Топливный бак космического аппарата и способ его применения Российский патент 2025 года по МПК B64G1/40 B64D37/10 F02K9/50 F17C1/08 

Область техники

[0001] Настоящее изобретение относится к космической технике, а именно к конструкции топливных баков космических аппаратов, предназначенных для хранения жидкого топлива в ракетных двигателях.

Уровень техники

[0002] К настоящему моменту были созданы различные топливные баки с разными сложными конструкциями заборных устройств, предназначенные для хранения и подачи жидкого топлива к двигательным установкам космических аппаратов. В процессе работы летательного космического аппарата, в топливный бак подается газ наддува, и в условиях невесомости жидкое топливо может не заполнять весь его объем и перемещаться внутри бака, в зависимости от приложенных нагрузок, в результате чего достаточно сложно доставить жидкое топливо без газа наддува к заборному устройству, и обеспечить его постоянную подачу в двигатель без перебоев. При попадании газа наддува вместе с топливом в двигатель, он начинает работать неустойчиво и с непостоянной тягой, что может неблагоприятно сказаться на управлении положением космического аппарата. В случае отсутствия топлива у заборного устройства или отверстия, при пуске двигателя, в него подается газ наддува, в результате чего возможно снижение эффективности управления космическим аппаратом, или вовсе потеря контроля его позиционированием.

[0003] Для устранения перебоев подачи топлива в двигатель обычно используются различные элементы и конструкции управления положением топлива и его забором, работающих на основе сил поверхностного натяжения и капиллярных эффектов, а также используют баки сферической или цилиндрической формы. К примеру, одним из популярных решений является использование топливных баков с разделительными мембранами. Такие устройства обеспечивают непрерывный поток топлива к заборному устройству или обеспечивают постоянное расположение некоторого объема топлива в заборном устройстве. Однако такая конфигурация топливного бака может сильно увеличивать вес космического аппарата, снижать его надежность, за счет использования дополнительных элементов и конструкций, с использованием которых вероятность выхода из строя системы повышается, так как каждый дополнительный элемент сам имеет свою характеристику надежности и увеличивает количество соединений между элементами системы, за счет чего при выходе из строя хотя бы одного такого элемента снижается эффективность или вовсе перестает функционировать вся система. К тому же такие элементы внутри топливных баков занимают полезный объем, который мог быть занят топливом, что является важным критерием при разработке топливных баков и систем для спутников малых размеров, а также увеличивают общий вес системы, за счет чего увеличивается и расход топлива. Также данные конструкции могут ограничивать формы возможной реализации топливных баков, что влияет на возможность расположения таких баков внутри ограниченного объема спутников, свободное пространство под топливные баки, в которых, может иметь специфическую форму, что снижает эффективность и применимость таких топливных баков при использовании в спутниках малого размера, к примеру спутниках Кубсат (CubeSat). Поэтому ведутся разработки топливных баков, в которых не используются разделительные мембраны и решаются данные проблемы.

[0004] В заявке на изобретение RU 2657137 C2 (опубл.: 08.06.2018 г.; МПК: B64G 1/40) описывается топливный бак, содержащий заборное и фазоразделительное устройства. Заборное устройство содержит корпус, снабженный шпангоутом Т-образной формы, опорным кольцом, цилиндрической боковой стенкой, боковыми стойками и внешнем продольным стержнем. Опорное кольцо корпуса закреплено на полке шпангоута. Боковая стенка закреплена на опорном кольце и перекрыта крышкой. Боковые стойки равномерно размещены вокруг боковой стенки корпуса. Заборное устройство содержит рассекатель и внутренний продольный стержень. Фазоразделительное устройство содержит первый и второй экраны, выполненные в виде усеченных конусов и соединенные друг с другом большими основаниями через проставку, размещенную с зазором относительно оболочки топливного бака. Меньшее основание первого экрана соединено с опорным кольцом, меньшее основание второго экрана закреплено на внешнем продольном стержне заборного устройства. Между экранами фазоразделительного устройства расположены меридиональные пластины, закрепленные на проставке фазоразделительного устройства и боковых стойках корпуса заборного устройства.

[0005] Недостатки данного изобретения состоят в том, что для его работы используются внутрибаковые перегородки, а также фазоразделительное устройство для бесперебойной подачи топлива к заборному отверстию. Также днища топливного бака с заборным устройством должны иметь форму полусферы. Однако использование дополнительных элементов и конструкций значительно снижают надежность устройства, уменьшают полезный объем внутри топливного бака и ограничивают возможность реализации необходимых форм, а также могут увеличивать вес всей системы, что может не подходить, к примеру, для спутников малых размеров.

[0006] В патенте на полезную модель RU7088U1 (опубл.: 16.07.1998 г.; МПК: B64G 1/40) описывается топливный бак для хранения и подачи жидкого топлива в условиях невесомости, включающий оболочку, заправочный и сливной штуцер, сетчатый топливный заборник, установленный соосно сливному штуцеру, меридионально расположенные капиллярные подающие элементы, установленные перпендикулярно друг другу на внутренней поверхности оболочки, и жесткие перегородки, равномерно установленные на внутренней поверхности оболочки между капиллярными подающими элементами во взаимно перпендикулярных направлениях вокруг заборника, отличающийся тем, что заборник выполнен в виде усеченного конуса, установленного меньшим основанием на внутренней поверхности оболочки бака, на большом основании которого и на свободных торцах перегородок установлено днище, при этом капиллярные подающие элементы выполнены в виде V-образных желобов, а размер ячеек сетки заборника выполнен увеличивающимся по направлению слива жидкости.

[0007] Недостатки данного изобретения также состоят в том, что для его работы используются капиллярные подающие элементы сетчатый конусный заборник и другие элементы, однако эти элементы уменьшают полезный объем внутри топливного бака, снижают его надежность и ограничивают формы возможных реализаций топливного бака, а также имеют большой вес, что может не подходить, к примеру, для спутников малых размеров.

[0008] В патенте CN111776252A (опубл.: 16.10.2020 г.; МПК: B64G 1/40; B05D 5/00; C25D 5/02) описывается функциональная поверхность направляющей пластины имитированной конструкции сопла Лаваля характеризуящаяся тем, что она содержит поверхность направляющей пластины и множество направляющих решеток, которые равномерно расположены на поверхности направляющей пластины; поверхность направляющей пластины представляет собой супергидрофильную поверхность; направляющая содержит множество равномерно расположенных структурных блоков с супергидрофобными поверхностями; поверхность направляющей пластины между соседними направляющими решетками, перпендикулярными направлению направления потока направляющей пластины, имеет форму поперечного сечения сопла Лаваля, а поперечное сечение направляющей пластины постепенно сужается от ширины к ширине в потоке направление направляющей пластины.

[0009] Недостатки данного изобретения также состоят в том, что для его работы используются направляющие пластины, которые также сложны в изготовлении, снижают его надежность, за счет увеличения количества элементов внутри топливного бака, уменьшают его полезный объем, и ограничивают формы возможных его реализаций, а также увеличивают вес всей конструкции, что может не подходить, к примеру, для спутников малых размеров.

[0010] В патенте US20120241355A1 (опубл.: 27.09.2012 г.; МПК: B65D 85/00; B23P 17/00; B01D 53/04) описывается снимаемая система подачи топлива для спутников, включающая герметичный бак из алюминиевого сплава, в котором находится устройство управления топливом из алюминиевого сплава. Устройство управления подачей топлива (PMD) может иметь любые известные в данной области техники средства транспортировки жидкости по поверхностному натяжению капиллярного действия. Отдельные внутренние поверхности бака и ПМД покрыты плазменно-порошковым напылением покрытия на основе титана, гарантирующего смачиваемость топливом и коррозионную стойкость системы подачи топлива.

[0011] В аналоге недостатки состоят в том, что для его работы также используются направляющие лопасти и специальная губка, что также утяжеляет топливный бак, усложняет его конструкцию, за счет чего снижается его надежность, уменьшает его полезный внутренний объем и ограничивает формы возможных реализаций. Также в аналоге говорится о покрытии внутренней поверхности резервуара и всех внутренних конструкций устройства управления подачей топлива тонким слоем покрытия на основе титана, для повышения смачиваемости и коррозийной стойкости, однако титановое покрытие может быть недостаточно гидрофильным для некоторых видов топлива, используемых для космических аппаратов.

[0012] В патенте US3854905A (опубл.: 17.12.1974 г.; МПК: B01D 53/00) описывается устройство хранения для непрерывной подачи выбранной одного из двух флюидов из устройства хранения по требованию до тех пор, пока выбранный флюид не будет по существу исчерпан, причем указанный выбранный флюид представляет собой жидкость, содержащее: закрытый контейнер для хранения, имеющий внутреннюю поверхность; первое отверстие для впуска флюидов в указанный контейнер; второе отверстие для отбора указанной выбранной жидкости из указанного контейнера; и средство для обеспечения непрерывного пути потока указанной выбранной жидкости к указанному второму отверстию, причем указанное средство включает в себя в целом плоский удлиненный элемент в указанном контейнере, расположенный рядом с указанной внутренней поверхностью и продолжающийся в направлении указанного второго отверстия, причем указанный элемент расположен вдоль указанной внутренней поверхности для образования угол с частью поверхности указанного элемента и частью внутренней поверхности для поддержки пути потока жидкости, когда жидкость в указанном контейнере истощается, причем указанная внутренняя поверхность и поверхность указанного элемента образованы из материала, который предпочтительно смачивается указанной выбранной жидкостью, при этом указанный путь потока только указанной выбранной жидкости постоянно поддерживается до указанного второго отверстия, когда указанная выбранная жидкость истощается из указанного устройства, жидкость течет к указанному второму отверстию вдоль канала, образованного капиллярным действием в указанный угол указанного элемента и указанную внутреннюю поверхность, при этом соответствующие плотности указанных двух флюидов выбираются так, что поток указанной выбранной жидкости по существу не зависит от массовых сил, действующих на указанное устройство, подвергающееся полям ускорения.

[0013] В аналоге недостатки состоят в том, что для его работы также используются специальные кривые поверхности, скругляющиеся к поверхности бака, которые используются как направляющие для движения топлива в баке к заборному устройству или перфорированному отверстию за счет капиллярных сил, которые также увеличивают сложность производства бака, снижают его надежность и полезный внутренний объем, ограничивают возможные реализации его формы, а также увеличивают его вес, что может не подходить, к примеру, для спутников малых размеров. При этом в аналоге не используются гидрофильные покрытия, а смачиваемость топливом достигается только за счет подбора оптимальных флюидов для топлива и наддува, что также может удорожить или увеличить вес конструкции, а также ограничить выбор подбора топлива и среды наддува.

[0014] Недостатками всех вышеупомянутых изобретений является использование различных дополнительных конструкций для бесперебойной доставки топлива к заборному отверстию или устройству, что увеличивает вес аппарата, снижает его полезный внутренний объем, а также все приведенные системы обладают сложными конструкциями, что значительно снижает надежность работы топливных баков, что является проблемой для спутников малых размеров, к примеру Cubesat. Также, особенности конструкций не позволяют варьировать форму топливного бака.

[0015] Существующие топливные баки, хотя и обеспечивают различные уровни стабильности подачи топлива из бака в двигатель, но требуют сложного производства и/или полагаются на технологии для более крупных космических аппаратов, поэтому плохо подходят для спутников малых размеров, к примеру CubeSats. Следовательно, существует потребность в недорогих и легких топливных баках со стабильной подачей топлива к двигателю.

Сущность изобретения

[0016] Задачей настоящего изобретения является создание топливного бака для космических аппаратов, обладающего низким весом, простой конструкцией, возможностью реализации широкого спектра форм топливного бака, с минимальным количеством внутренних элементов, занимающих полезный объем, обеспечивающего надежность работы топливной системы и бесперебойную подачу топлива к заборному отверстию в условиях отсутствия гравитации, при многократном запуске двигательной установки. Данная задача решается за счет достижения заявляемым изобретением технических результатов, заключающихся в повышении эффективности подачи топлива внутри топливного бака к заборному отверстию, повышении его надежности, увеличении полезного внутреннего объема и расширении выбора возможных реализаций его форм. Указанные задачи в том числе достигаются благодаря:

- гидрофильности внутренней поверхности топливного бака;

- выполнению формы топливного бака с по меньшей мере одним выпуклым ребром, образующим угловой капилляр;

- расположению заборного отверстия на одном из выпуклых ребер, образующем угловой капилляр.

[0017] Более полно, технический результат достигается топливным баком космического аппарата, включающем в себя корпус бака, который выполнен с по меньшей мере одним выпуклым ребром, образующим угловой капилляр, и заборное отверстие, находящееся на одном из этих выпуклых ребер, при этом внутренняя поверхность бака выполнена гидрофильной, что обеспечивает ее смачиваемость топливом.

[0018] Бак может иметь практически любую форму, имеющую по меньшей мере одно выпуклое ребро, образующее угловой капилляр, по которому двигается топливо к заборному отверстию, при заборе топлива в двигательную систему, за счет сил поверхностного натяжения, разницы давлений в топливе и газе и капиллярных явлений. Под выпуклым ребром понимается ребро, образующееся в месте пересечения двух поверхностей, при этом угол, под которым эти поверхности пересекаются меньше 180 градусов со стороны внутреннего объема бака. Под угловым капилляром понимается выпуклое ребро если величина его угла меньше разницы 180 градусов и двойного угла смачивания. Степень смачиваемости жидкостей на определенных твердых поверхностях, как известно в данной области техники, определяется углом смачивания, который образует поверхность жидкости. с поверхностью твердого тела. Гидрофильным считается покрытие угол смачивания, которого, с выбранной жидкостью меньше 90°, и чем выше смачиваемость, тем меньше угол смачивания.

[0019] Перед стартом бак заправляется жидким рабочим телом (далее просто жидкостью или топливом) и газом наддува служащим для дальнейшего вытеснения этой жидкости из бака. После активной фазы вывода спутника на заданную орбиту и попадания в условия микрогравитации жидкость за счет смачиваемости покрывает всю внутреннюю гидрофильную поверхность бака. При этом газ наддува принимает форму множества пузырей сферической формы различных размеров внутри этой жидкости. По мере выработки жидкости из бака, объем и размер сферических пузырей газа наддува будет увеличиваться. Когда значительный объем жидкости будет израсходован, пузыри заполнят внутренний объем бака, начнут соприкасаться с друг другом и деформироваться, что приведет к их слиянию и образованию единого газового объема внутри бака, а жидкость при этом будет находится в угловых капиллярах. Форма поверхности раздела фаз между жидкостью и газом наддува будет из себя представлять вогнутый мениск. Разница давлений между газом и жидкостью будет определяться радиусом кривизны этого вогнутого мениска, чем больше радиус кривизны мениска, тем меньше перепад давления. Заборное отверстие находится на одном из выпуклых ребер и таким образом, при очередной откачке жидкости через заборное отверстие, в районе этого отверстия жидкости становится меньше, локальный радиус кривизны мениска соответственно уменьшается, что приводит к локальному падению давления жидкости по отношению к давлению жидкости в других зонах угловых капилляров. За счет возникшего перепада давления сформируется поток жидкости по угловым капиллярам в зону заборного отверстия. Так будет происходить до полной выработки жидкости из всех соединённых угловых капилляров без использования дополнительных конструкций и элементов. Выбранная внутренняя поверхность топливного бака должна быть такого типа, которая будет смачиваться топливом. Образованные выпуклыми ребрами угловые капилляры внутри топливного бака обеспечивают путь для топлива, из которых оно не вытекает под воздействием внешних сил, таких как тряска, ускорение, и так далее, характерных для микроспутников, находящихся на орбите, к примеру «Кубсат», за счет капиллярных сил, и стремятся вернуть жидкость в исходное положение.

[0020] По геометрическим причинам сферические пузыри не могут перекрыть заборное отверстие, находящееся в угловом капилляре. Причем чем острее угол выпуклого ребра формирующего угловой капилляр в месте нахождения заборного отверстия и чем меньше характерный размер заборного отверстия, тем меньше размер пузыря способного проникнуть в это заборное отверстие. В одном из вариантов выполнения топливного бака, заборное отверстие можно разместить в месте пересечения угловых капилляров, если этих угловых капилляров больше одного. Таким образом происходит выдача по команде двигательной установки жидкости из бака за счет давления газа наддува. Жидкость при этом выходит практически без газа, однако возможен выход с жидкостью микропузырьков газа наддува и растворенного в жидкости газа наддува, которые оказывают низкое влияние на работу большинства двигательных установок для спутников малого размера.

[0021] В одном из частных воплощений, настоящее изобретение включает в себя корпус бака, внутренняя поверхность которого гидрофильная, выполненный в форме куба с сужающимися углами в сторону вершины с фазоразделительным заборным устройством и заборным отверстием, угловые капилляры которого обеспечивают непрерывный путь для топлива к нему и V-образные каналы.

[0022] Также в данном изобретении заявляется способ применения топливного бака космического аппарата для достижения технических результатов.

[0023] Сначала заправляют топливный бак жидким топливом и газом наддува через заборное отверстие перед стартом космического аппарата;

[0024] Затем осуществляют подачу топлива из топливного бака в двигательную систему через заборное отверстие после вывода космического аппарата на орбиту, причем жидкое топливо перемещается в заборное отверстие за счет давления газа наддува и локального падения давления в угловом капилляре, при отборе топлива, в области заборного отверстия, по отношению к давлению топлива в других областях по меньшей мере одного углового капилляра, за счет чего формируется движение топлива по угловым капиллярам в область заборного отверстия.

[0025] Также способ отличается тем, что дополнительно подают топливо в двигательную систему через заборное отверстие оснащенное фазоразделительным заборным устройством.

[0026] Также способ отличается тем, что дополнительно, при наличии более одного углового капилляра, подают топливо в двигательную систему по множеству угловых капилляров, выполненных пересекающимися друг с другом непосредственно или связанных посредством других капилляров.

[0027] Также способ отличается тем, что дополнительно подают топливо в двигательную систему через заборное отверстие, расположенное в вершине топливного бака, образованной по меньшей мере двумя выпуклыми ребрами, образующими угловые капилляры.

Описание чертежей

[0028] Для того, чтобы изобретение было легко понято, более конкретное описание изобретения, кратко описанное выше, будет дано с ссылками на конкретные варианты осуществления, которые проиллюстрированы на прилагаемых чертежах. Эти чертежи изображают только варианты осуществления изобретения и, следовательно, не должны рассматриваться как ограничивающие сферу его применения, аспекты изобретения будут описаны и разъяснены с дополнительной конкретикой и подробностями, с использованием прилагаемых чертежей.

[0029] Объект притязаний по настоящей заявке описан по пунктам и четко заявлен в формуле изобретения. Упомянутые выше задачи, признаки и преимущества изобретения очевидны из нижеследующего подробного описания, в сочетании с прилагаемыми чертежами, на которых показано:

[0030] На Фиг. 1 представлен схематичный вид топливного бака с одним выпуклым ребром, образующем угловой капилляр, согласно настоящему изобретению.

[0031] На Фиг. 2 представлен схематичный вид топливного бака Фиг. 1 (вид сбоку), согласно настоящему изобретению.

[0032] На Фиг. 3 представлен схематичный вид одной из возможных реализаций топливного бака в форме куба, согласно настоящему изобретению.

[0033] На Фиг. 4 представлен схематичный вид одной из возможных реализаций топливного бака в форме пирамиды, согласно настоящему изобретению.

[0034] На Фиг. 5 представлен схематичный вид одной из возможных реализаций топливного бака в форме цилиндрической фигуры с сечением в форме «капли», согласно настоящему изобретению.

[0035] На Фиг. 6 представлен схематичный вид области топливного бака, показывающий угловой капилляр с топливом, образующем мениск.

[0036] На Фиг. 7 представлен схематичный вид топливного бака с V-образными каналами, с сужающимися к заборному отверстию угловыми капиллярами и с заборным устройством, находящемся перед заборным отверстием, согласно настоящему изобретению.

[0037] На Фиг. 8 показана блок-схема, изображающая способ применения топливного бака космического аппарата согласно настоящему изобретению.

[0038] Указанные чертежи поясняются следующими позициями: Корпус топливного бака - 1; Заборное отверстие - 2; Выпуклые ребра - 3; Угловой капилляр - 4; Фазоразделительное заборное устройство - 5; V-образные каналы - 6; Жидкое топливо - 7; Газ наддува - 8; Топливный бак - 100.

Подробное описание

[0039] В приведенном ниже подробном описании реализации изобретения приведены многочисленные детали реализации, призванные обеспечить отчетливое понимание настоящего изобретения. Однако, квалифицированному в предметной области специалисту очевидно, каким образом можно использовать настоящее изобретение, как с данными деталями реализации, так и без них. В других случаях, хорошо известные методы, процедуры и компоненты не описаны подробно, чтобы не затруднять излишнее понимание особенностей настоящего изобретения.

[0040] Кроме того, из приведенного изложения ясно, что изобретение не ограничивается приведенной реализацией. Многочисленные возможные модификации, изменения, вариации и замены, сохраняющие суть и форму настоящего изобретения, очевидны для квалифицированных в предметной области специалистов.

[0041] На Фиг. 1 и 2 представлен схематичный вид топливного бака 100 согласно настоящему изобретению. Топливный бак 100 космического аппарата с гидрофильной внутренней поверхностью, для хранения и подачи топлива в двигательную систему, включающий в себя корпус бака 1, который выполнен с по меньшей мере одним выпуклым ребром 3, образующим угловой капилляр 4, и заборное отверстие 2, находящееся на одном из этих выпуклых ребер 3.

[0042] Перед стартом бак заправляется жидким топливом 7 и газом наддува 8 служащим для дальнейшего вытеснения этого топлива 7 из бака 100. Пропорции заправки и бака 100 определяются из характеристик двигательной установки спутника. В условиях гравитации топливо 7 занимает нижнюю часть бак, а газ наддува 8 - верхнюю. После активной фазы вывода космического аппарата на заданную орбиту и попадания в условия микрогравитации топливо 7 за счет смачиваемости покрывает всю внутреннюю гидрофильную поверхность бака 1. При этом газ наддува 8 за счет сил поверхностного натяжения принимает форму множества пузырей сферической формы различных размеров внутри этого топлива 7. По мере выработки топлива 7 из бака 100, объем и, соответственно, размер сферических пузырей газа наддува 8 будет увеличиваться. Когда значительный объем топлива 7 будет израсходован, пузыри заполнят внутренний объем бака 100, начнут соприкасаться с друг другом и деформироваться, что приведет к их слиянию и, в конечном итоге, образованию единого газового объема внутри бака 100, а топливо 7 при этом будет находится в угловых капиллярах 4. Форма поверхности раздела фаз между топливо 7 и газом наддува 8 будет из себя представлять вогнутый мениск. Разница давлений между газом наддува 8 и топливом 7 будет определяться радиусом кривизны этого вогнутого мениска, чем больше радиус кривизны мениска, тем меньше перепад давления. При этом радиус кривизны мениска определяется количеством жидкого топлива 7 в угловом капилляре 4, образованном выпуклым ребром 3, и углом смачиваемости. Заборное отверстие 2 находится на одном из таких выпуклых ребер 3 и таким образом, при очередной откачке топлива 7 через заборное отверстие 2, в районе этого отверстия топлива 7 становится меньше, локальный радиус кривизны мениска соответственно уменьшается, что приводит к локальному падению давления топлива 7 по отношению к давлению топлива 7 в других зонах угловых капилляров 4. За счет возникшего перепада давления сформируется поток топлива 7 по угловым капиллярам 4 в зону заборного отверстия 2. Так будет происходить до полной выработки топлива 7 из всех соединённых угловых капилляров 4 без использования дополнительных конструкций и элементов. Выбранная внутренняя поверхность топливного бака 1 должна быть такого типа, которая будет смачиваться топливом 7. Образованные выпуклыми ребрами 3 угловые капилляры 4 внутри топливного бака 100 обеспечивают путь для топлива 7, из которых оно не вытекает под воздействием внешних сил, таких как тряска, ускорение, и так далее, характерных для микроспутников, находящихся на орбите, к примеру «Кубсат», за счет капиллярных сил, и стремятся вернуть топливо 7 в исходное положение. Это увеличивает эффективность подачи топлива 7 к заборному отверстию 2, за счет устойчивости топлива в капиллярах 4 к внешним воздействиям, а отсутствие дополнительных конструкций обеспечивает увеличение полезного объема бака, его надежности, и обеспечивает широкий выбор реализаций форм топливного бака 100, что напрямую влияет на достижение поставленных технических результатов.

[0043] Корпус топливного бака 1 необходим для хранения и подачи топлива 9, и может быть выполнен из различных материалов, которые обычно используются в строении космических аппаратов, к примеру алюминий, нержавеющая сталь, титан и так далее, при этом также может быть выбран гидрофильный материал для используемого топлива. Однако может быть выбран другой материал, в зависимости от задач, для которых используется аппарат. Форма корпуса топливного бака 1 выполняется с по меньшей мере одним выпуклым ребром 3, образующим угловой капилляр 4, в котором при малых количествах топлива оно образует вогнутый мениск, как показано на Фиг. 6. Разница давлений между газом наддува 8 и топливом 7 будет определяться радиусом кривизны R этого вогнутого мениска, чем больше радиус кривизны мениска, тем меньше перепад давления. При этом радиус кривизны мениска определяется его количеством и смачиваемостью внутренней поверхности корпуса топливного бака 1. Как было указано выше, ребро 3 является выпуклым если оно образуется пересечением двух поверхностей корпуса топливного бака 1 под углом меньше 180 градусов со стороны внутреннего объема бака 1. Угол внутри корпуса топливного бака 1 является угловым капилляром 4 если он образован выпуклым ребром, величина угла которого меньше разницы 180 градусов и двойного угла смачивания, что выражается формулой:

где ϕ - величина угла выпуклого ребра, α - угол смачивания твердой поверхности жидкостью. Сам угловой капилляр 4 является путем, по которому топливо 7 двигается в сторону заборного отверстия 2 или, в частном варианте воплощения изобретения, фазоразделительного заборного устройства 5, при отборе топлива из бака 100. Такая конфигурация позволяет эффективно доставлять топливо 7 без дополнительных внутренних элементов и позволяет выполнить топливный бак 100 в широком спектре различных форм с любым количеством выпуклых ребер 3, образующих угловые капилляры 4, так как подбор формы ограничивают только перечисленные выше признаки. При этом капиллярные силы в угловых капиллярах 4 противодействуют внешним воздействиям, таким как тряска, ускорение и так далее, характерным для микроспутников, находящимся на орбите. Примеры форм выполнения корпуса топливного бака 1 показаны на Фиг. 3 - 5. Также, дополнительно возможно выполнение угловых капилляров 4 сужающимися в сторону заборного отверстия 2, как изображено на Фиг. 7, где топливный бак 100 имеет форму пирамиды с искривленными боковыми поверхностями (сечения пирамиды указаны пунктирными линиями), в следствии чего угловые капилляры сужаются к заборному отверстию 2. В таком случае топливо будет лучше передвигаться под действием капиллярных сил в сторону заборного отверстия 2 и в нем будут лучше отсекаться газовые пузыри, что увеличивает эффективность доставки топлива.

[0044] На Фиг. 1 и 2 изображен пример выполнения топливного бака 100 с гидрофильной внутренней поверхностью выполненного в форме с одним выпуклым ребром 3, образующим угловой капилляр 4, и заборным отверстием 2, находящимся на этом выпуклом ребре 3.

[0045] При отборе топлива 7 из топливного бака 100 через заборное отверстие 2, топлива в районе отверстия становится меньше, за счет чего локальный радиус кривизны мениска R в угловом капилляре 4 уменьшается. Изменение радиуса кривизны мениска приводит к локальному падению давления топлива 7 в этой области, по отношению к давлению топлива в других зонах углового капилляра 4, и из-за перепада давления появляются силы заставляющие перетекать топливо по угловому капилляру 4, обеспечивающие поток топлива в сторону заборного отверстия 2, стремящиеся выровнять этот перепад давлений. Тем самым это обеспечивает низкий остаток массы невырабатываемого топлива 7, что также влияет на эффективность подачи топлива из топливного бака 100. Для формы топливного бака с более чем одним ребром 3 угловые капилляры 4 могут дополнительно образовывать непрерывный путь топлива 7 к заборному отверстию 2 или устройству 5, то есть все угловые капилляры 4 должны пересекаться друг с другом напрямую или быть связаны посредством других капилляров 4. За счет этого, топливо будет поступать из всех угловых капилляров 4 топливного бака 100 к заборному отверстию 2 или устройству 5, так как в таком случае угловые капилляры 4 работают как сообщающиеся сосуды, за счет одинаково давления газа наддува 8 во всех областях внутри корпуса топливного бака 1. На Фиг. 3 - 5 изображены топливные баки 100 с различными формами и конфигурациями, и разным количеством выпуклых ребер 3. Примерами фигур с выпуклыми ребрами 3, образующими угловые капилляры 4 внутри корпуса топливного бака 1 являются куб, пирамида или цилиндрическая фигура с сечением в форме «капли», изображенные на Фиг. 3 - 5, все ребра 3 и угловые капилляры которых связаны друг с другом и обеспечивают непрерывный путь для топлива к заборному отверстию 2. Подбор формы топливного бака 100, количества выпуклых ребер 6, величин их углов для образования угловых капилляров 4 зависит от необходимых параметров и очевиден для специалистов данной области техники.

[0046] Заборное отверстие 2 предназначено для подачи топлива 7 из топливного бака 100 в топливную магистраль, ведущую к двигателю аппарата (не показаны), и для заправки топливного бака 100 топливом 7 и газом наддува 8. В импульсном режиме работы двигателя, через заборное отверстие 2 проходит определенное количество топлива за определенные интервалы времени с определенной частотой, в зависимости от режима работы двигателя. Режимы работы двигателя, количество и время отбора топлива через заборное отверстие 2, а также методы управления подачей очевидны для специалистов данной области техники. К примеру, управление подачей топлива может осуществляться с помощью управляемых клапанов в топливной магистрали, управляемых пропускных устройств или других устройств, известных из уровня техники. Для обеспечения подачи топлива 7 к заборному отверстию 2 или устройству 5 его необходимо располагать на самом ребре 6, образующем угловой капилляр 4, так как в этом случае топливо 7 будет двигаться по капиллярному пути, по пописанному выше механизму. При этом, по геометрическим причинам сферические пузыри газа наддува 8 не могут перекрыть заборное отверстие 2, находящееся в угловом капилляре 4. Сферические пузыри за счет сил поверхностного натяжения стремятся сохранить свою сферическую форму поэтому если их размер больше размера заборного отверстия 2 находящегося в выпуклом ребре 3, а скорость подачи жидкости в это отверстие 2 недостаточная для значительного деформирования этого пузыря, то пузыри не могут попасть в такое отверстие 2. В простейшем случае для круглого заборного отверстия 2, в него не попадут пузыри диаметром больше этого отверстия 2. Если отверстие 2 выполнено в виде щели, то в него не попадут пузыри с диаметром больше ширины этой щели. Причем чем острее угол выпуклого ребра 3 формирующего угловой капилляр в месте нахождения заборного отверстия 2 и чем меньше характерный размер заборного отверстия 2, тем меньше размер пузыря способного проникнуть в это заборное отверстие. В случае использования формы корпуса топливного бака 1 с пересекающимися по меньшей мере двумя выпуклыми ребрами 3, образующими угловые капилляры 4, заборное отверстие 2 можно располагать в образованной вершине корпуса топливного бака 1, к примеру это может быть одна из вершин топливного бака 100 кубической формы, как изображено на Фиг. 3. Это уменьшает массу невырабатываемого топлива 7, а также способствует задержанию газовых пузырей около заборного отверстия что также увеличивает эффективность подачи топлива из топливного бака 100.

[0047] В одном из вариантов выполнения топливного бака, он также может содержать фазоразделительное заборное устройство 5, предназначеное для уменьшения вероятности попадания газовых пузырей в заборное отверстие 2 (Фиг. 7) и задержания микропузырьков и растворенного в топливе 7 газа наддува 8. Оно может быть выполнено в виде цилиндра из пористого материала, или сетчатого заборника, который за счет сил поверхностного натяжения смоченных ячеек будет препятствовать прохождению находящихся в топливе 7 газовых пузырей. Оно располагается перед заборным отверстием 2 и полностью закрывает его, дополнительно предотвращая загрязнения топлива 7 газом наддува 8, что увеличивает эффективность работы доставки топлива к двигательной системе и обеспечивает его эффективную работу. Другие варианты реализации фазоразделительного заборного устройства 5, его форма и другие параметры зависят от используемого топлива 7 и очевидны для специалистов данной области техники.

[0048] Внутренняя поверхность бака 1 выполнена гидрофильной. В одном из вариантов выполнения сам корпус топливного бака 1 выполнен из гидрофильных материалов. В другом возможном варианте, внутренняя поверхность корпуса топливного бака 1 покрывается слоем гидрофильного материала. Материалы из которого выполняется корпус топливного бака 1 или покрывается его внутренняя поверхность подбирается исходя из используемого топлива 7 для обеспечения достаточной смачиваемости внутренней поверхности. Это необходимо в том числе для образования угловых капилляров 2, в которых действуют капиллярные силы, противодействующие внешним воздействиям, к примеру тряске или ускорениям, характерным для микроспутников, находящимся на орбите, и сохраняющие положение жидкости в них. Это напрямую влияет на сохранение положения топлива во угловых капиллярах 4 топливного бака 1, а следовательно и потока жидкости, которые обеспечивают бесперебойную подачу топлива 7 к заборному отверстию 2 или устройству 5, что напрямую влияет на достижение поставленного технического результата. При этом топливный бак 100 осуществляет подачу топлива 7 к заборному отверстию без использования дополнительных элементов и конструкций, что увеличивает полезный внутренний объем топливного бака 100, также это снижает его вес, в результате чего уменьшается расход топлива. При этом, за счет отсутствия дополнительных элементов, их креплений и тому подобное, увеличивается надежность топливного бака 100, так как дополнительные элементы, в местах соединений, ослабляют конструкцию, увеличивают возможность утечки топлива 7, и сами имеют свою степень надежности, в результате поломки которых возможна поломка всего топливного бака 100 или снижение его эффективности. Подбор материалов корпуса топливного бака 100 или его внутреннего покрытия для выполнения внутренней поверхности гидрофильной зависит от используемого топлива. В качестве гидрофильных материалов для выполнения внутренней поверхности топливного бака 100 или всего корпуса топливного бака 100 могут использоваться диоксид титана или циркония, оксид цинка, органические полимеры, содержащие изоционатные группы и другие, известные из уровня техники, при этом, для усиления гидрофильности поверхности она также может быть выполнена шероховатой. Подбор материалов и их свойства очевидны для специалистов.

[0049] Кроме того, на внутренней поверхности топливного бака 100 дополнительно могут быть выполнены V-образные каналы 6, ведущие к заборному отверстию (Фиг. 7, указаны штрихпунктирной линией). Они могут использоваться как дополнительные капилляры меньших размеров, ведущие к заборному отверстию 2 или фазоразделительному заборному устройству 5, уменьшая тем самым массу невырабатываемого топлива 7, что дополнительно увеличивает эффективность подачи топлива 7 к заборному отверстию. Их поверхность также выполняется гидрофильной. Величина угла V-образного канала 6 зависит от используемого топлива 9 и степени смачиваемости внутренней поверхности корпуса топливного бака 1, а глубина зависит от толщины стенок корпуса топливного бака 1.

[0050] Важно отметить, что любые дополнительные элементы топливного бака космического аппарата, описанные выше, могут использоваться в баке по отдельности, все вместе одновременно, а также в любой комбинации. Реализация топливного бака космического аппарата с любым дополнительным элементом будет приводить к достижению дополнительных технических результатов, описанных в заявке, наряду с основным техническим результатом. Помимо этого, любой из дополнительных признаков бака может быть интерпретирован как дополнительный признак способа применения топливного бака космического аппарата. Аналогично любой из дополнительных признаков способа применения бака может быть интерпретирован как дополнительный признак конструкции топливного бака космического аппарата.

[0051] На Фиг. 8 представлена блок-схема, изображающая способ применения топливного бака космического аппарата. Согласно нему, сначала заправляют топливный бак 100 жидким топливом 7 и газом наддува 8 через заборное отверстие 2 перед стартом космического аппарата;

[0052] Затем осуществляют подачу топлива из топливного бака 100 в двигательную систему через заборное отверстие 2 после вывода космического аппарата на орбиту, причем жидкое топливо 7 перемещается в заборное отверстие 2 за счет давления газа наддува 8 и локального падения давления в угловом капилляре 4, при отборе топлива 7, в области заборного отверстия 2, по отношению к давлению топлива 7 в других областях угловых капилляров 4, за счет чего формируется движение топлива 7 по угловым капиллярам 4 в область заборного отверстия 2.

[0053] Также, дополнительно, подают топливо 7 в двигательную систему через заборное отверстие 2 оснащенное фазоразделительным заборным устройством 5, для дополнительного очищения топлива 7 от газовых пузырей.

[0054] Также, дополнительно, при наличии более одного углового капилляра 4, подают топливо 7 в двигательную систему по множеству угловых капилляров 4, выполненных пересекающимися друг с другом непосредственно или связанных посредством других капилляров 4, для уменьшения количества невырабатываемого топлива 7.

[0055] Также, дополнительно, подают топливо 7 в двигательную систему через заборное отверстие 2, расположенное в вершине топливного бака 100, образованной по меньшей мере двумя выпуклыми ребрами 3, образующими угловые капилляры 4, для дополнительного очищения топлива 7 от газовых пузырей и уменьшения массы невырабатываемого топлива 7.

[0056] В представленной одной из наилучших реализаций топливный бак 100 выполнен следующим образом. Внутренняя поверхность корпуса топливного бака 1 покрыта гидрофильным материалом, а сам корпус 1 имеет форму с несколькими выпуклыми ребрами 3 и образованные ими угловыми капиллярам 4, образующими непрерывный путь для топлива 7, которые сужаются к заборному отверстию 2, для обеспечения действия капиллярных сил, двигающих топливо 7 в его сторону. Само заборное отверстие 2 находится в вершине топливного бака 100, образованной по меньшей двумя выпуклыми ребрами 3, для уменьшения массы невырабатываемого топлива 7. Также на внутренней поверхности корпуса топливного бака 1 выполнены V-образные каналы 6, ведущие к заборному отверстию 2 и образующие дополнительные капиллярные пути для топлива.

[0057] Терминология, используемая в настоящем документе, предназначена только для описания конкретных вариантов осуществления и не предназначена для ограничения настоящего изобретения. Далее следует понимать, что термины «содержит» и/или «включает» при использовании в данной спецификации указывают на наличие заявленных признаков, целых чисел, шагов, операций, элементов и/или компонентов, но не исключают наличие или добавление одного или нескольких других признаков, целых чисел, шагов, операций, компонентов элементов и/или их групп.

[0058] Соответствующие конструкции, материалы, акты и эквиваленты всех средств или элементов шага плюс функции в формуле изобретения ниже предназначены для включения любой конструкции, материала или действия для выполнения функции в сочетании с другими заявленными элементами, как конкретно заявлено. Описание настоящего изобретения представлено в целях иллюстрации и описания, но не претендует на то, чтобы быть исчерпывающим или ограничиваться изобретением в описанной форме. Многие модификации и вариации будут очевидны для тех, кто обладает обычными навыками в данной области техники, не отступая смысла. Вариант осуществления был выбран и описан для того, чтобы наилучшим образом объяснить принципы изобретения и практическое применение, а также дать возможность другим лицам, обладающим обычными навыками в данной области техники, понять изобретение для различных вариантов осуществления с различными модификациями, которые подходят для конкретного предполагаемого использования.

[0059] Таким образом, упомянутые элементы напрямую влияют на технические результаты, заключающиеся в повышении эффективности подачи топлива внутри топливного бака к заборному отверстию, повышении его надежности, увеличении полезного внутреннего объема, широкому выбору возможных реализаций его форм.

[0060] В материалах заявки представлено предпочтительное раскрытие осуществления заявленного технического решения, которое не должно использоваться как ограничивающее иные, частные воплощения его реализации, которые не выходят за рамки запрашиваемого объема правовой охраны и являются очевидными для специалистов соответствующей области техники.

Группа изобретений относится к космической технике, а именно к конструкции топливных баков космических аппаратов, предназначенных для хранения жидкого топлива в ракетных двигателях. Бак содержит корпус с по меньшей мере одним выпуклым ребром, образующим угловой капилляр, и заборное отверстие, находящееся на одном из этих выпуклых ребер. Внутренняя поверхность бака выполнена гидрофильной. Для применения топливного бака его заправляют жидким топливом и газом наддува. Далее осуществляют подачу топлива в двигательную систему через заборное отверстие. При этом топливо перемещается за счет давления газа наддува и локального падения давления в угловом капилляре. Достигается повышение эффективности подачи топлива, повышение надежности бака, увеличение полезного объема. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 8 ил.

1. Топливный бак космического аппарата для хранения и подачи топлива в двигательную систему, включающий в себя корпус бака, который выполнен с по меньшей мере одним выпуклым ребром, образующим угловой капилляр, и заборное отверстие, находящееся на одном из этих выпуклых ребер, при этом внутренняя поверхность бака выполнена гидрофильной.

2. Топливный бак по п. 1, отличающийся тем, что бак дополнительно оснащен фазоразделительным заборным устройством.

3. Топливный бак по п. 1, отличающийся тем, что дополнительно при наличии более одного углового капилляра все угловые капилляры выполнены пересекающимися друг с другом непосредственно или связаны посредством других капилляров.

4. Топливный бак по п. 1, отличающийся тем, что заборное отверстие расположено в вершине топливного бака, образованной по крайней мере двумя выпуклыми ребрами, образующими угловые капилляры.

5. Топливный бак по п. 1, отличающийся тем, что корпус топливного бака выполнен из гидрофильных материалов.

6. Топливный бак по п. 1, отличающийся тем, что внутренняя поверхность корпуса топливного бака покрыта гидрофильным материалом.

7. Топливный бак по п. 1, отличающийся тем, что дополнительно содержит внутренние V-образные каналы, ведущие к заборному отверстию.

8. Топливный бак по п. 1, отличающийся тем, что дополнительно по меньшей мере один угловой капилляр, ведущий к заборному отверстию, выполнен сужающимся.

9. Способ применения топливного бака космического аппарата, при котором:

заправляют топливный бак жидким топливом и газом наддува через заборное отверстие перед стартом космического аппарата;

осуществляют подачу топлива из топливного бака в двигательную систему через заборное отверстие после вывода космического аппарата на орбиту, причем жидкое топливо перемещается в заборное отверстие за счет давления газа наддува и локального падения давления в угловом капилляре при отборе топлива в области заборного отверстия по отношению к давлению топлива в других областях по меньшей мере одного углового капилляра, за счет чего формируется движение топлива по угловым капиллярам в область заборного отверстия.

10. Способ применения топливного бака по п. 9, отличающийся тем, что подают топливо в двигательную систему через заборное отверстие, оснащенное фазоразделительным заборным устройством.

11. Способ применения топливного бака по п. 9, отличающийся тем, что при наличии более одного углового капилляра, подают топливо в двигательную систему по множеству угловых капилляров, выполненных пересекающимися друг с другом непосредственно или связанных посредством других капилляров.

12. Способ применения топливного бака по п. 9, отличающийся тем, что подают топливо в двигательную систему через заборное отверстие, расположенное в вершине топливного бака, образованной по меньшей мере двумя выпуклыми ребрами, образующими угловые капилляры.