3 • 4NH3 + Q = AlN + BN + N2H2 + 9,5H2
и для вещества (материала)-диаммиаката боргидрата цинка:
3Zn(BH4)2 • 2NH3 + Q = Zn3N2 + 4BN + 2BN + N2H4 + 18H2.
Из одного килограмма вещества получается
Vгв = 1,5 м3 газа (преимущественно водорода).
Vгв = 1,5 м3 газа (преимущественно водорода).
Для обеспечения вытеснения 800 л топлива из топливного бака 7 (8) и для проведения операций по продувке магистралей и проверке герметичности требуется объем газа (гелия или водорода) при нормальных условиях Vг = 35 м3.
В известной системе наддува (прототип) гелий размещается в пяти баллонах объемом 20 л каждый и весом 10 кг каждый при давлении 250 кГс/см2.
Таким образом объем хранимого гелия Vне = 100 л, масса баллонов MБ = 50 кг; масса гелия Mне = 5 кг.
Для получения того же объема газа (водорода) из вещества, используемого в предлагаемой системе наддува, требуется количество вещества Mв = Vг/Vгв = 35/1,5 = 23,5 кг.
Объем вещества при его плотности равной 2,5 • 103 кг/м3 составит Vв = 9,3 л.
Примем объем емкости 19 (20), в которой размещены шашки 15 (16) и скапливается газ, выдавливающийся при сжигании одной шашки 15 (16), равным VЕ = 20 л, и массой MЕ = 10 кг. Тогда при давлении 350 кГс/см2 емкость 19 (20) заполнится 7 м3 газа (преимущественно водорода) при нормальных условиях. Следовательно количество шашек 15 (16) должно быть равно пяти. Масса корпуса каждой шашки при давлении 350 кГс/см2 (объем одной шашки 1,9 л) Mк = 2 кг.
Итак, общая масса одного газогенератора (источника газа высокого давления) 13 (14) составит:
Mхв = Mв + 5 • Mк + MЕ = 23,3 + 5 • 2 + 10 = 43,3 кг.
Mхв = Mв + 5 • Mк + MЕ = 23,3 + 5 • 2 + 10 = 43,3 кг.
Масса источника газа высокого давления известной системы наддува:
Mхг = MБ + Mне = 50 + 5 = 55 кг. Объем емкости 19 (20) газогенератора 13 (14): Vхв = Vв + VЕ = 9,3 + 20 = 29,3 л. Объем баллонов (5 штук) известной системы наддува:
Vне = 100 л.
Mхг = MБ + Mне = 50 + 5 = 55 кг. Объем емкости 19 (20) газогенератора 13 (14): Vхв = Vв + VЕ = 9,3 + 20 = 29,3 л. Объем баллонов (5 штук) известной системы наддува:
Vне = 100 л.
Таким образом масса источника газа высокого давления предлагаемой системы наддува на 21% легче массы известной системы наддува (прототипа), а объем меньше в 3,4 раза, что подтверждает выполнение поставленной задачи.
Claims (1)
- Система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки космического летательного аппарата, содержащая источники газа высокого давления, сообщенные пневмомагистралями с газовыми полостями топливных баков горючего и окислителя, и установленные на пневмомагистралях пускоотсечные клапаны и газовые редукторы, отличающаяся тем, что в качестве источников газа высокого давления используются тетрааммиакат боргидрида алюминия или диаммиакат боргидрида цинка, выполненные в виде комплекта шашек, имеющих тепловой контакт с нагревателями и размещенных в герметичных емкостях.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU98116150A RU2147344C1 (ru) | 1998-08-20 | 1998-08-20 | Система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки космического летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU98116150A RU2147344C1 (ru) | 1998-08-20 | 1998-08-20 | Система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки космического летательного аппарата |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2147344C1 true RU2147344C1 (ru) | 2000-04-10 |
Family
ID=20209902
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU98116150A RU2147344C1 (ru) | 1998-08-20 | 1998-08-20 | Система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки космического летательного аппарата |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2147344C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2012172238A1 (fr) | 2011-06-17 | 2012-12-20 | Snecma | Ensemble propulsif cryogénique et procédé d'alimentation d'un réservoir d'un tel ensemble |
| RU2582372C2 (ru) * | 2014-08-18 | 2016-04-27 | Андрей Валерьевич Бельчиков | Комбинированная насосно-вытеснительная схема подачи жидких компонентов гидрореагирующего топлива к потребителю |
-
1998
- 1998-08-20 RU RU98116150A patent/RU2147344C1/ru active
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| 1. Новиков Н. "Прогресс" - автоматический грузовой корабль. - Авиация и Космонавтика, N 7, 1978, с.37, рис.2. 2. * |
| 3. Фахрутдинов И.Х., Котельников А.В. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива. - М.: Машиностроение, 1987, с.204. 4, Волков Е.Б. Ракетные двигатели. - М.: Военное издательство Министерства Обороны СССР, 1961, с.34,35, рис.23. 5. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2012172238A1 (fr) | 2011-06-17 | 2012-12-20 | Snecma | Ensemble propulsif cryogénique et procédé d'alimentation d'un réservoir d'un tel ensemble |
| RU2582372C2 (ru) * | 2014-08-18 | 2016-04-27 | Андрей Валерьевич Бельчиков | Комбинированная насосно-вытеснительная схема подачи жидких компонентов гидрореагирующего топлива к потребителю |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA1141974A (en) | Energy storage system for electric utility plant | |
| US4211537A (en) | Hydrogen supply method | |
| CN110219751B (zh) | 一种可回收液体火箭发动机的多次起动系统及起动方法 | |
| Shafirovich et al. | Metal-CO2 propulsion for mars missions: current status and opportunities | |
| CN101445160A (zh) | 用于微纳卫星的微型液体燃料推进系统 | |
| US2937824A (en) | Bi-medium rocket-torpedo missile | |
| US5026259A (en) | Miniaturized pressurization system | |
| US6849247B1 (en) | Gas generating process for propulsion and hydrogen production | |
| CN106525437B (zh) | 一种用于液体冲压发动机多次点火的新型点火系统及点火方法 | |
| JPH10513542A (ja) | 高圧軽ガスを装填したカートリッジ | |
| RU2147344C1 (ru) | Система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки космического летательного аппарата | |
| CN109681346B (zh) | 用于常温有毒火箭发动机的管路系统以及试验供应设备 | |
| Van Rheenen et al. | Hydrogen carriers for zero-emission ship propulsion using PEM fuel cells: an evaluation | |
| CN210509427U (zh) | 一种可回收液体火箭发动机的多次起动系统 | |
| Töpler et al. | Results of a test fleet with metal hydride motor cars | |
| RU2341675C2 (ru) | Система наддува топливных баков (варианты) | |
| CN214741728U (zh) | 一种适用于姿轨控动力系统的隔离控制装置 | |
| RU172588U1 (ru) | Трехкомпонентная жидкостная ракетная установка на криогенных экологически чистых компонентах | |
| RU2345933C1 (ru) | Многоступенчатая ракета-носитель | |
| US3744305A (en) | Apparatus and method for generating large mass flow of high temperature air at hypersonic speeds | |
| CN102971899B (zh) | 具有包括向电池提供氧气的氯酸钠分解反应器的燃料电池的电动交通工具 | |
| RU2673920C1 (ru) | Способ создания реактивной тяги пилотируемого космического аппарата | |
| EP1661852B1 (en) | Hydrogen closed-cycle hardening unit | |
| US20130019586A1 (en) | Propulsion method and device comprising a liquid oxidant and a solid compound | |
| RU2136936C1 (ru) | Устройство для перекачки газа в системе наддува топливных баков двигательной установки космического летательного аппарата |