Результат интеллектуальной деятельности: СИСТЕМА НАДДУВА ТОПЛИВНЫХ БАКОВ

Изобретение относится к космической технике, a точнее к области проектирования и эксплуатации реактивных двигательных установок (РДУ) космических летательных аппаратов (КЛА).

Система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки КЛА используется 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 (ДУ) КЛА (см., например, журнал №7 «Авиация и космонавтика», М., Воениздат, 1978, стр.36, 37, рис.2). 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 газовыми полостями топливных баков посредством пневмомагистралей, содержащих пускоотсечные клапаны и газовые редукторы. Заправка баллонов газом высокого давления производится на Земле перед стартом ракеты-носителя.

Известна также система наддува топливных баков горючего и окислителя ДУ КЛА (см., например, патент РФ №2143579 с приоритетом от 31.08.1998 г., кл. F02К 9/50), выбранная в качестве прототипа.

Система содержит баллоны высокого давления, связанные пневмомагистралями с газовыми полостями соответствующих топливных баков горючего и окислителя, и установленные на пневмомагистралях пускоотсечные клапаны, дроссельные устройства, газовые редукторы и предохранительные клапаны. В таких системах выдавливание топлива из топливных баков производят газом, например азотом или гелием, закачанным в баллоны высокого давления на Земле перед стартом. В процессе работы системы наддува в условиях невесомости, в случае повышения давления выше расчетного (допускаемого при нормальной работе топливных баков) в пневмомагистрали на входе в газовую полость топливного бака (например, при отказе газового редуктора) срабатывает предохранительный клапан, установленный на данной пневмомагистрали, и происходит дренаж значительной части газа в космическое пространство, что сохраняет целостность топливных баков и системы в целом, но уменьшает срок службы системы из-за потери значительной части газа. Также система слабо защищена от воздействий на КЛА при срабатывании предохранительной арматуры, что приводит к уменьшению надежности и срока службы системы.

Общими недостатками известных аналогов и прототипа системы наддува топливных баков и системы в целом являются недостаточная надежность и долговечность системы.

Задачей настоящего изобретения является создание такой системы наддува топливных баков горючего и окислителя, например, ДУ КЛА, которая обладала бы большей надежностью и долговечностью.

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, газовые редукторы и предохранительные клапаны, в отличие от известной в каждую пневмомагистраль после газовых редукторов введены два параллельно включенных трубопровода, каждый из которых имеет ответвление с дополнительным предохранительным клапаном, ответвления подсоединены на выходе к общей (объединяющей их) дренажной магистрали, каждый из параллельно включенных трубопроводов снабжен дополнительным пускоотсечным клапаном, при этом параллельно включенные трубопроводы сообщены между собой перепускным трубопроводом, включенным после ответвления с дополнительным предохранительным клапаном и перед дополнительным пускоотсечным клапаном, а общая дренажная магистраль сообщена с безмоментным устройством.

Технический результат заключается в том, что по сравнению с известными техническими решениями в предлагаемой системе наддува топливных баков горючего и окислителя в случае повышения давления выше расчетного происходит дренаж незначительной (минимальной) части газа в космическое пространство, а также предусмотрено закрытие пускоотсечных клапанов и отсечение газовой полости от поступления газа, что обеспечивает высокую надежность и долговечность.

Техническое решение позволяет смягчить и выровнять напор срабатываемого газа при возникновении инерционности срабатывания пускоотсечных и предохранительных клапанов.

Использование предлагаемой системы наддува топливных баков горючего и окислителя, например, на космическом орбитальном комплексе типа «МКС»-«Прогресс»-«Шатлл» позволит дать значительный экономический эффект за счет повышения надежности и долговечности системы.

Суть изобретения поясняется чертежом. Предлагаемая система наддува топливных баков состоит из следующих основных узлов, деталей и агрегатов: баллонов высокого давления 1, 2, связанных соответственно пневмомсинстралями 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, газовых редукторов 13, 14 и предохранительных клапанов 15, 16, 17, 18. В каждую пневмомагистраль 3, 4 после газовых редукторов 13, 14 введены два параллельно включенных трубопровода 19, 20 и 21, 22, имеющих ответвления с дополнительными предохранительными клапанами 15, 16 (17, 18) в них, и пускоотсечные клапаны 23, 24 (25, 26) в каждый из параллельно включенных трубопроводов, при этом ответвление с дополнительным предохранительным клапаном 15 (16, 17, 18) выполнено соответственно перед пускоотсечным клапаном 23 (24, 25, 26), и выходы ответвлений связаны (объединены) с общей дренажной магистралью 29, сообщенной с безмоментным устройством 30, а после ответвления, перед дополнительным пускоотсечным клапаном 23 (24, 25, 26) включен перепускной трубопровод 27 (28), сообщающий трубопроводы 19 и 20 (21 и 22). Выдавливаемое топливо (горючее и окислитель) из топливных баков 7, 8 подается к потребителю, например к реактивным двигателям 31. Безмоментное устройство 30 выполнено в виде пустотелого диска с равномерно и диаметрально противоположным расположением по внешнему торцу диска одинаковых отверстий, имеющих одинаковые размеры, что защищает КЛА от воздействий реактивных сил, возникающих при сбросе газа под давлением. Система снабжена перепускными магистралями 32 и 33.

Работает система наддува топливных баков следующим образом. Для выдавливания и подачи топлива к реактивным двигателям 31 из топливных баков горючего 7 и окислителя 8 открывают пускоотсечные клапаны 9, 10, и газ, например гелий, из баллонов высокого давления 1, 2 под высоким давлением (порядка 350 кгс/см²) проходит через дроссельные устройства 11, 12, где в результате дросселирования давление понижается (порядка 350 кгс/см²) и подается в газовые редукторы 13, 14, которые понижают давление газа до заданного и необходимого давления (порядка 10 кгс/см²) для выдавливания топлива из топливных баков 7, 8 и подачи его к РД 31. После газовых редукторов 13, 14 газ проходит через параллельно включенные трубопроводы 19, 20 и 21, 22 и поступает в газовые полости 5, 6 топливных баков 7, 8, откуда производится выдавливание и подача топлива к РД 31. Дополнительные пускоотсечные клапаны 23, 24 и 25, 26 находятся в нормально открытом состоянии. В процессе работы системы наддува топливных баков в условиях невесомости в случае повышения давления выше расчетного (допускаемого при нормальной работе топливных баков 7 (8)) в пневмомагистрали 3 (4) на входе в газовую полость 5 (6) топливного бака 7 (8), например, при отказе газового редуктора 13 (14) срабатывают предохранительные клапаны 15, 16 (17, 18), подключенные в параллельно включенные трубопроводы 19, 20 (21, 22), и происходит дренаж незначительной части газа в космическое пространство через общую дренажную магистраль 29, сообщенную с безмоментным устройством 30. Сброс незначительного (минимального) количества газа при срабатывании предохранительных клапанов 15, 16 (17, 18) происходит за счет установки в параллельно включенные контуры 19, 20 (21, 22) после включения предохранительных клапанов 15, 16 (17, 18) пускоотсечных клапанов 23, 24 (25, 26), которые при повышении давления в пневмомагистрали 3 (4) на входе в газовую полость 5 (6) топливного бака 7 (8) по команде от бортового пульта управления клапанами моментально срабатывают на закрытие и отсечение газовой полости 5 (6) топливного бака 7 (8) от поступления в нее газа из пневмомагистрали 3 (4), расположенной между пускоотсечными клапанами 9 (10) и дополнительными пускоотсечными клапанами 23, 24 (25, 26). Для перепуска газа между пневмомагистралями 3, 4 предусмотрены перепускные магистрали 32 и 33, снабженные пускоотсечными клапанами. Перепускной трубопровод 27 и 28 обеспечивает проход газа из одного контура 19 (21) в другой 20 (22) в случае срабатывания предохранительных клапанов 15, 16 (17, 18), что смягчает и выравнивает напор срабатываемого газа при возникновении инерционности срабатывания пускоотсечных и предохранительных клапанов. Полому предлагаемая система наддува топливных баков 7, 8, в которой пневмомагистрали 3, 4 снабжены параллельно включенными трубопроводами 19, 20 и 21, 22 с включенными в них дополнительными предохранительными клапанами 15, 16 и 17, 18 и с установленными на них дополнительными пускоотсечными клапанами 23, 24 и 25, 26, обеспечивает повышение надежности и долговечности системы наддува, что выполняет поставленную задачу.