СИСТЕМА НАДДУВА ТОПЛИВНЫХ БАКОВ ГОРЮЧЕГО И ОКИСЛИТЕЛЯ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ КОСМИЧЕСКОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 1998 года по МПК F02K9/44 

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 космического летательного аппарата [1]. 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, газовые редукторы и обратные клапаны. Запас газа наддува в баллонах высокого давления в таких системах рассчитан на одноразовое полное выдавливание топлива из топливных баков. Повторной заправки в космосе топливных баков горючим и окислителем здесь обеспечить невозможно из-за отсутствия источника перекачки газа из полостей наддува обратно в полости баллонов высокого давления, т.е. нет возможности привести систему в исходное состояние для повторной дозаправки топливом двигательной установки в условиях космического полета, например, от космического заправщика.

Недостатками таких систем является малая живучесть системы, низкая надежность и невозможность многоразового использования системы наддува для дозаправки топливом топливных баков в условиях космического полета.

Известна также система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки космического летательного аппарата [2], выбранная в качестве прототипа.

Система содержит компрессор, связанный пневмомагистралями высокого давления и низкого давления соответственно с баллонами наддува и разделенными газовыми полостями топливных баков горючего и окислителя, редукторы, установленные в каждой пневмомагистрали низкого давления, и обратные клапаны, установленные в каждой пневмомагистрали высокого давления. В таких системах наличие в составе двигательной установки (ДУ) собственных бортовых компрессоров позволяет производить откачку газа из полостей наддува топливных баков в баллоны системы наддува перед дозаправкой топливных баков от космического заправщика. Увеличение массы и габаритов бортовых систем здесь компенсируется возможностью осуществления многократных дозаправок от космического заправщика и продления таким образом ресурса работы всего космического летательного аппарата (космической орбитальной станции). Бортовой компрессор обеспечивает приведение системы наддува в исходное состояние путем перекачки газа из полостей наддува топливных баков в баллоны высокого давления. Однако в таких системах возникают трудности при работе и отказы запуска компрессора в условиях космических орбитальных полетов из-за отсутствия перепускной магистрали между пневмомагистралями низкого и высокого давления.

Недостатками известной системы наддува являются низкие живучесть и надежность из-за невозможности перераспределения потока газа в магистралях при запуске и работе компрессора в условиях космического орбитального полета.

Задачей настоящего изобретения является создание такой системы наддува, которая обладала бы повышенной живучестью и надежностью в условиях космического орбитального полета. Это достигается за счет обеспечения перераспределения потока газа в пневмомагистралях при запуске и работе бортового компрессора.

Сущность изобретения заключается в том, что в системе наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки космического летательного аппарата, содержащей бортовой компрессор, связанный пневмомагистралями высокого и низкого давления, соответственно, с баллонами наддува и разделительными газовыми полостями топливных баков горючего и окислителя, газовые редукторы, установленные в каждой пневмомагистрали низкого давления, и обратные клапаны, установленные в каждой пневмомагистрали высокого давления, введены перепускные магистрали с включенными в каждую из них нерегулируемым дросселем и двумя фильтрами тонкой очистки, установленными на входе и выходе дросселя, причем один конец каждой перепускной магистрали сообщен с пневмомагистралью низкого давления на входе в редуктор, а другой конец сообщен с пневмомагистралью высокого давления на участке между выходом из бортового компрессора и обратными клапанами.

Технический результат заключается в том, что по сравнению с известными техническими решениями вновь созданная система наддува обеспечивает не только высокую надежность и живучесть системы наддува, но и увеличивает ресурс функционирования ДУ КЛА в процессе эксплуатации на орбите Земли.

Введение в состав предлагаемой системы наддува перепускных магистралей, включающих нерегулируемый дроссель и два фильтра тонкой очистки, установленных на входе и выходе дросселя, а также сообщение одного конца перепускной магистрали с пневмомагистралью низкого давления на входе в редуктор, а другого конца с пневмомагистралью высокого давления на участке между выходом из компрессора и обратными клапанами, обеспечивает перепуск части газа в период запуска и работы компрессора из пневмомагистрали высокого давления на выходе из компрессора в пневмомагистрали низкого давления, что, в свою очередь, создает условия для плавного и надежного запуска компрессора и устойчивой его работы в период перекачки газа из газовых полостей топливных баков в баллоны наддува. Нерегулируемый дроссель выполнен в виде дроссельной шайбы с расчетным проходным сечением отверстия, обеспечивающего заданный расход газа, необходимый для смягчения пусковых и рабочих характеристик компрессора.

Фильтры тонкой очистки, установленные на входе и выходе дросселя, обеспечивают гарантированную чистоту газа, проходящего через дроссель, и надежно защищают дроссель от засоров, как при прямом, так и при обратном потоке газа.

Техническое решение в части введения в состав системы наддува топливных баков горючего и окислителя ДУ КЛА перепускных магистралей, содержащих нерегулируемый дроссель с фильтрами тонкой очистки на входе и выходе дросселя и сообщением пневмомагистралей высокого и низкого давлений с соответствующим включением в систему наддува, а также конструктивная взаимосвязь всех составных элементов устройства системы обеспечивает живучесть, надежность запуска и работы компрессора, что подтверждено испытаниями опытных образцов, изготовленных с использованием предлагаемого технического решения.

Использование предлагаемой системы наддува топливных баков горючего и окислителя ДУ КЛА, например, на космическом орбитальном комплексе типа "Мир" - "Союз-ТМ" - "Прогресс" - "Шатлл" позволит дать значительный экономический эффект за счет повышения живучести и надежности работы данной системы наддува топливных баков ДУ КЛА.

Суть изобретения поясняется чертежом.

Предлагаемая система наддува топливных баков горючего и окислителя ДУ КЛА состоит из следующих основных узлов, деталей и агрегатов: компрессора 1, связанного пневмомагистралями высокого давления 2, 3 и низкого давления 4, 5 соответственно с баллонами наддува 6, 7 и разделенными газовыми полостями 8, 9 топливных баков горючего и окислителя 10, 11. Редукторы 12, 13 установлены в каждой пневмомагистрали низкого давления 4, 5, а обратные клапаны 14, 15 установлены в каждой пневмомагистрали высокого давления 2, 3. В состав системы наддува введены перепускные магистрали 16, 17, содержащие нерегулируемый дроссель 18, 19, например, дроссельную шайбу, и по два фильтра тонкой очистки соответственно 20, 21 и 22, 23, установленные на входе и выходе дросселя 18, 19, причем один конец каждой перепускной магистрали 16, 17 сообщен с пневмомагистралью низкого давления 4, 5 на входе в редуктор 12, 13, а другой конец сообщен с пневмомагистралью высокого давления 2, 3 на участке между выходом из компрессора 1 и обратными клапанами 14, 15.

Работает система наддува топливных баков горючего и окислителя ДУ КЛА в режиме перекачки газа, например, газообразного азота из газовых полостей 8, 9 топливных баков 10, 11 горючего и окислителя в баллоны наддува 6, 7 следующим образом.

Перед включением компрессора 1 в работу открывают все отсечные клапаны 24 и после пуска компрессора 1 производят откачку газа из газовых полостей 8, 9 топливных баков горючего и окислителя 10, 11 и закачку его с высоким давлением в соответствующие газовые баллоны наддува 6, 7, затем закрывают клапаны 24, после чего производят заправку топливом топливных баков горючего и окислителя 10, 11 от соответствующих баков, расположенных, например, на космическом заправщике, который периодически запускается с Земли и доставляет на КЛА топливо для реактивных двигателей 25 двигательной установки. Введение в состав предлагаемой системы наддува перепускных магистралей 16, 17, включающих нерегулируемый дроссель 18, 19 и два фильтра тонкой очистки, установленные на входе и выходе дросселя 18, 19, а также сообщение одного конца перепускной магистрали 16, 17 с пневмомагистралью низкого давления 4, 5 на входе в редуктор 12, 13, а другого конца с пневмомагистралью высокого давления 2, 3 на участке между выходом из компрессора 1 и обратными клапанами 14, 15 обеспечивает перепуск части газа в период запуска и работы компрессора 1 из пневмомагистрали высокого давления на выходе из компрессора 1 в пневмомагистрали низкого давления 4, 5, что, в свою очередь, создает условия для плавного и надежного запуска компрессора и устойчивой его работы в период перекачки газа из газовых полостей 8, 9 топливных баков 10, 11 в баллоны наддува 6, 7. Нерегулируемый дроссель 18, 19 выполнен в виде дроссельной шайбы с расчетным проходным сечением отверстия, обеспечивающего заданный расход газа, необходимый для смягчения пусковых и рабочих характеристик компрессора. Фильтры тонкой очистки 20, 21, 22, 23, установленные на входе и выходе дросселя 18, 19, обеспечивают гарантированную чистоту газа, проходящего через дроссель 18, 19, и надежно защищают дроссель от засоров как при прямом, так и при обратном потоке газа. Таким образом, с помощью компрессора 1, входящего в состав системы наддува топливных баков горючего и окислителя ДУ КЛА, приводят в исходное рабочее состояние газовую систему наддува топливных баков 10, 11 и производят из заправку (дозаправку) топливом.

Итак, по сравнению с известными техническими решениями предлагаемая система наддува обладает высокой надежностью, живучестью, при этом повышается ресурс работы ДУ КЛА и выполняется поставленная задача.

Система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки космического ЛА предназначена для проектирования и эксплуатации реактивных двигательных установок космических ЛА. Она содержит бортовой компрессор 1, обратные клапаны 14, 15. Бортовой компрессор связан пневмомагистралями высокого и низкого давления с баллонами наддува и разделительными газовыми полостями топливных баков горючего и окислителя. Обратные клапаны установлены в каждой пневмомагистрали высокого давления. В состав системы введены перепускные магистрали 16, 17, содержащие нерегулируемый дроссель 18 и два фильтра тонкой очистки 16, 21. Они установлены на входе и выходе дросселя. Один конец каждой перепускной магистрали сообщен с пневмомагистралью низкого давления на входе в редуктор 12. Другой конец сообщен с пневмомагистралью высокого давления на участке между выходом из компрессора и обратными клапанами. Предлагаемое техническое решение обеспечивает живучесть, надежность и увеличивает ресурс функционирования системы наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки космического ЛА. 1 ил.

Система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки космического летательного аппарата, содержащая пневмомагистрали, связанные с баллонами наддува и разделительными газовыми полостями топливных баков горячего и окислителя, и клапаны, установленные на пневмомагистралях, отличающаяся тем, что содержит бортовой компрессор, связанный пневмомагистралями высокого и низкого давления соответственно с баллонами наддува и разделительными газовыми полостями топливных баков горючего и окислителя, газовые редукторы, установленные в каждой пневмомагистрали низкого давления, и обратные клапаны, установленные в каждой пневмомагистрали высокого давления, при этом в ее состав введены перепускные магистрали с включенными в каждую из них нерегулируемым дросселем и двумя фильтрами тонкой очистки, установленными на входе и выходе дросселя, причем один конец каждой перепускной магистрали сообщен с пневмомагистралью низкого давления на входе в редуктор, а другой конец сообщен с пневмомагистралью высокого давления на участке между выходом из бортового компрессора и обратными клапанами.