RU2177070C2 - Система наддува топливных баков двигательной установки космического летательного аппарата - Google Patents
Система наддува топливных баков двигательной установки космического летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2177070C2 RU2177070C2 RU2000102633/06A RU2000102633A RU2177070C2 RU 2177070 C2 RU2177070 C2 RU 2177070C2 RU 2000102633/06 A RU2000102633/06 A RU 2000102633/06A RU 2000102633 A RU2000102633 A RU 2000102633A RU 2177070 C2 RU2177070 C2 RU 2177070C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- compressor
- propellant tank
- pressurization system
- gas
- fuel tanks
- Prior art date
Links
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Система наддува топливных баков двигательной установки космического летательного аппарата содержит бортовой компрессор, связанный пневмомагистралями высокого и низкого давления соответственно с баллонами наддува и газовыми полостями топливных баков. Система наддува топливных баков дополнительно снабжена обратным клапаном и емкостью, включенный через дроссельное устройство в пневмомагистраль высокого давления между вновь введенным обратным клапаном и бортовым компрессором. Дроссельное устройство и обратный клапан установлены непосредственно на выходе из бортового компрессора. Изобретение позволяет создать систему наддува топливных баков двигательной установки космического летательного аппарата, которая бы обладала повышенной живучестью и надежностью в условиях космического орбитального 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, 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 и обратные клапаны. Заправка баллонов газом высокого давления производится на Земле перед стартом ракеты-носителя.
Недостатками таких систем является малая живучесть системы, низкая надежность и невозможность многоразового использования систем наддува для дозаправки топливом баков в условиях космического полета.
Известна также система наддува топливных баков ДУ КЛА (см., например, патент РФ 2119082, кл. F 02 K 9/44 от 4.06.1996 г.), выбранная в качестве прототипа.
Система содержит бортовой компрессор, связанный пневмомагистралями высокого и низкого давления соответственно с баллонами наддува и газовыми полостями топливных баков, обратный клапан, установленный на пневмомагистрали высокого давления.
Наличие бортового компрессора в данной системе наддува позволяет в процессе космического полета приводить систему в исходное состояние, т.е. перекачивать газ из газовых полостей топливных баков обратно в баллоны наддува, создавая в них давление газа, равное исходному при заправке на Земле, при этом обеспечивается возможность для дозаправки топливом баков в условиях космического полета, например, от космического дозаправщика. Однако, в таких системах возникают отказы в работе при запуске бортового компрессора в условиях космических орбитальных полетов из-за наличия в пневмомагистрали на выходе из компрессора высокого давления газа.
Недостатком системы прототипа является низкая живучесть и надежность из-за наличия в магистрали на выходе из бортового компрессора остаточного газа высокого давления при запуске и работе компрессора.
Задачей настоящего изобретения является создание системы наддува топливных баков ДУ КЛА, которая обладала бы повышенной живучестью и надежностью в условиях космического орбитального полета.
Это достигается за счет обеспечения в пневмомагистрали на выходе из бортового компрессора давления газа, позволяющего свободный (безотказный) запуск и работу компрессора путем сброса высокого давления из пневмомагистрали на выходе из компрессора.
Сущность изобретения заключается в том, что система наддува топливных баков ДУ КЛА, содержащая бортовой компрессор, связанный пневмомагистралями высокого и низкого давления соответственно с баллонами наддува и газовыми полостями топливных баков, и обратный клапан, установленный на пневмомагистрали высокого давления, дополнительно снабжена емкостью, включенной через дроссельное устройство в пневмомагистраль высокого давления между обратным клапаном и бортовым компрессором, причем дроссельное устройство и обратный клапан установлены непосредственно на выходе из бортового компрессора.
Технический результат заключается в том, что по сравнению с известными техническими решениями вновь созданная система наддува топливных баков ДУ КЛА обеспечивает не только повышение надежности и живучести системы наддува, но и увеличивает ресурс функционирования ДУ КЛА в процессе эксплуатации на орбите Земли.
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 увеличения ресурса работы, повышения живучести и надежности системы наддува.
Суть изобретения поясняется чертежом, на котором обозначена система наддува, состоящая из бортового компрессора 1, связанного пневмомагистралями высокого давления 2 и низкого давления 3 соответственно с баллонами наддува 4, 5 и газовыми полостями 6, 7 топливных баков 8, 9 и обратного клапана 10, установленного на пневмомагистрали высокого давления 2.
Система наддува дополнительно снабжена емкостью 11, выполненной, например, в виде сильфонного компенсатора и включенной через дроссельное устройство 12 в пневмомагистраль высокого давления 2 между обратным клапаном 10 и бортовым компрессором 1. Дроссельное устройство 12 и обратный клапан 10 установлены непосредственно на выходе 13 из бортового компрессора 1.
Работает система наддува топливных баков ДУ КЛА в режиме перекачки газа, например газообразного азота из газовых полостей 6, 7 топливных баков 8, 9 горючего и окислителя в баллоны наддува 4, 5, следующим образом.
Перед включением компрессора 1 в работу открывают пускоотсечные клапаны 14, 15 и 16, 17, и после пуска компрессора 1 производят откачку газа из газовых полостей 6, 7 топливных баков 8, 9 и закачку его с высоким давлением через пневмомагистрали высокого давления 2 в соответствующие газовые баллоны 4, 5, затем закрывают пускоотсечные клапаны 14, 15, 16, 17 и останавливают бортовой компрессор 1.
После остановки бортового компрессора 1 в пневмомагистрали высокого давления 2 на участке между обратным клапаном 10 и бортовым компрессором 1, т. е. на выходе 13 из компрессора 1 остается остаточное высокое давление газа, что приводит к отказам в работе при повторных запусках бортового компрессора 1. Для исключения подобных ситуаций и обеспечения безотказных запусков и работы бортового компрессора 1 в предлагаемой системе наддува дополнительно введена емкость 11, включенная через дроссельное устройство 12 в пневмомагистраль высокого давления 2 на участке между обратным клапаном 10 и бортовым компрессором 1.
Дроссельное устройство 12 выполнено, например, в виде дроссельной шайбы с расчетным проходным сечением отверстия, обеспечивающим подпор газа при работе бортового компрессора и сброс газа в емкость 11 после остановки компрессора 1, когда остаточный газ, находящийся под высоким давлением на выходе 13 из компрессора 1, дросселируется через дроссельную шайбу и сбрасывается (перетекает) в емкость 11, обеспечивая давление газа на выходе 13 из компрессора 1, необходимое для плавного и надежного запуска компрессора 1.
Установка дроссельного устройства 12 и обратного клапана 10 непосредственно на выходе 13 из бортового компрессора 1 обеспечивает минимальный газовый объем на данном участке, что значительно сокращает объем, размеры и вес емкости 11.
Итак, система наддува приводится в исходное рабочее состояние, готовое к заправке баков 8, 9 от космического заправщика.
Заправку топливных баков 8, 9 топливом производят от соответствующих баков, расположенных на космическом заправщике, который периодически запускается с Земли и доставляет на КЛА топливо для реактивных двигателей 18 двигательной установки.
Выдавливание и подачу топлива из баков 8, 9 к РД 18 производят посредством подачи газа из баллонов 4, 5 в газовые полости 6, 7 топливных баков 8, 9 по пневмомагистралям 19, 20, каждая из которых содержит последовательно установленные пускоотсечные клапаны 21, 22, газовые редукторы 23, 24 и обратные клапаны 25, 26.
Таким образом, дополнительное снабжение системы наддува емкостью 11, включенной через дроссельное устройство 12 в пневмомагистраль высокого давления 2 между обратным клапаном 10 и бортовым компрессором 1 и установка дроссельного устройства 12 и обратного клапана 10 непосредственно на выходе 13 из бортового компрессора 1, создает условия для плавного и надежного запуска и работы компрессора, что обеспечивает повышение живучести и надежности системы наддува топливных баков ДУ КЛА при эксплуатации в условиях космического орбитального полета, а, следовательно, и выполнение поставленной задачи.
Claims (1)
- Система наддува топливных баков двигательной установки космического аппарата, содержащая бортовой компрессор, связанный пневмомагистралями высокого и низкого давления соответственно с баллонами наддува и газовыми полостями топливных баков, отличающаяся тем, что она дополнительно снабжена обратным клапаном и емкостью, включенной через дроссельное устройство в пневмомагистраль высокого давления между вновь введенным обратным клапаном и бортовым компрессором, причем дроссельное устройство и обратный клапан установлены непосредственно на выходе из бортового компрессора.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2000102633/06A RU2177070C2 (ru) | 2000-02-03 | 2000-02-03 | Система наддува топливных баков двигательной установки космического летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2000102633/06A RU2177070C2 (ru) | 2000-02-03 | 2000-02-03 | Система наддува топливных баков двигательной установки космического летательного аппарата |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2177070C2 true RU2177070C2 (ru) | 2001-12-20 |
Family
ID=20230171
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2000102633/06A RU2177070C2 (ru) | 2000-02-03 | 2000-02-03 | Система наддува топливных баков двигательной установки космического летательного аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2177070C2 (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 |
CN117184457A (zh) * | 2023-07-25 | 2023-12-08 | 中国科学院力学研究所 | 一种航天飞行器稳压稳液面装置和方法 |
-
2000
- 2000-02-03 RU RU2000102633/06A patent/RU2177070C2/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
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 |
CN117184457A (zh) * | 2023-07-25 | 2023-12-08 | 中国科学院力学研究所 | 一种航天飞行器稳压稳液面装置和方法 |
CN117184457B (zh) * | 2023-07-25 | 2024-04-09 | 中国科学院力学研究所 | 一种航天飞行器稳压稳液面装置和方法 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US5961074A (en) | Method and apparatus for pressurized feeding of liquid propellants to a rocket engine | |
CN87100656A (zh) | 空间飞行器的低压反作用式控制推进系统 | |
US5531067A (en) | Optimized system for feeding a reignitable rocket engine | |
CN114291300B (zh) | 地月往返飞行器推进系统 | |
RU2177070C2 (ru) | Система наддува топливных баков двигательной установки космического летательного аппарата | |
RU2109975C1 (ru) | Система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки космического летательного аппарата | |
RU2339832C2 (ru) | Система подачи топлива | |
RU2339835C2 (ru) | Система наддува топливных баков | |
RU2119082C1 (ru) | Система наддува топливных баков двигательной установки космического летательного аппарата | |
RU2159348C1 (ru) | Система наддува топливных баков двигательной установки космического летательного аппарата | |
RU2132477C1 (ru) | Система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки космического летательного аппарата | |
RU2560645C1 (ru) | Система выдачи импульсов тяг | |
RU2189485C2 (ru) | Система подачи топлива двигательной установки космического летательного аппарата | |
CN1135185A (zh) | 消防用蓄液器的增压法 | |
RU2131989C1 (ru) | Система наддува топливных баков двигательной установки космического орбитального комплекса | |
RU2140003C1 (ru) | Система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки космического летательного аппарата | |
Harrington | Pistonless Dual Chamber Rocket Fuel Pump: Testing and Performance | |
RU2309092C2 (ru) | Орбитальный модуль-заправщик | |
RU2136936C1 (ru) | Устройство для перекачки газа в системе наддува топливных баков двигательной установки космического летательного аппарата | |
RU2143579C1 (ru) | Система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки космического летательного аппарата | |
CN217401027U (zh) | 一种液体火箭发动机预冷装置 | |
RU2775088C1 (ru) | Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космической головной частью | |
RU2133865C1 (ru) | Система подачи топлива двигательной установки космического орбитального комплекса | |
RU2760369C1 (ru) | Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата | |
RU2135808C1 (ru) | Система подачи топлива двигательной установки космического орбитального комплекса |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20040204 |