RU2339833C2 - Система наддува топливных баков - Google Patents
Система наддува топливных баков Download PDFInfo
- Publication number
- RU2339833C2 RU2339833C2 RU2006114253/06A RU2006114253A RU2339833C2 RU 2339833 C2 RU2339833 C2 RU 2339833C2 RU 2006114253/06 A RU2006114253/06 A RU 2006114253/06A RU 2006114253 A RU2006114253 A RU 2006114253A RU 2339833 C2 RU2339833 C2 RU 2339833C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- gas
- pneumatic lines
- disk
- throttling
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Изобретение относится к космической технике, а точнее к области проектирования и эксплуатации реактивных двигательных установок (РДУ) космических летательных аппаратов (КЛА). В системе наддува топливных баков, содержащей баллоны высокого давления, связанные пневмомагистралями с газовыми полостями соответствующих топливных баков горючего и окислителя, и установленные на пневмомагистралях пускоотсечные клапаны, дроссельные устройства в виде дисков с центральным дроссельным отверстием, заключенных в корпус, а также газовые редукторы, в отличие от прототипа диски выполнены за одно целое с цилиндрическими корпусами дроссельных устройств, при этом со стороны торцов корпуса установлены решетки и раструбы для плавного перехода и соединения с пневмомагистралями, причем на поверхностях каждого диска с обеих сторон выполнены локально выступающие и равные по высоте тонкостенные ребра, расположенные противоположно тонкостенным ребрам, выполненным выступающими и равными по высоте на поверхностях соответствующих решеток, при этом ребро, выполненное на поверхности диска и соответствующее ему ребро, выполненное на решетке, лежат в одной плоскости, а между торцами ребер диска и решеток установлены с поджатием фильтрующие элементы, выполненные в виде сетки из высококачественного, коррозионно-стойкого материала, притом дроссельные устройства встроены посредством раструбов в пневмомагистрали до газовых редукторов. Изобретение обеспечивает повышение надежности и эффективности работы системы. 2 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 космического летательного аппарата используется в современных РДУ КЛА, применяемых 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 КЛА (см., например, журнал №7 "Авиация и космонавтика", М.: Воениздат, 1978 г., стр.36, 37, рис.2). Система содержит баллоны высокого давления, сообщенные пневмомагистралями с газовыми полостями топливных баков горючего и окислителя, и установленные на пневмомагистралях пускоотсечные клапаны и газовые редукторы. В таких системах выдавливание топлива из топливных баков производят газом, например, азотом или гелием, закачанным в баллоны высокого давления на Земле перед стартом. Понижение давления до необходимого рабочего давления производят посредством газовых редукторов, имеющих значительный перепад давления, что усложняет их конструкцию и работу.
Общими недостатками аналогов системы наддува топливных баков являются низкая надежность и малая эффективность работы.
Известна также система наддува топливных баков (см., например, патент России №2143579, кл. F02К 9/50, с приоритетом от 31.08.1998 г.), выбранная в качестве прототипа, которая содержит баллоны высокого давления, связанные пневмомагистралями с газовыми полостями соответствующих топливных баков горючего и окислителя, и установленные на пневмомагистрали пускоотсечные клапаны, дроссельные устройства в виде дисков с центральным дроссельным отверстием, заключенных в корпус, а также газовые редукторы. Выдавливание топлива из топливных баков производят газом, например азотом или гелием, закачанным в баллоны высокого давления (до давления порядка 350 кгс/см2) на Земле перед стартом. Понижение давления до необходимого рабочего давления (порядка до 10 кгс/см2) производят ступенчатым способом: до 30 кгс/см2 посредством дроссельного устройства с последующим понижением до рабочего давления 10 кгс/см2 посредством газового редуктора. Такое понижение давления улучшает условия работы газового редуктора, но так же, как и в вышеуказанном аналоге, газ поступает в арматуру и газовые полости топливных баков со значительно пониженной температурой (в результате эффекта дросселирования), что отрицательно сказывается как на арматуре, так и на конструкции и работе топливных баков, содержащих эластичную перекладную мембрану, контактирующую с выдавливаемым топливом.
Недостатками прототипа системы наддува топливных баков так же, как и у аналогов, является низкая надежность и малая эффективность работы.
Задачей настоящего изобретения является создание такой системы наддува топливных баков, которая обладала бы возможностью повышения надежности и эффективности работы системы.
Технический результат достигается тем, что в системе наддува топливных баков, содержащей баллоны высокого давления, связанные пневмомагистралями с газовыми полостями соответствующих топливных баков горючего и окислителя, и установленные на пневмомагистралях пускоотсечные клапаны, дроссельные устройства в виде дисков с центральным дроссельным отверстием, заключенных в корпус, а также газовые редукторы, в отличие от прототипа диски выполнены за одно целое с цилиндрическими корпусами дроссельных устройств, при этом со стороны торцов корпуса установлены решетки и раструбы для плавного перехода и соединения с пневмомагистралями, причем на поверхностях каждого диска с обеих сторон выполнены локально выступающие и равные по высоте тонкостенные ребра, расположенные противоположно тонкостенным ребрам, выполненным выступающими и равными по высоте на поверхностях соответствующих решеток, при этом ребро, выполненное на поверхности диска, и соответствующее ему ребро, выполненное на решетке, лежат в одной плоскости, а между торцами ребер диска и решеток установлены с поджатием фильтрующие элементы, выполненные в виде сетки из высококачественного, коррозионно-стойкого материала, притом дроссельные устройства встроены посредством раструбов в пневмомагистрали до газовых редукторов.
За счет введения в каждое дроссельное устройство двух фильтрующих элементов, один из которых установлен на входе, а второй - на выходе, обеспечивается защита дроссельных отверстий от возможного попадания твердых частичек, например окалин и т.п., как при изготовлении, так и при эксплуатации устройств, в результате чего обеспечивается равномерное распределение потока газа по поверхности фильтрующих элементов, кроме того, исключаются местные прогибы фильтрующих элементов под напором потока газа и сохраняется их целостность, а также уменьшается износ. При этом соединение дроссельного устройства посредством раструбов с пневмомагистралью до газовых редукторов, а также взаимная связь всех составных элементов устройства системы обеспечивает повышение надежности и эффективности ее работы, что подтверждено испытаниями опытных образцов, изготовленных с использованием предлагаемого технического решения.
Использование предлагаемой системы наддува топливных баков, например, на грузовом космическом корабле типа "Прогресс" позволит дать значительный экономический эффект за счет повышения надежности и эффективности работы системы.
Сущность изобретения поясняется фиг.1 и фиг.2, где на фиг.1 дана принципиальная схема системы наддува топливных баков, а на фиг.2 - продольный разрез дроссельного устройства, встроенного в пневмомагистраль системы наддува топливных баков.
Система наддува топливных баков состоит из следующих основных узлов и агрегатов: баллонов высокого давления 1, 2, связанных пневмомагистралями 3, 4 с газовыми полостями 5, 6 соответствующих топливных баков горючего 7 и окислителя 8, и установленных на пневмомагистралях 3, 4 пускоотсечных клапанов 9, 10, дроссельных устройств 11, 12 и газовых редукторов 13, 14. Каждое дроссельное устройство 11, 12 выполнено в виде диска 15 с центральным дроссельным отверстием 16, заключенным в корпус 17. Диск 15 выполнен за одно целое с цилиндрическим корпусом 17, при этом со стороны торцов установлены решетки 18, 19 и раструбы 20, 21 для плавного перехода и соединения с пневмомагистралями 3, 4. На поверхностях диска 15 с обеих сторон выполнены локально выступающие и равные по высоте тонкостенные ребра 22, расположенные напротив тонкостенных ребер 23, выполненных выступающими и равными по высоте на поверхностях решеток 18, 19. Между торцами ребер 22 и 23 диска 15 и решеток 18, 19 установлены с поджатием фильтрующие элементы 24, 25, выполненные в виде сетки из высокопрочного коррозионно-стойкого материала, например сетки из нержавеющей стали или титана с размером ячейки порядка 10 микрон. Дроссельные устройства 11, 12 встроены посредством раструбов 20, 21 в пневмомагистрали 3, 4 до газовых редукторов 13, 14. Для подогрева газа, например азота или гелия, значительно охлажденного после дросселирования, в систему наддува введен подогреватель 26. Потребителем топлива (горючего и окислителя) является, например, РД КЛА 27. Подогреватель 26 имеет два автономных контура 28, 29, включенных в соответствующие пневмомагистрали 3, 4, и обогревается от бортовой системы терморегулирования 30, подключенной к подогревателю 26.
Работает система наддува топливных баков следующим образом. Для выдавливания и подачи топлива к потребителю, например к РД КЛА 27, из топливных баков горючего 7 и окислителя 8 открывают пускоотсечные клапаны 9, 10 и газ, например гелий из баллонов высокого давления 1, 2 (с давлением порядка 350 кгс/см2), проходит через дроссельные устройства 11, 12, где в процессе дросселирования наряду с понижением давления (до ~350 кгс/см2) значительно понижается температура газа. Далее газ поступает в газовые редукторы 13, 14, вторично понижающие давление газа до заданного 10 кгс/см2 и необходимого для выдавливания топлива из топливных баков 7, 8 и подачи его к РД КЛА 27. Перед входом в газовые полости 5, 6 топливных баков 7, 8 газ пропускают через подогреватель 26, обеспечивающий подогрев газа до заданной и необходимой рабочей температуры, сохраняющей тепловой баланс в топливных баках 7, 8. Каждое дроссельное устройство снабжено двумя фильтрующими элементами 24, 25, установленными на входе и выходе из дроссельного отверстия 16 для защиты последнего от возможных попаданий твердых частичек, например окалин и т.п., как при изготовлении, так и при эксплуатации устройств. Кроме того, в процессе прохождения газа фильтрующий элемент 24 рассекает поток газа на входе в дроссельное отверстие и фильтрующий элемент 25 - на входе в газовый редуктор 13 (14), преобразуя поток газа в более мягкое - ламинарное течение, что позволяет исключить резкие скачки и удары и повысить надежность работы указанной арматуры. Выполнение на поверхностях диска 15 и решеток 18, 19 локально (местными прерывистыми с обеспечением зазора между соседними ребрами) выступающих и равных по высоте тонкостенных ребер 22 и 23 и установка с поджатием между последними фильтрующих элементов 24, 25 создает равномерное двухстороннее поджатие (закрепление) фильтрующих элементов 24, 25, что обеспечивает равномерное распределение потока газа по поверхности фильтрующих элементов и рассекание его при прохождении потока через микроотверстия фильтрующих элементов 24, 25. Кроме того, исключаются местные прогибы фильтрующих элементов (сеток) под напором потока газа, сохраняя их целостность и уменьшая износ. Таким образом, данная система наддува топливных баков горючего 7 и окислителя 8 со встроенными посредством раструбов 20, 21 в пневмомагистрали 3, 4 до газовых редукторов 13, 14 дроссельных устройств 11, 12, конструктивно выполненных согласно предлагаемому техническому решению, обеспечивает повышение надежности и эффективности работы системы, что, в свою очередь, выполняет поставленную задачу.
Claims (1)
- Система наддува топливных баков, содержащая баллоны высокого давления, связанные пневмомагистралями с газовыми полостями соответствующих топливных баков горючего и окислителя, и установленные на пневмомагистралях пускоотсечные клапаны, дроссельные устройства в виде дисков с центральным дроссельным отверстием, заключенных в корпус, а также газовые редукторы, отличающаяся тем, что диски выполнены за одно целое с цилиндрическими корпусами дроссельных устройств, при этом со стороны торцов корпуса установлены решетки и раструбы для плавного перехода и соединения с пневмомагистралями, причем на поверхностях каждого диска с обеих сторон выполнены локально выступающие и равные по высоте тонкостенные ребра, расположенные противоположно тонкостенным ребрам, выполненным выступающими и равными по высоте на поверхностях соответствующих решеток, а между торцами ребер диска и решеток установлены с поджатием фильтрующие элементы, выполненные в виде сетки из высокопрочного, коррозионно-стойкого материала, при этом дроссельные устройства встроены посредством раструбов в пневмомагистрали до газовых редукторов.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006114253/06A RU2339833C2 (ru) | 2006-04-26 | 2006-04-26 | Система наддува топливных баков |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006114253/06A RU2339833C2 (ru) | 2006-04-26 | 2006-04-26 | Система наддува топливных баков |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2006114253A RU2006114253A (ru) | 2007-11-10 |
RU2339833C2 true RU2339833C2 (ru) | 2008-11-27 |
Family
ID=38957960
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2006114253/06A RU2339833C2 (ru) | 2006-04-26 | 2006-04-26 | Система наддува топливных баков |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2339833C2 (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 |
WO2013116390A1 (en) * | 2012-01-30 | 2013-08-08 | Firestar Engineering, Llc | Thermal pressurant |
-
2006
- 2006-04-26 RU RU2006114253/06A patent/RU2339833C2/ru active
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 |
WO2013116390A1 (en) * | 2012-01-30 | 2013-08-08 | Firestar Engineering, Llc | Thermal pressurant |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2006114253A (ru) | 2007-11-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE10361657A1 (de) | Kühlungsluftversorgungssystem für die Kühlung verschiedener Kühlungsluft benötigender Systeme in einem Flugzeug | |
DE102005037285A1 (de) | Verfahren zum Betreiben einer Flugzeugklimaanlage | |
DE1037273B (de) | Wasserabscheider fuer eine Vorrichtung zur Versorgung der Kabinen von Hoehenfahrzeugen mit Atemluft | |
RU2339833C2 (ru) | Система наддува топливных баков | |
WO2000045041A1 (de) | Einrichtung zur treibstoffzufuhr für ein raketentriebwerk und wärmetauscher zur verwendung in der einrichtung | |
DE102007006556B4 (de) | Verfahren zur Sauerstoffnotversorgung in einem Flugzeug | |
An et al. | Preliminary flight test of hydrogen peroxide retro-propulsion module | |
DE112007002888T5 (de) | Ventil für Brennstoffzelle und Brennstoffzellen-Fahrzeug | |
RU2339832C2 (ru) | Система подачи топлива | |
DE102019219992A1 (de) | Fördereinrichtung für ein Brennstoffzellen-System zur Förderung und/oder Rezirkulation eines gasförmigen Mediums, insbesondere Wasserstoff | |
RU2341675C2 (ru) | Система наддува топливных баков (варианты) | |
RU2109975C1 (ru) | Система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки космического летательного аппарата | |
RU2339834C2 (ru) | Система наддува топливных баков | |
RU2143579C1 (ru) | Система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки космического летательного аппарата | |
RU2132477C1 (ru) | Система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки космического летательного аппарата | |
LEPSCH, JR et al. | Application of dual-fuel propulsion to a single stage AMLS vehicle | |
Ngo et al. | Developing additive manufactured monopropellant thrusters for deep space CubeSat applications | |
CN105203300A (zh) | 水静压力试验系统准线性排箫式卸压装置 | |
RU2140003C1 (ru) | Система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки космического летательного аппарата | |
An et al. | Preliminary Flight Test of Hydrogen Peroxide Retro-Propulsion Module for Lander Demonstration | |
RU2427507C1 (ru) | Маневрирующая ступень ракеты с комбинированной двигательной установкой и способ управления ее движением | |
EP2642115B1 (de) | Verbesserung des Mechanismus zum Regulieren des Wasserstroms durch eine Turbine des Banki-Systems | |
Buysschaert et al. | Research on inlet precooling for mini-turbojet engines | |
RU2170839C1 (ru) | Система подачи топлива двигательной установки космического летательного аппарата | |
KR101810770B1 (ko) | 추력제어 장치 |