ТОПЛИВНЫЙ МОДУЛЬ Российский патент 2006 года по МПК B64G1/40 

Предлагаемое изобретение относится к области космической техники, а более конкретно к транспортным космическим кораблям (ТКК), обеспечивающим дозаправку космических орбитальных станций (КОС) типа "Мир" в условиях космического пространства.

Известен топливный модуль (см., например, журнал "Авиация и космонавтика" №7, М., Воениздат, 1978 г., с.36, 37, рис.1), расположенный в топливном отсеке ТКК и содержащий баки окислителя и горючего, баллоны высокого давления с азотом и воздухом, агрегаты и системы для заправки. С помощью таких модулей может быть обеспечена доставка и дозаправка рабочих компонентов на КОС.

Недостатками известного топливного модуля являются низкая надежность.

Известен также топливный модуль, размещенный в отсеке компонентов дозаправки (см., например, патент России №2132804 от 10.07.1999 г., кл. B 64 G 1/40,9/00), который принят за прототип. Он содержит корпус и раму с закрепленными на ней баками окислителя и горючего и соответствующую этим компонентам арматуру и систему наддува баков. Устройство таких модулей обеспечивает дозаправку топливом баков автономной системы, расположенной на КОС типа "Мир", т.е. перекачку топлива из баков топливного модуля, расположенного на ТКК типа "Прогресс", в баки станции.

Топливный модуль размещен в отсеке, снабженном внутренней цилиндрической обечайкой, скрепленной с корпусом перегородками с разделением отсека на сектора, при этом баки окислителя и горючего с соответствующей им арматурой и системами наддува размещены в диаметрально расположенных секторах отсека.

В период эксплуатации изделия при возникновении температурных колебаний в заправленных баках окислителя и горючего неизбежно возникают дополнительные нагрузки на оболочку и перекладную разделительную мембрану баков из-за повышения давления за счет расширения компонентов топлива, что отрицательно воздействует на конструкцию баков и снижает их надежность.

Задачей предлагаемого технического решения является создание такого топливного модуля, который обладал бы повышенной надежностью за счет устранения дополнительных нагрузок на конструкцию баков окислителя и горючего, возникающих при температурных колебаниях в период эксплуатации изделия.

Технический результат достигается тем, что в состав топливного модуля, содержащего корпус, раму с закрепленными на ней баками окислителя и горючего и соответствующую этим компонентам арматуру и систему наддува баков, введены компенсаторы сильфонного типа, содержащие две полости, одна из которых включена в систему наддува баков, а другая сообщена с жидкостной полостью бака с соответствующим компонентом, причем компенсаторы закреплены на раме с перпендикулярной ориентацией продольной оси симметрии компенсатора относительно совпадающей с направлением полета (НП) продольной оси симметрии топливного модуля.

Результат достигается тем, что в состав топливного модуля введены компенсаторы сильфонного типа, включенные в систему наддува баков и сообщенные с соответствующими жидкостными полостями баков окислителя и горючего. Кроме того, компенсаторы установлены и закреплены на раме таким образом, что полетные нагрузки воздействуют на сильфон компенсатора не в продольном, а в поперечном направлении. Вводимые изменения обеспечивают повышение надежности за счет устранения дополнительных нагрузок на конструкцию баков окислителя и горючего, возникающих при температурных колебаниях в период эксплуатации изделия, что подтверждено испытаниями опытных образцов, изготовленных с использованием предлагаемого технического решения.

Использование предлагаемого топливного модуля, например, на ТКК типа "Прогресс" позволит дать значительный экономический эффект за счет введения в состав топливного модуля и ориентированного закрепления на раме компенсаторов сильфонного типа, обеспечивающих устранение дополнительных нагрузок на конструкцию баков окислителя и горючего в период эксплуатации изделия, что повышает надежность.

Сущность изобретения поясняется чертежом. Топливный модуль состоит из следующих основных узлов и деталей: корпуса 1, рамы 2 с закрепленными на ней баками окислителя 3 и горючего 4 и соответствующей этим компонентам арматурой 5, 6, системы наддува баков 7. Система наддува баков 7 объединена в одну общую систему. В состав топливного модуля введены компенсаторы 8, 9 сильфонного типа. На чертеже, на переднем плане, изображен компенсатор 8, подключенный к баку окислителя 3. Компенсатор 9, подключенный к баку горючего 4, установлен и закреплен на раме 2 аналогично компенсатору 8, но на чертеже не показан, т.к. расположен за компенсатором 8. Каждый компенсатор 8, 9 содержит две полости 10 и 11, одна из которых, полость 10, расположенная снаружи сильфона 12, включена в систему наддува баков 7 посредством трубопровода 13 (14), а полость 11, расположенная внутри сильфона 12, посредством трубопровода 15 (16) с жидкостной полостью 17 (18) бака окислителя 3 (бака горючего 4). Компенсаторы 8, 9 закреплены на раме 2 с перпендикулярной ориентацией продольной оси симметрии 19 компенсатора 8 (9) относительно совпадающей с направлением полета 20 ТКК продольной оси симметрии 21 топливного модуля, т.е. оси 19 и 21 взаимно перпендикулярны (угол α между ними равен 90°). Бак окислителя 3 (горючего 4) содержит оболочку 22 (23) и перекладную разделительную мембрану 24 (25), которая имеет герметичное соединение с оболочкой 22 (23) и образует две полости: газовую полость 26 (27), подключенную к системе наддува баков 7, и жидкостную полость 17 (18), заполняемую компонентом топлива (окислителем или горючим).

Работает топливный модуль при возникновении температурных колебаний следующим образом.

В случае повышения температуры выше расчетной за счет расширения компонента в замкнутом объеме бака 3 (4) происходит подъем давления, вызывающий дополнительные нагрузки на элементы конструкции бака 3 (4): оболочку 22 (23) и перекладную разделительную мембрану 24 (25), которая имеет герметичное соединение с оболочкой 22 (23), образуя две полости: газовую 26 (27), подключенную к системе наддува баков 7, и жидкостную 17 (18), заполняемую компонентом топлива (окислителем или горючим). Для устранения указанных дополнительных нагрузок в состав топливного модуля введены компенсаторы 8 (9). При понижении температуры компонент из полости 11 сильфона 12 (в результате действия температур и давления в полости 10) передавливается в жидкостную полость 17 (18) бака 3 (4). Таким образом, за счет перераспределения (компенсации) компонента между жидкостной полостью 17 (18) и полостью 11 компенсатора 8 (9) при температурных колебаниях в жидкостной полости 17 (18) бака 3 (4) практически поддерживается постоянное давление, близкое к расчетному, что устраняет дополнительные нагрузки на элементы конструкции бака 3 (4). Закрепление компенсаторов 8 (9) на раме 2 с обеспечением перпендикулярной ориентации продольной оси симметрии 19 компенсатора 8 (9) относительно совпадающей с направлением полета 20 ТКК продольной оси симметрии 21 топливного модуля исключает воздействие полетных нагрузок на работоспособность сильфона 12 компенсатора 8 (9), т.к. сильфон 12 при указанном расположении компенсатора 8 (9) при полете не работает на сжатие, а воспринимает опирающимися на корпус компенсатора гофрами боковую нагрузку, что сохраняет внутренний объем (геометрию) сильфона в рабочем состоянии, при этом повышается надежность.

Таким образом, введение компенсаторов 8, 9 в состав топливного модуля, установка и закрепление их на раме 2 с расположением продольной оси симметрии 19 компенсаторов 8, 9 под углом α, равным 90° к продольной оси симметрии 21 топливного модуля, совпадающей с направлением полета 20 ТКК, повышает надежность за счет устранения дополнительных нагрузок на конструкцию баков окислителя 3 и горючего 4, возникающих при температурных колебаниях в период эксплуатации изделия. Кроме того, сохраняется работоспособность сильфона 12 компенсатора 8, 9 и повышается его надежность во время полета изделия на ТКК. Итак, предлагаемое техническое решение позволяет повысить надежность за счет устранения дополнительных нагрузок на конструкцию баков окислителя и горючего, возникающих при температурных колебаниях в период эксплуатации изделия, а также исключить воздействия полетных нагрузок на работоспособность сильфонного компенсатора

Изобретение относится к топливному оборудованию космических аппаратов, а более конкретно к системам дозаправки орбитальных станций типа "Мир", размещаемым на борту транспортных космических кораблей. Предлагаемый модуль содержит корпус, раму с закрепленными на ней баками окислителя и горючего и соответствующую этим компонентам арматуру и систему наддува баков. При этом в состав модуля введены компенсаторы сильфонного типа, каждый из которых содержит две полости. Одна из полостей включена в систему наддува баков, а другая сообщена с жидкостной полостью соответствующего данному компенсатору бака. Компенсаторы закреплены на раме с перпендикулярной ориентацией продольных осей их симметрии продольной оси симметрии топливного модуля, совпадающей с направлением полета. Техническим результатом изобретения является повышение надежности модуля за счет устранения дополнительных нагрузок на конструкцию баков от температурных колебаний в период эксплуатации изделия, а также исключения воздействия полетных нагрузок на работоспособность сильфонных компенсаторов. 1 ил.

Топливный модуль, содержащий корпус, раму с закрепленными на ней баками окислителя и горючего и соответствующую этим компонентам арматуру и систему наддува баков, отличающийся тем, что в него введены компенсаторы сильфонного типа, каждый из которых содержит две полости, одна из которых включена в систему наддува баков, а другая сообщена с жидкостной полостью соответствующего данному компенсатору бака, причем компенсаторы закреплены на раме с перпендикулярной ориентацией продольных осей их симметрии продольной оси симметрии топливного модуля, совпадающей с направлением полета.