СИСТЕМА ОТБОРА ЖИДКОСТИ В РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ КОСМИЧЕСКОГО ОБЪЕКТА (2 ВАРИАНТА)
SYSTEM FOR WITHDRAWAL OF FLUID IN ROCKET ENGINE OF SPACE OBJECT (2 VERSIONS)

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции заборных устройств, обеспечивающих отбор жидкости с минимальными гидравлическими остатками в баках в ракетный двигатель космического объекта.
Известен ракетный разгонный блок по патенту РФ №2153447, содержащий бак окислителя с расходным клапаном, размещенным внутри бака окислителя, бак горючего с расходным клапаном, размещенным вне бака горючего, маршевый двигатель с турбонасосным агрегатом и дополнительную двигательную установку, обеспечивающую продольную перегрузку ракетного разгонного блока и соответственно прилив жидкости к заборному устройству для запуска маршевого двигателя. Размещение расходного клапана внутри криогенного бака окислителя обусловлено, в первую очередь, тем, что при разгерметизации тракта за клапаном в промежутках между работами двигателя криогенная жидкость (например, жидкий кислород) не поступит во внутреннюю полость разгонного блока и не приведет к аварийной ситуации. Размещение же расходного клапана вне бака горючего оправдано, т.к. жидкость (например, керосин) не является активным окислителем.
В патенте не представлено описание системы отбора жидкости в маршевый двигатель ракетного разгонного блока.
Известны инерционные системы отбора жидкости из баков жидкостных ракетных двигательных установок (см. «Капиллярные системы отбора жидкости из баков космических летательных аппаратов». Авторы: В.В. Багров, А.В. Курпатенков, В.Н. Поляев, А.Л. Синцов, В.Ф. Сухоставец. Москва, УНГИД «Энергомаш», 1977 г, стр. 36, 37, 45) - прототип.
В прототипе представлены в упрощенном виде конструкции заборных устройств и даны общие положения построения систем отбора жидкости, использующих инерционное осаждение жидкости.
Недостатками прототипа являются:
1. Количество гидравлических остатков в баках, при которых не происходит прорыв газовой составляющей в двигатель космического объекта при его запуске и останове не определено как минимальное;
2. Нет критериев, обеспечивающие запуск двигателя космического объекта при минимальном количестве топлива в баках.
Задачей изобретения является повышение надежности работы заборного устройства и двигательной установки космического объекта в целом, а также уменьшение массы двигательной установки космического объекта.
Задача по первому варианту решается за счет того, что в системе отбора жидкости в ракетный двигатель космического объекта, включающей бак, содержащий нижнее днище, заборное устройство с фильтрующим элементом и расходный клапан, расположенный внутри бака, корпус заборного устройства выполнен в виде расположенных друг над другом верхнего плоского кольца и нижнего кольца с центральными отверстиями, размещенными на общей оси, причем диаметр центрального отверстия верхнего плоского кольца больше наружного диаметра расходного клапана на минимальную величину, при этом расходный клапан размещен в центральных отверстиях колец. Верхнее плоское кольцо и нижнее кольцо жестко соединены между собой ребрами, которые установлены равномерно и радиально; нижнее кольцо имеет форму и размеры, соответствующие форме и размерам нижнего днища. Заборное устройство жестко закреплено на внутренней поверхности нижнего днища равномерно размещенными по наружному и внутреннему контурам крепежными элементами. В заборном устройстве фильтрующий элемент выполнен двумя контурами, последовательно размещенными один за другим, и состоит из кольцевой мелкоячеистой решетки и кольцевого сетчатого ловителя, причем кольцевая мелкоячеистая решетка жестко соединена по контуру с верхним плоским кольцом и в пакете с кольцевым сетчатым ловителем - с нижним кольцом, а кольцевой сетчатый ловитель по внешнему контуру через равномерно размещенные втулки жестко присоединен к нижнему кольцу, образуя кольцевой зазор между кольцевым сетчатым ловителем и нижним кольцом. На входе в расходный клапан введена дополнительная полость за счет перехода внутренней поверхности нижнего днища в коническую поверхность, чем обеспечивается равномерное течение потока жидкости с плавным изменением его скорости на выходе из заборного устройства.
Задача по второму варианту решается за счет того, что в системе отбора жидкости в ракетный двигатель космического объекта, включающей бак, содержащий нижнее днище с приямком, заборное устройство и расходный клапан, расположенный вне бака, приямок нижнего днища выполнен в виде большой сферической оболочки, переходящей в малую сферическую оболочку с расходным фланцем, причем на внутренней поверхности малой сферической оболочки равномерно по окружности выполнены опорные площадки, на которые жестко установлена полая сфера с помощью ребер, радиально и равномерно приваренных к полой сфере. На наружной поверхности полой сферы равномерно по экватору установлены кронштейны, на которых жестко закреплена перфорированная сферическая оболочка, причем наружные поверхности перфорированной сферической оболочки, полой сферы и поверхности ребер вместе с внутренними поверхностями большой сферической оболочки и малой сферической оболочки приямка организуют поток топлива, поступающего к расходному фланцу, на котором герметично закреплен расходный клапан.
На фиг. 1 представлено заборное устройство с расходным клапаном, расположенным внутри бака, на фиг. 2 дан вид сверху на заборное устройство с расходным клапаном, расположенным внутри бака, на фиг. 3 изображено заборное устройство с расходным клапаном, расположенным вне бака, на фиг. 4 показаны ребра по второму варианту, где:
1 - бак;
2 - нижнее днище;
3 - заборное устройство;
4 - фильтрующий элемент;
5 - расходный клапан;
6 - верхнее плоское кольцо;
7 - нижнее кольцо;
8 - ось;
9 - ребра;
10 - крепежные элементы;
11 - кольцевая мелкоячеистая решетка;
12 - кольцевой сетчатый ловитель;
13 - втулки;
14 - дополнительная полость;
15 - внутренняя поверхность нижнего днища;
16 - коническая поверхность;
17 - приямок;
18 - большая сферическая оболочка;
19 - малая сферическая оболочка;
20 - расходный фланец;
21 - внутренняя поверхность малой сферической оболочки;
22 - опорные площадки;
23 - полая сфера;
24 - наружная поверхность полой сферы;
25 - кронштейны;
26 - перфорированная сферическая оболочка.
По первому варианту в системе отбора жидкости в ракетный двигатель космического объекта, включающей бак 1, содержащий нижнее днище 2, заборное устройство 3 с фильтрующим элементом 4 и расходный клапан 5, расположенный внутри бака 1, корпус заборного устройства 3 выполнен в виде расположенных друг над другом верхнего плоского кольца 6 и нижнего кольца 7 с центральными отверстиями, размещенными на общей оси 8, причем диаметр центрального отверстия верхнего плоского кольца 6 больше наружного диаметра расходного клапана 5 на минимальную величину, при этом расходный клапан 5 размещен в центральных отверстиях колец 6 и 7. Верхнее плоское кольцо 6 и нижнее кольцо 7 жестко соединены между собой ребрами 9, которые установлены равномерно и радиально; нижнее кольцо 7 имеет форму и размеры, соответствующие форме и размерам нижнего днища 2. Заборное устройство 3 жестко закреплено на внутренней поверхности нижнего днища 2 равномерно размещенными по наружному и внутреннему контурам крепежными элементами 10. В заборном устройстве 3 фильтрующий элемент 4 выполнен двумя контурами, последовательно размещенными один за другим, и состоит из кольцевой мелкоячеистой решетки 11 и кольцевого сетчатого ловителя 12, причем кольцевая мелкоячеистая решетка 11 жестко соединена по контуру с верхним плоским кольцом 6 и в пакете с кольцевым сетчатым ловителем 12 - с нижним кольцом 7, а кольцевой сетчатый ловитель 12 по внешнему контуру через равномерно размещенные втулки 13 жестко присоединен к нижнему кольцу 7, образуя кольцевой зазор между кольцевым сетчатым ловителем 12 и нижним кольцом 7. На входе в расходный клапан 5 введена дополнительная полость 14 за счет перехода внутренней поверхности нижнего днища 15 в коническую поверхность 16, чем обеспечивается равномерное течение потока жидкости с плавным изменением его скорости на выходе из заборного устройства 3.
Фильтрующим элементом 13 задерживаются посторонние частицы, которые могут быть в жидкости. Кроме того, кольцевая мелкоячеистая решетка 11 вместе с ребрами 9 играют роль воронкогасителя.
Кольцевой сетчатый ловитель 12 задерживает мелкие посторонние частицы. Например, при наличии сферического днища, когда уровень жидкости проходит по сферической поверхности, частицы с уменьшением диаметра уровня жидкости скатываются к заборному устройству 3 и задерживаются кольцевым сетчатым ловителем 12.
По второму варианту в системе отбора жидкости в ракетный двигатель космического объекта, включающей бак 1, содержащий нижнее днище 2 с приямком 17, заборное устройство 3 и расходный клапан 5, расположенный вне бака 1, приямок 17 нижнего днища 2 выполнен в виде большой сферической оболочки 18, переходящей в малую сферическую оболочку 19 с расходным фланцем 20, причем на внутренней поверхности малой сферической оболочки 21 равномерно по окружности выполнены опорные площадки 22, на которые жестко установлена полая сфера 23 с помощью ребер 9, радиально и равномерно приваренных к полой сфере 23. На наружной поверхности полой сферы 24 равномерно по экватору установлены кронштейны 25, на которых жестко закреплена перфорированная сферическая оболочка 26, причем наружные поверхности перфорированной сферической оболочки 26, полой сферы 23 и поверхности ребер 9 вместе с внутренними поверхностями большой сферической оболочки 18 и малой сферической оболочки 19 приямка 17 организуют поток топлива, поступающего к расходному фланцу 20, на котором герметично закреплен расходный клапан 5.
Перфорированная сферическая оболочка 26 и ребра 9 играют роль воронкогасителя.
По первому варианту система отбора жидкости в ракетный двигатель космического объекта, включающая бак 1, содержащий нижнее днище 2, заборное устройство 3 с фильтрующим элементом 4 и расходный клапан 5, расположенный внутри бака 1, функционирует следующим образом.
В условиях невесомости после создания продольной перегрузки дополнительной двигательной установкой жидкость приливает к заборному устройству 3, открывается расходный клапан 5, далее жидкость проходит через кольцевую мелкоячеистую решетку 13, при этом колебания поверхности жидкости снижаются, затем жидкость через расходный клапан 5 поступает в расходную магистраль маршевого двигателя.
По второму варианту система отбора жидкости в ракетный двигатель космического объекта, включающая бак 1, содержащий нижнее днище 2 с приямком 17, заборное устройство 3 и расходный клапан 5, расположенный вне бака 1, функционирует следующим образом.
В условиях невесомости после создания продольной перегрузки дополнительной двигательной установкой жидкость приливает к заборному устройству 3, открывается расходный клапан 5, далее жидкость, обтекая полую сферу 24, поступает на вход в расходный клапан 5, затем жидкость через расходный клапан 5 поступает в расходную магистраль маршевого двигателя.
По первому варианту при минимальных количествах жидкости в баке, при которых не происходит прорыв газовой составляющей при запуске и останове двигателя космического объекта, отбор жидкости обеспечивается за счет введения в заборном устройстве 3 дополнительной полости 14, при этом верхнее плоское кольцо 6 приближается к выходу из заборного устройства 3, и за счет этого общий объем минимального количества жидкости в баке 1 уменьшается.
По второму варианту объем минимального количества жидкости в баке 1, при котором не происходит прорыв газовой составляющей в двигатель космического объекта при его запуске, снижается за счет введения в заборном устройстве 3 дополнительной полости 14, образованной малой сферической оболочкой 19 и полой сферой 23.
По первому варианту и по второму варианту введением в заборном устройстве 3 дополнительной полости 14 обеспечивается отбор жидкости в ракетный двигатель космического объекта при минимальных количествах жидкости в баках, при которых не происходит прорыв газовой составляющей при запуске и останове двигателя космического объекта, за счет этого обеспечивается повышение надежности работы заборного устройства и двигательной установки космического объекта в целом, при этом уменьшается масса двигательной установки космического объекта.