RU2669243C1 - Method for supplying fuel from a tank to the combustion chamber of a liquid rocket engine of a spacecraft - Google Patents

Method for supplying fuel from a tank to the combustion chamber of a liquid rocket engine of a spacecraft Download PDF

Info

Publication number
RU2669243C1
RU2669243C1 RU2017128994A RU2017128994A RU2669243C1 RU 2669243 C1 RU2669243 C1 RU 2669243C1 RU 2017128994 A RU2017128994 A RU 2017128994A RU 2017128994 A RU2017128994 A RU 2017128994A RU 2669243 C1 RU2669243 C1 RU 2669243C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
tank
fuel
spacecraft
displacer
elastic
Prior art date
Application number
RU2017128994A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Семёнович Ковтун
Вячеслав Александрович Кетов
Original Assignee
Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" filed Critical Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева"
Priority to RU2017128994A priority Critical patent/RU2669243C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2669243C1 publication Critical patent/RU2669243C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)

Abstract

FIELD: astronautics.SUBSTANCE: invention relates to space engineering. Method of supplying fuel from the tank to the combustion chamber of a liquid rocket engine (LRE) of a spacecraft (SC) includes displacement of fuel from a compressing cavity formed by an elastic partition of the tank, external mechanical pressure of gas on the surface of the elastic partition until the tank is fully emptied from the fuel. Mechanical pressure on the elastic shell is formed by changing the shape of the displacer made of a set of elements of metal alloys with a thermomechanical shape memory effect and a stable mechano-martensitic state of alloys with given temperatures for complete transition of martensite to austenite. Formation of displacement molds for external pressures on an elastic partition is carried out by successively heating the displacement elements.EFFECT: technical result of invention is to reduce the mass of the propulsion system of the spacecraft and increase its survivability.1 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области космической техники и предназначено для использования в вытеснительных системах подачи топлива в камеру сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) космических аппаратов (КА).The invention relates to the field of space technology and is intended for use in displacing systems for supplying fuel to the combustion chamber of liquid rocket engines (LRE) of spacecraft (SC).

Известен способ подачи топлива из бака в камеру сгорания ЖРД включающий заправку топлива в сжимающую полость бака, образованную механической перегородкой в виде поршня и вытеснение топлива внешним механическим давления газа на поверхность поршня (Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. М.: Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана. 2006. стр. 297-298). При этом вытеснение топлива производится внешним механическим давлением газа на поверхность поршня, который в свою очередь, перемещаясь в объеме цилиндрической формы, вытесняет топливо из сжимающей полости в магистраль.A known method of supplying fuel from a tank to a combustion chamber of a liquid propellant rocket engine includes refueling the fuel in the tank compression cavity formed by a mechanical partition in the form of a piston and displacing the fuel with external mechanical gas pressure on the piston surface (M. M. Dobrovolsky Liquid rocket engines. M.: MGTU im. N.E. Bauman. 2006. p. 297-298). In this case, the fuel is displaced by external mechanical gas pressure on the piston surface, which, in turn, moves in a cylindrical volume and displaces the fuel from the compression cavity into the line.

Недостатки указанного способа подачи топлива заключаются в технологической сложности его реализации и низкой надежности эксплуатации поршневых устройств. Поршневое устройство имеет относительно большую массу и не обеспечивает полной герметичности между полостями бака. Возможны нарушения герметичности вследствие перекоса или коррозии. Применение ограничено цилиндрическими баками, при этом возникают технологические трудности при изготовлении калиброванных баков большой длины.The disadvantages of this method of fuel supply are the technological complexity of its implementation and the low reliability of operation of piston devices. The piston device has a relatively large mass and does not provide complete tightness between the cavities of the tank. Loss of tightness due to skew or corrosion. The application is limited to cylindrical tanks, while there are technological difficulties in the manufacture of calibrated tanks of large lengths.

Известен способ подачи топлива из бака в камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя космического аппарата, включающий вытеснение топлива из сжимающей полости, образованной эластичной перегородкой бака (Пневмогидравлические системы двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями. Под редакцией академика В.Н. Челомея. М.: Машиностроение. 1978, стр. 21-22). А вытеснения топлива производится внешним механическим давлением Рn на поверхность эластичной перегородки, где n=1,2,…,N - количество подач топлива перед запусками и в процессе работы двигателя, до полного освобождения бака от топлива. При этом давление на перегородку создается за счет подачи газа высокого давления. Применение эластичной оболочки позволило исключить попадание газа в систему подачи топлива. Масса вытеснителя - эластичной перегородки, меньше, чем в случае применения поршневой перегородки.A known method of supplying fuel from a tank to the combustion chamber of a liquid-propellant rocket engine of a spacecraft, including displacing fuel from a compression cavity formed by an elastic tank baffle (Pneumohydraulic systems of propulsion systems with liquid rocket engines. Edited by Academician VN Chelomey. M.: Mechanical Engineering. 1978, pp. 21-22). And fuel is displaced by external mechanical pressure P n onto the surface of the elastic partition, where n = 1,2, ..., N is the number of fuel supplies before starts and during engine operation, until the tank is completely free of fuel. In this case, the pressure on the partition is created by supplying high-pressure gas. The use of an elastic shell made it possible to exclude gas from entering the fuel supply system. The mass of the displacer - elastic baffle is less than in the case of the use of a piston baffle.

Основной недостаток заключается в выборе способа вытеснения топлива из бака механическим давлением газа, для реализации которого на борту КА находится газобаллонная система наддува баков сжатым газом ([1], стр. 28). Заправленные газовые баллоны, совместно с арматурой, составляют значительную часть массы двигательной установки (ДУ) КА. На грузовых транспортных КА «Прогресс» масса вытеснительной системы подачи составляет ~21% от общей массы ДУ. При этом давление гелия в шар-баллонах может достигать 350 кгс/см2. Высокое давление понижает свойство живучести ДУ так как ей, как системе, сложно противостоять внешним и внутренним воздействиям негативных факторов, имея в своем составе элемент, заряженный энергией газа высокого давления. В условиях длительного космического полета, а также в случае использования ДУ в посадочных модулях КА, совершающих посадку и взлет с других планет, для сохранения герметичности и избегания катастрофических разрушений конструкции от действия перегрузок ударного характера и факторов космического пространства, обеспечению живучести придается решающее значение.The main disadvantage is the choice of the method of displacing fuel from the tank by gas mechanical pressure, for the implementation of which there is a gas-cylinder system for pressurizing the tanks with compressed gas on board the spacecraft ([1], p. 28). Refilled gas cylinders, together with valves, make up a significant part of the mass of the spacecraft propulsion system (DU). On freight transport spacecraft Progress, the mass of the displacement feed system is ~ 21% of the total mass of the remote control. The pressure of helium in balloons can reach 350 kgf / cm 2 . High pressure lowers the survivability property of the remote control because it, as a system, is difficult to resist the external and internal influences of negative factors, having in its composition an element charged with the energy of a high-pressure gas. In conditions of a long space flight, as well as in the case of using the remote control in the spacecraft landing modules, landing and taking off from other planets, to ensure integrity and avoid catastrophic structural damage from the action of overloads of impact nature and space factors, decisiveness is attached.

Техническим результатом изобретения является снижение массы ДУ и повышения ее живучести.The technical result of the invention is to reduce the mass of the remote control and increase its survivability.

Для достижения технического результата в способе подачи топлива из бака в камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя космического аппарата, включающем вытеснение топлива из сжимающей полости, образованной эластичной перегородкой бака, внешним механическим давлением Рn на поверхность эластичной перегородки, где n=1,2,…,N - количество подач топлива перед запусками и в процессе работы двигателя, до полного освобождения бака от топлива, механическое давление Рn на эластичную оболочку формируют путем изменения формы вытеснителя, выполненного из набора n-х элементов из металлических сплавов с термомеханическим эффектом памяти форм и устойчивым механомартенситным состоянием сплавов, с заданными n-ми значениями температур Тn полного перехода мартенсита в аустенит, для которых выполняется условиеTo achieve a technical result in a method of supplying fuel from a tank to a combustion chamber of a liquid propellant rocket engine of a spacecraft, including displacing fuel from a compression cavity formed by an elastic partition of a tank by external mechanical pressure P n onto the surface of an elastic partition, where n = 1,2, ..., N - number of innings fuel before starting or during operation of the engine, until complete liberation of the fuel tank, a mechanical pressure P n on elastic sheath is formed by changing the shape of the displacer, vypol ennogo set of n-th elements of metal alloys with thermomechanical shape memory effect and a sustainable state mehanomartensitnym alloys with given values of E n-temperature T n full transition of martensite to austenite such that the condition

Т1<Т2<…<TN,T 1 <T 2 <... <T N ,

при этом формирование вытеснительных форм для внешних давлений на эластичную перегородку, производят путем последовательного нагрева элементов вытеснителя до Тn температур.wherein the formation of displacing forms for external pressures on the elastic partition is carried out by successively heating the displacer elements to T n temperatures.

Для пояснения сути предложенного технического решения, представлены:To clarify the essence of the proposed technical solutions are presented:

Фиг. 1 - схема рабочей формы вытеснителя в заправленном баке.FIG. 1 is a diagram of the working form of a displacer in a refilled tank.

Фиг. 2 - схема промежуточной формы вытеснителя в баке при подаче топлива.FIG. 2 is a diagram of an intermediate form of a displacer in a tank when fuel is supplied.

Фиг. 3 - схема формы вытеснителя при полном освобождении бака от топлива.FIG. 3 is a diagram of the shape of the displacer with the complete release of the tank from fuel.

На фиг. 1 введены обозначения:In FIG. 1 designation introduced:

1 - первая полусфера бака;1 - the first hemisphere of the tank;

2 - вторая полусфера бака;2 - the second hemisphere of the tank;

3 - диафрагменный элемент;3 - diaphragm element;

4 - диафрагменный пояс 1-й;4 - diaphragm belt 1st;

5 - диафрагменный пояс 2-й;5 - diaphragm belt 2nd;

6 - соединительный пояс 1-й;6 - connecting belt 1st;

7 - соединительный пояс 2-й;7 - connecting belt of the 2nd;

8 - соединительный пояс 3-й;8 - connecting belt 3rd;

9 - эластичная перегородка;9 - elastic partition;

10 - стык полусфер;10 - joint hemispheres;

11 - фланец крепления трубопровода;11 - flange mounting pipe;

12 - крепежный диск;12 - mounting disk;

13 - герморазъем токового ввода;13 - pressure input of the current input;

14 - штуцер с установленным редуктором.14 - fitting with gear installed.

Бак состоит из двух полусфер 1 и 2, в которых размещаются два вытеснителя, прилегающих к внутренним поверхностям полусфер. Каждый вытеснитель представляет собой наборную диафрагму, состоящую из диафрагменного элемента 3, имеющего форму сферического сегмента, и диафрагменных поясов 4 и 5. В общем случае диафрагма может иметь n-е число поясов, где n=2,3,…,N. При этом количество поясов соотносится к количеству подач топлива перед запусками и в процессе работы двигателя, с учетом того, что n=1 для диафрагменного элемента 3. Собирается диафрагма соединительными поясами 6-8, m-е число которых, где m=1,2,…,М, соответствует диафрагменному набору по числу N. При этом М-й соединительный пояс крепится к крепежному диску 12, в который вмонтирован фланец крепления трубопровода 11, а эластичная перегородка 9 в виде эластичного мешка устанавливается в стыке 10 при сборке полусфер в единую конструкцию бака. Герморазъемы токовых вводов 13 предназначены для подключения электронагревателей, установленных на диафрагменных элементах 3 и диафрагменных поясах 4, 5. В вершинах полусфер установлены два штуцера с установленными редукторами 14.The tank consists of two hemispheres 1 and 2, in which two displacers are placed adjacent to the inner surfaces of the hemispheres. Each displacer is a composite diaphragm consisting of a diaphragm element 3 having the shape of a spherical segment and diaphragm belts 4 and 5. In the general case, the diaphragm may have an nth number of belts, where n = 2,3, ..., N. In this case, the number of belts is related to the number of fuel supplies before starts and during engine operation, taking into account the fact that n = 1 for the diaphragm element 3. The diaphragm is assembled with connecting belts 6-8, the mth number of which, where m = 1,2 , ..., M, corresponds to the diaphragm set according to the number N. In this case, the Mth connecting belt is attached to the mounting disk 12, into which the pipe mounting flange 11 is mounted, and the elastic partition 9 in the form of an elastic bag is installed at the joint 10 when assembling the hemispheres into a single tank design. Hermetic sockets of current inputs 13 are intended for connecting electric heaters installed on diaphragm elements 3 and diaphragm belts 4, 5. Two nozzles with mounted gearboxes 14 are installed at the tops of the hemispheres.

Реализация способа осуществляется следующим образом. Перед заправкой вакуумируют через редукторы 14, полости размещения вытеснителей между первой 1 и второй 2 полусферами и эластичной перегородкой 9 (объемы вытеснителей) до давления P1 при атмосферном давлении внутри сжимающей полости. За счет перепада давлений перегородка облегает внутреннюю поверхность вытеснителя и в промежутках между соединителями прижимается к поверхности бака. Далее производят проверочный наддув сжимающей полости газом (например, гелием) до рабочего давления РР с нагрузочным коэффициентом k, где k>1.The implementation of the method is as follows. Before refueling, vacuum through the gearboxes 14, the displacer placement cavities between the first 1 and second 2 hemispheres and the elastic partition 9 (displacer volumes) to a pressure P 1 at atmospheric pressure inside the compression cavity. Due to the pressure difference, the partition fits the inner surface of the displacer and is pressed against the surface of the tank in the spaces between the connectors. Next, a test pressurization of the compression cavity by gas (for example, helium) is performed to the working pressure P P with a load factor k, where k> 1.

Производят выдержку давления в течение определенного времени и по натеканию газа в вакуумированный объем вытеснителя проверяют герметичность перегородки и стыка полусфер. В случае натекания окружающего воздуха - негерметичен стык, а при наличии натекания гелия - негерметична перегородка.The pressure is held for a certain time, and by leakage of gas into the evacuated volume of the displacer, the tightness of the septum and the joint of the hemispheres is checked. In the case of leakage of ambient air, the joint is leaky, and in the presence of leakage of helium, the partition is leaky.

После проверки герметичности вакуумируют сжимающую полость до давления Р2, с условием Р2>Р1. За счет более глубокого вакуума в объемах вытеснителей перегородка находится в исходно прижатом состоянии.After checking the tightness, the compression cavity is evacuated to a pressure of P 2 , with the condition P 2 > P 1 . Due to a deeper vacuum in the displacer volumes, the partition is in the initially pressed state.

Далее производят заправку сжимающей полости компонентом топлива до давления Р3. После чего разгружают частично оболочку, путем наддува через штуцера с редукторами 14 объемов вытеснителей до давления Р0 при выполнении условия Р3>Р0. Перепад давлений, прижимает перегородку к внутренним поверхностям вытеснителей и обеспечивает ее опору на корпусе бака между соединителями. Приобретенная пространственная конфигурация перегородки обеспечивает ее устойчивость к воздействию колебаний топлива в баке и демпфирование колебаний топлива. В исходно обжатом состоянии оболочка находится до начала подачи топлива в камеру сгорания ЖРД.Next, refuel the compression cavity with a fuel component to a pressure of P 3 . After which part of the shell is unloaded, by charging through a nozzle with gearboxes 14 volumes of displacers to a pressure of P 0 when the condition P 3 > P 0 is fulfilled. The differential pressure presses the partition to the inner surfaces of the displacers and provides its support on the tank body between the connectors. The acquired spatial configuration of the partition ensures its resistance to the effects of fuel vibrations in the tank and damping of fuel vibrations. In the initial compressed state, the shell is located before the fuel is supplied to the combustion chamber of the rocket engine.

Диафрагменный элемент 3 и n-е диафрагменные пояса выполнены из металлических сплавов с термомеханическим эффектом памяти форм и устойчивым механомартенситным состоянием сплавов, с заданными n-ми значениями температур Тn полного перехода мартенсита в аустенит, для которых выполняется условиеThe diaphragm element 3 and the nth diaphragm belts are made of metal alloys with a thermomechanical effect of shape memory and a stable mechano-martensitic state of the alloys, with the given nth temperatures T n of the complete transition of martensite to austenite, for which the condition

T1<T2<…<TN.T 1 <T 2 <... <T N.

В качестве такого сплава может использоваться материал с эффектом памяти формы (ЭПФ) - никелид титана (см. Барвинок В.А., Богданович В.И., Грошев А.А. и др. Методика проектирования силовых приводов из материала с эффектом памяти формы для ракетно-космической техники // Известия Самарского научного центра Российской академии наук, т. 15, №6, 2013. С. 272-277) с разным процентным содержанием титана и никеля. Выбором состава сплава добиваются выполнения указанного температурного условия (uas.su/books/newmaterial/101/razdel101.php).As such an alloy, a material with a shape memory effect (EPF) —titanium nickelide — can be used (see Barvinok V.A., Bogdanovich V.I., Groshev A.A. et al. Technique for designing power drives made of a material with a shape memory effect for rocket and space technology // Bulletin of the Samara Scientific Center of the Russian Academy of Sciences, vol. 15, No. 6, 2013. S. 272-277) with different percentages of titanium and nickel. By choosing the composition of the alloy, the specified temperature condition is satisfied (uas.su/books/newmaterial/101/razdel101.php).

При этом сплавы находятся в устойчивом механомартенситном состоянии. Для этого, до сборки плоские диски и кольца, изготовленные из никелида титана, проходят выдержку в течение часа при определенной температуре (750°С) и закалку в аргоне для уменьшения анизотропности свойств (см. Вяххи И.Э., Гончарук П.Д., Иванькин М.А. и др. Технические решения для адаптивных авиационных конструкций с использованием сплавов с памятью формы. Ученые записки ЦАГИ. Том XXXVIII. №3-4. 2007. С. 158- 168). Далее каждый вытеснитель деформируется до «запоминаемой» формы в виде полусферы и «заневолевается» в специальном приспособлении. Диафрагменным диску и кольцам придаются необходимые формы сферического сегмента и сферического пояса за счет упругой деформации, а соединителям (изготовленным из сплава алюминия, например) - за счет упругой деформации пластин и пластичной деформации изгиба специально выполненного паза в соединительных элементах.In this case, the alloys are in a stable mechano-martensitic state. For this, prior to assembly, flat disks and rings made of titanium nickelide are held for one hour at a certain temperature (750 ° C) and quenched in argon to reduce the anisotropic properties (see I. Vyakhhi, P. D. Goncharuk. , Ivankin MA, et al. Technical solutions for adaptive aircraft structures using shape memory alloys. TsAGI Scientific Notes. Volume XXXVIII. No. 3-4. 2007. P. 158-168). Further, each displacer is deformed to a “memorized” form in the form of a hemisphere and is “agitated” in a special device. The necessary shapes of the spherical segment and the spherical belt are given to the diaphragm disk and rings due to elastic deformation, and to connectors (made of an aluminum alloy, for example) due to elastic deformation of the plates and plastic bending deformation of a specially made groove in the connecting elements.

После деформации производится термическая стабилизация формы вытеснителя при определенной температуре и продолжительности по времени. Никелид титана в конце стабилизации находится в аустенитном состоянии (

Figure 00000001
). Затем производится охлаждение вытеснителя и освобождение из фиксирующего приспособления. При этом он сохраняет форму полусферы, за вычетом незначительной доли упругой деформации, а в никелиде титана происходит прямой переход из аустенитного в мартенситное состояние (
Figure 00000002
). Таким образом, вытеснителю придается рабочая форма, прилегающая к внутренней поверхности при установке вытеснителя в полусферу бака (фиг. 1).After deformation, thermal stabilization of the displacer is carried out at a certain temperature and duration in time. Titanium nickelide at the end of stabilization is in the austenitic state (
Figure 00000001
) Then the displacer is cooled and released from the fixing device. Moreover, it retains the shape of the hemisphere, minus a small fraction of the elastic deformation, and in titanium nickelide a direct transition from the austenitic to martensitic state occurs (
Figure 00000002
) Thus, the displacer is given a working shape adjacent to the inner surface when installing the displacer in the hemisphere of the tank (Fig. 1).

Характеристические температуры превращения сплавов никелида титана, например при начальной температуре превращения мартенсита в аустенит ТН=20°С и температурах полного завершения превращения T1=35°С (ΔT1=15°С), Т2=40°С (ΔТ2=20°С), Т3=45°С (ΔТ3=25°С), позволяют последовательным нагревом вытеснителя осуществлять дискретное вытеснение (дозирование подачи) топлива из бака в камеру сгорания ЖРД КА (Бледнова Ж.М., Степаненко М.А. Роль сплавов с эффектом памяти формы в современном машиностроении. Краснодар. 2012. С. 62). Тем самым обеспечивается высокая эффективность управления вытеснительной подачей топлива при запуске и остановке работы двигателя.Characteristic temperatures for the transformation of titanium nickelide alloys, for example, at the initial temperature for the conversion of martensite to austenite T Н = 20 ° С and temperatures for the complete conversion of T 1 = 35 ° С (ΔT 1 = 15 ° С), Т 2 = 40 ° С (ΔТ 2 = 20 ° С), Т 3 = 45 ° С (ΔТ 3 = 25 ° С), allow successive heating of the displacer to carry out discrete displacement (dosing of supply) of fuel from the tank into the combustion chamber of the rocket engine (Blednova Zh.M., Stepanenko M. A. The role of alloys with the shape memory effect in modern engineering. Krasnodar. 2012. P. 62). This ensures high efficiency control of the displacement fuel supply when starting and stopping engine operation.

На фиг. 2 показана схема промежуточной формы вытеснителя в баке при подаче топлива после срабатывания диафрагменного элемента 3, который после нагрева изменил свою форму в результате обратного перехода сплава никелида титана из мартенситного состояния в аустенитное (

Figure 00000003
) из сферического сегмента в диск с давлением на эластичную перегородку. Аналогичный переход формы после нагрева происходит и с диафрагменными поясами, которые после нагрева до Тn-х температур приобретают форму диска. Конструкция соединительных элементов, из которых собираются соединительные пояса, не препятствует изменению формы элементов вытеснителя.In FIG. 2 shows a diagram of the intermediate form of the displacer in the tank when fuel is supplied after the diaphragm element 3 is triggered, which after heating has changed its shape as a result of the reverse transition of the titanium nickelide alloy from the martensitic state to the austenitic state (
Figure 00000003
) from a spherical segment to a disk with pressure on the elastic partition. A similar transition of the form after heating occurs with the diaphragm belts, which after heating to T n temperatures take the form of a disk. The design of the connecting elements from which the connecting belts are assembled does not prevent the change in the shape of the displacer elements.

Формирование вытеснительных форм для внешних механических давлений Рn на эластичную перегородку, производится путем последовательного нагрева элементов вытеснителя до Тn температур. Полное освобождение бака от топлива наступает после срабатывания всех элементов двух вытеснителей (фиг. 3). В результате оба вытеснителя приобретают в целом плоскую форму.The formation of displacement forms for external mechanical pressures P n on the elastic wall is carried out by sequential heating of the displacer elements to T n temperatures. Full release of the tank from the fuel occurs after the operation of all elements of the two displacers (Fig. 3). As a result, both displacers acquire a generally flat shape.

Нагрев вытеснителей бака может осуществляться как электронагревателями (условно не показаны на фиг. 1), установленными на диафрагменном элементе 3 и диафрагменных поясах 4,5, так и внешними источниками тепла, например солнечной энергией при соответствующей ориентации КА на Солнце и открытой для облучения поверхности бака. При этом для срабатывания вытеснителей осуществляется разогрев всей массы бака, включая массу топлива. Такой способ разогрева бака можно рассматривать в качестве резервного в случае отказа электронагревателей или отсутствия необходимых мощностей электроэнергии на борту КА.Tank displacers can be heated both by electric heaters (not shown conditionally in Fig. 1) installed on diaphragm element 3 and diaphragm belts 4,5, and by external heat sources, for example, solar energy with the appropriate orientation of the spacecraft to the Sun and the surface of the tank open for irradiation . In this case, for the operation of the displacers, the entire mass of the tank, including the mass of fuel, is heated. This method of heating the tank can be considered as a backup in the event of a failure of electric heaters or the absence of the necessary electric power on board the spacecraft.

Проведем расчетное подтверждение выполнимости способа.We carry out a calculated confirmation of the feasibility of the method.

Максимальная деформация материала с ЭПФ не должна превышать предельного значения относительной деформации ε*, при котором в процессе обратного перехода (

Figure 00000003
) восстанавливается исходная форма. При этом относительная деформация оценивается отношением, применяемым для оценки кривизны пластин [3]:The maximum deformation of a material with EPF should not exceed the limiting value of the relative deformation ε *, at which during the reverse transition (
Figure 00000003
) the original form is restored. In this case, the relative deformation is estimated by the ratio used to assess the curvature of the plates [3]:

Figure 00000004
Figure 00000004

где k - 1/R - кривизна пластины, R - радиус кривизны, h - толщина пластин, из которых изготовлены элементы диафрагмы и диафрагменные пояса.where k - 1 / R is the curvature of the plate, R is the radius of curvature, h is the thickness of the plates from which the elements of the diaphragm and diaphragm belts are made.

Воспользуемся соотношением (1) для оценки деформации сферического сегмента из материала с ЭПФ. Примем для расчета радиус полусферы бака R=400mm при n=1 мм. Тогда относительная деформация составит ε ≈ 1,3⋅10-3, или 0,13%. В использованных экспериментальных моделях [3], относительная деформация составляла 0,9-4,5%, при допустимых значениях ε*=6-12%. Таким образом, показана возможность решения задачи по деформированию элемента в рабочую форму и возвращению его в состояние исходной формы плоского диска.We use relation (1) to assess the deformation of a spherical segment from a material with electron-phase transition. For calculation, we take the radius of the hemisphere of the tank R = 400 mm at n = 1 mm. Then the relative deformation will be ε ≈ 1.3⋅10 -3 , or 0.13%. In the used experimental models [3], the relative deformation was 0.9–4.5%, with allowable values ε * = 6–12%. Thus, the possibility of solving the problem of deforming an element into a working form and returning it to its original state of a flat disk is shown.

Проведем оценку предельной величины давления (р), которую преодолеет рабочий элемент при восстановлении своей исходной формы. Для этого используем известное соотношение для напряжений σ, развивающихся в сферической оболочке ([4], стр. 103)Let us evaluate the limiting value of pressure (p) that the working element will overcome when restoring its original shape. For this, we use the well-known relation for stresses σ developing in a spherical shell ([4], p. 103)

Figure 00000005
Figure 00000005

При возврате в исходное состояние в материале с ЭПФ развивается реактивное напряжение, величина которого для выбранного материала составляет 390-500 МПа [3]. Это напряжение является рабочим при создании давления на поверхность эластичной перегородки. Примем для расчета σ=450 МПа и определим, преобразовав (2), значение давления с учетом ранее введенных исходных данныхUpon returning to the initial state, a reactive stress develops in a material with an electron-phase transition, the magnitude of which for the selected material is 390-500 MPa [3]. This stress is working when creating pressure on the surface of the elastic partition. For calculation, we take σ = 450 MPa and determine, having transformed (2), the pressure value taking into account the previously entered initial data

Figure 00000006
Figure 00000006

Рабочее давление при подаче топлива из бака в камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя космического аппарата не превышает 20 атм. Выбором величины h (одного из конструктивных параметров) при разработке конструкции вытеснителя можно устанавливать величину давления создаваемого его элементами. Условием выбора является функциональная достаточность рабочего давления при минимизации нагрузки на эластичную перегородку.The operating pressure when supplying fuel from the tank to the combustion chamber of a liquid-propellant rocket engine of a spacecraft does not exceed 20 atm. By choosing the value of h (one of the design parameters) when developing the design of the displacer, you can set the pressure value created by its elements. The condition for selection is the functional sufficiency of the working pressure while minimizing the load on the elastic partition.

Предел прочности бака из сплава алюминия рассчитан на давление примерно в два раза выше полученного в (3). Таким образом, разрушения корпуса бака при срабатывании вытеснителя не произойдет.The tensile strength of an aluminum alloy tank is designed for a pressure approximately two times higher than that obtained in (3). Thus, the destruction of the tank body during operation of the displacer will not occur.

По сравнению с наиболее часто применяемыми способами вытеснительной подачи топлива из бака в камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя КА, использующими газобаллонный принцип, вновь предлагаемый способ имеет существенные преимущества. Если провести установку разрабатываемых баков в базовый блок двигательной установки транспортных пилотируемых и грузовых кораблей, то масса вытеснителя уменьшиться на ~25% (~15,5 кг). Существенным преимуществом является также то, что на борту КА будут отсутствовать баллоны высокого давления газа, что исключает возможность разрушительного высвобождения механической энергии при их разгерметизации, последствия которого могут быть катастрофического характера. Необходимо также отметить, что допускается разгерметизация корпуса бака, при этом он сохраняет свою работоспособность без потери топлива. Следовательно, применение предлагаемого способа в устройствах подачи топлива в камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя позволяет значительно повысить живучесть двигательной установки и КА в целом.Compared with the most commonly used methods of displacing fuel supply from the tank to the combustion chamber of a spacecraft liquid propellant rocket engine using the gas cylinder principle, the newly proposed method has significant advantages. If you install the developed tanks in the base unit of the propulsion system of transport manned and cargo ships, then the displacer mass decreases by ~ 25% (~ 15.5 kg). A significant advantage is that there will be no high-pressure gas cylinders onboard the SC, which eliminates the possibility of a destructive release of mechanical energy during their depressurization, the consequences of which can be catastrophic. It should also be noted that depressurization of the tank body is allowed, while it maintains its operability without loss of fuel. Therefore, the application of the proposed method in devices for supplying fuel to the combustion chamber of a liquid propellant rocket engine can significantly increase the survivability of the propulsion system and the spacecraft as a whole.

Список литературыBibliography

1. Пневмогидравлические системы двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями. Под редакцией академика В.Н. Челомея. М.: «Машиностроение», 1978 г. 1. Pneumohydraulic systems of propulsion systems with liquid rocket engines. Edited by Academician V.N. Chelomea. M .: "Engineering", 1978

2. Барвинок В.А., Богданович В.И., Грошев А.А. и др. Методика проектирования силовых приводов из материала с эффектом памяти формы для ракетно-космической техники // Известия Самарского научного центра Российской академии наук, т. 15, №6, 2013. С. 272-277.2. Barvinok V.A., Bogdanovich V.I., Groshev A.A. et al. Technique for designing power drives made of a material with a shape memory effect for rocket and space technology // Bulletin of the Samara Scientific Center of the Russian Academy of Sciences, vol. 15, No. 6, 2013. P. 272-277.

3. Вяххи И.Э., Гончарук П.Д., Иванькин М.А. и др. Технические решения для адаптивных авиационных конструкций с использованием сплавов с памятью формы. Ученые записки ЦАГИ. Том XXXVIII. №3-4. 2007. С. 158- 168.3. Vyakhhi I.E., Goncharuk P.D., Ivankin M.A. and others. Technical solutions for adaptive aircraft structures using alloys with shape memory. Scientific notes TsAGI. Volume XXXVIII. No. 3-4. 2007.S. 158--168.

4. Гуров А.Ф., Севрук Д.Д., Сурнов Д.Н. Конструкция и расчет на прочность космических электроракетных двигателей. М.: «Машиностроение». 1970.4. Gurov A.F., Sevruk D.D., Surnov D.N. Design and strength analysis of space electric rocket engines. M .: "Engineering". 1970.

Claims (3)

Способ подачи топлива из бака в камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя космического аппарата, включающий вытеснение топлива из сжимающей полости, образованной эластичной перегородкой бака, внешним механическим давлением Pn на поверхность эластичной перегородки, где n=1, 2, …, N - количество подач топлива перед запусками и в процессе работы двигателя, до полного освобождения бака от топлива, отличающийся тем, что механическое давление Pn на эластичную оболочку формируют путем изменения формы вытеснителя, выполненного из набора n-х элементов из металлических сплавов с термомеханическим эффектом памяти форм и устойчивым механомартенситным состоянием сплавов, с заданными n-ми значениями температур Tn полного перехода мартенсита в аустенит, для которых выполняется условиеA method of supplying fuel from a tank to a combustion chamber of a liquid-propellant rocket engine of a spacecraft, including displacing fuel from a compression cavity formed by an elastic partition of a tank by external mechanical pressure P n onto the surface of an elastic partition, where n = 1, 2, ..., N is the number of fuel supplies before starting and during operation of the engine, until complete liberation of the fuel tank, characterized in that the mechanical pressure P n on elastic sheath is formed by changing the shape of the displacer, made from a set of n-x lementov of metal alloys with thermomechanical shape memory effect and a sustainable state mehanomartensitnym alloys with given values of E n-temperature T n full transition of martensite to austenite such that the condition T1<T2<…<TN,T 1 <T 2 <... <T N , при этом формирование вытеснительных форм для внешних давлений на эластичную перегородку производят путем последовательного нагрева элементов вытеснителя до Tn температур.wherein the formation of displacement forms for external pressures on the elastic partition is carried out by sequentially heating the displacer elements to T n temperatures.
RU2017128994A 2017-08-14 2017-08-14 Method for supplying fuel from a tank to the combustion chamber of a liquid rocket engine of a spacecraft RU2669243C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017128994A RU2669243C1 (en) 2017-08-14 2017-08-14 Method for supplying fuel from a tank to the combustion chamber of a liquid rocket engine of a spacecraft

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017128994A RU2669243C1 (en) 2017-08-14 2017-08-14 Method for supplying fuel from a tank to the combustion chamber of a liquid rocket engine of a spacecraft

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2669243C1 true RU2669243C1 (en) 2018-10-09

Family

ID=63798385

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017128994A RU2669243C1 (en) 2017-08-14 2017-08-14 Method for supplying fuel from a tank to the combustion chamber of a liquid rocket engine of a spacecraft

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2669243C1 (en)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2051246A (en) * 1979-04-25 1981-01-14 British Aerospace Propellant Feed System
JPH07117798A (en) * 1993-10-20 1995-05-09 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Discharging device for fluid from tank
RU2096648C1 (en) * 1988-09-01 1997-11-20 Научно-производственное объединение им.С.А.Лавочкина Propellant tank (versions)
RU2533592C1 (en) * 2013-07-22 2014-11-20 Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-Прогресс" (ФГУП "ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") Spacecraft power plant fuel feed system

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2051246A (en) * 1979-04-25 1981-01-14 British Aerospace Propellant Feed System
RU2096648C1 (en) * 1988-09-01 1997-11-20 Научно-производственное объединение им.С.А.Лавочкина Propellant tank (versions)
JPH07117798A (en) * 1993-10-20 1995-05-09 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Discharging device for fluid from tank
RU2533592C1 (en) * 2013-07-22 2014-11-20 Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-Прогресс" (ФГУП "ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") Spacecraft power plant fuel feed system

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
В.Н. ЧЕЛОМЕЙ и др. Пневмогидравлические системы двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями. -М.: Машиностроение, 1978 г., с. 21-26. *

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Andrianov et al. Concept and design of the hybrid test-motor for development of a propulsive decelerator of SARA reentry capsule
RU2669243C1 (en) Method for supplying fuel from a tank to the combustion chamber of a liquid rocket engine of a spacecraft
Brown et al. Foundational Methane Propulsion Related Technology Efforts, and Challenges for Applications to Human Exploration Beyond Earth Orbit
Spores GPIM Propulsion System Development Status
Parhi et al. Development of slow-burning solid rocket booster for RLV-TD hypersonic experiment
RU2666110C1 (en) Fuel tank of spacecraft installation
Ren et al. Structural analysis and testing of a miniature flexible joint under pressure and vector loading
Kuhl Design of a Mars airplane propulsion system for the aerial regional-scale environmental survey (ARES) mission concept
Nagai et al. Status of H-II rocket first stage propulsion system
Abumeri et al. Cryogenic composite tank design for next generation launch technology
RU2653266C2 (en) Working material feed system and the method of operation of the working material feed system
Story et al. A Single Stage to Orbit Design for a Hybrid Mars Ascent Vehicle
Praveen et al. Thermo-structural Design of an AA2014 mounting between a Structure and Liquid Oxygen Propellant Tank of a Launch Vehicle
CAMPBELL Divert propulsion system for army LEAP kill vehicle
Borowsky et al. Mitigating Boil-Off in Cryogenic Spacecraft Propellant Tanks
Knowlen et al. Ram accelerator as an impulsive space launcher: assessment of technical risks
Ray High Pressure Composite Overwrapped Pressure Vessel Development Tests at Cryogenic Temperatures
Butt et al. NASA ares i launch vehicle roll and reaction control systems design status
Cockfield Preparation of RTG F8 for the Pluto New Horizons mission
Gloyer et al. Ace: Practical SSTO
Ferlin Assessment and benchmarking of the extendible nozzle systems in the liquid propulsion
Masse et al. Enabling High Performance Green Propulsion for SmallSats
PUROHIT et al. Modeling of the Intelsat VI bipropellant propulsion subsystem
Salomé The propulsion subsystem of the CNES microsatellite product line
Flores et al. Characterization of propellant distribution for a cryogenic Attitude Control System