КАПИЛЛЯРНАЯ СИСТЕМА ХРАНЕНИЯ И ОТБОРА ЖИДКОСТИ В РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ КОСМИЧЕСКОГО ОБЪЕКТА (ВАРИАНТЫ)
CAPILLARY STORAGE SYSTEM AND WITHDRAWAL OF FLUID IN ROCKET ENGINE OF SPACE OBJECT (2 VERSIONS)

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции капиллярных заборных устройств, обеспечивающих хранение и отбор жидкости в ракетный двигатель космического объекта.
Известен ракетный разгонный блок по патенту РФ №2412871, содержащий криогенный бак окислителя с расходным клапаном, размещенным внутри криогенного бака. 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 капиллярные системы хранения и 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, УНПЦ «Энергомаш», 1977 г., стр. 82, 99-105) - прототип.
Недостатком прототипа является наличие самостоятельной объемной конструкции накопителя капиллярного типа внутри криогенного бака, что приводит к неоправданно завышенному количеству гидравлических остатков в баке, при котором не происходит прорыв газовой составляющей в двигатель космического объекта при его запуске и останове.
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 капиллярной системе хранения и отбора жидкости в ракетный двигатель космического объекта, включающей топливный бак, заборное устройство, содержащее накопитель капиллярного типа с капиллярной сеткой, теплообменник, тарель в виде плоского кольца, коническую обечайку и дозирующее устройство, расходный клапан, расположенный внутри заборного устройства, в состав топливного бака введена крышка, которая стыкуется с нижним днищем с помощью герметичного разъемного фланцевого соединения, причем проходное сечение фланца нижнего днища обеспечивает прохождение обслуживающего персонала для проведения работ во внутренней полости топливного бака. На внутренней поверхности крышки установлено заборное устройство. Корпус заборного устройства выполнен в виде расположенных друг над другом верхнего плоского кольца и нижнего кольца с центральными отверстиями, размещенных на общей оси, причем расходный клапан размещен в центральных отверстиях колец, при этом диаметр центрального отверстия верхнего плоского кольца больше наружного диаметра расходного клапана на минимальную величину, а внутренняя кромка верхнего плоского кольца выполнена в виде утолщения с лабиринтными кольцевыми выступами, обращенными под углом против направления потока топлива в сторону расходного клапана. Верхнее плоское кольцо и нижнее кольцо жестко соединены между собой ребрами, которые установлены равномерно и радиально. Заборное устройство жестко закреплено на внутренней поверхности крышки равномерно размещенными по наружному и внутреннему контурам крепежными элементами. Нижнее кольцо имеет форму и размеры, соответствующие форме и размерам крышки. В заборное устройство введен несущий диск с радиальными окнами, периферийными отверстиями и центральным отверстием, на несущий диск уложена капиллярная сетка. Несущий диск по периферии в пакете вместе с капиллярной сеткой и нижним кольцом жестко закреплены крепежными элементами к глухим резьбовым отверстиям крышки, а по внутреннему контуру - к верхнему плоскому кольцу и через втулки к глухим резьбовым отверстиям крышки. Внутренней поверхностью конической обечайки и наружной поверхностью расходного клапана образована полость, которая гидравлически сообщена с полостью накопителя капиллярного типа, при этом дозирующие устройства размещены в образованной полости и сообщены гидравлически трубопроводом с теплообменником, причем трубопровод жестко закреплен хомутами на внутренней поверхности конической обечайки.
Задача по второму варианту решается за счет того, что в капиллярной системе хранения и подачи жидкости в ракетный двигатель космического объекта, включающей топливный бак, содержащий нижнее днище, заборное устройство с капиллярной сеткой, перегородки и расходный клапан, расположенный вне топливного бака, в состав нижнего днища введен корпус заборного устройства, который стыкуется с нижним днищем с помощью герметичного разъемного фланцевого соединения, причем корпус заборного устройства состоит из большого конуса, переходящего в малый конус с расходным фланцем. На внутренней поверхности большого конуса установлены и равномерно распределены по контуру кронштейны, а на переходе внутренней поверхности большого конуса к внутренней поверхности малого конуса выполнены утолщения с резьбовыми глухими отверстиями. Внутри большого конуса установлено заборное устройство, состоящее из полой оси, содержащей верхнюю чашу и нижнюю чашу с площадкой, в чашах выполнены прорези, в которые вставлены радиальные перфорированные перегородки, с другой стороны перегородки жестко закреплены к кронштейнам; через полую ось пропущен стержень, на одном конце которого выполнена резьба, а на другом - площадка. В состав заборного устройства введен несущий диск с радиальными окнами, периферийными отверстиями и центральным отверстием, на несущий диск уложена капиллярная сетка. Несущий диск вместе с капиллярной сеткой по периферии закреплен с помощью крепежных элементов к резьбовым глухим отверстиям утолщения, а по центру они площадкой стержня притянуты к площадке нижней чаши полой оси с помощью гайки, установленной на резьбу стержня. На расходном фланце герметично закреплен расходный клапан, причем между расходным клапаном и капиллярной сеткой образована полость капиллярного накопителя топлива.
По первому варианту: на фиг. 1 представлено заборное устройство, на фиг. 2 дан вид сверху на заборное устройство, на фиг. 3 и 4 показано ребро 15; по второму варианту: на фиг. 5 изображено заборное устройство, на фиг. 6 показан вид сверху на заборное устройство, где:
1 - топливный бак;
2 - заборное устройство;
3 - накопитель капиллярного типа;
4 - капиллярная сетка;
5 - теплообменник;
6 - хомуты;
7 - коническая обечайка;
8 - дозирующее устройство;
9 - расходный клапан;
10 - крышка;
11 - нижнее днище;
12 - разъемное фланцевое соединение;
13 - фланец нижнего днища;
14 - верхнее плоское кольцо;
15 - нижнее кольцо;
16 - ось;
17 - утолщение;
18 - лабиринтные кольцевые выступы;
19 - ребра;
20 - крепежные элементы;
21 - несущий диск;
22 - радиальные окна;
23 - периферийные отверстия;
24 - центральное отверстие;
25 - глухие резьбовые отверстия крышки;
26 - втулки;
27 - внутренняя поверхность конической обечайки;
28 - наружная поверхность расходного клапана;
29 - полость;
30 - полость накопителя капиллярного типа;
31 - трубопровод;
32 - радиальные перфорированные перегородки;
33 - большой конус;
34 - малый конус;
35 - расходный фланец;
36 - кронштейны;
37 - утолщения;
38 - резьбовые глухие отверстия;
39 - полая ось;
40 - верхняя чаша;
41 - нижняя чаша;
42 - площадка;
43 - прорези;
44 - направление потока топлива;
45 - большая конусная полость:
46 - малая конусная полость;
47 - расходный фланец;
48 - внутренняя поверхность большой конусной полости;
49 - внутренняя поверхность малой конусной полости;
50 - стержень;
51 - резьба;
52 - опорная площадка;
53 - гайка;
54 - полость капиллярного накопителя топлива.
По первому варианту в капиллярной системе хранения и отбора жидкости в ракетный двигатель космического объекта, включающей топливный бак 1, заборное устройство 2, содержащее накопитель капиллярного типа 3 с капиллярной сеткой 4, теплообменник 5, тарель в виде верхнего плоского кольца 14, коническую обечайку 7 и дозирующее устройство 8, расходный клапан 9, расположенный внутри заборного устройства 2, в состав топливного бака 1 введена крышка 10, которая стыкуется с нижним днищем 11 с помощью герметичного разъемного фланцевого соединения 12, причем проходное сечение фланца нижнего днища 13 обеспечивает прохождение обслуживающего персонала для проведения работ во внутренней полости топливного бака 1. На внутренней поверхности крышки 10 установлено заборное устройство 2. Корпус заборного устройства 2 выполнен в виде расположенных друг над другом верхнего плоского кольца 14 и нижнего кольца 15 с центральными отверстиями, размещенных на общей оси 16, причем расходный клапан 9 размещен в центральных отверстиях колец 14 и 15, при этом диаметр центрального отверстия верхнего плоского кольца 14 больше наружного диаметра расходного клапана 9 на минимальную величину, а внутренняя кромка верхнего плоского кольца 14 выполнена в виде утолщения 17 с лабиринтными кольцевыми выступами 18, обращенными под углом против направления потока топлива 44 в сторону расходного клапана 9. Верхнее плоское кольцо 14 и нижнее кольцо 15 жестко соединены между собой ребрами 19, которые установлены равномерно и радиально. Заборное устройство 2 жестко закреплено на внутренней поверхности крышки 10 равномерно размещенными по наружному и внутреннему контурам крепежными элементами 20. Нижнее кольцо 15 имеет форму и размеры, соответствующие форме и размерам крышки 10. В заборное устройство 2 введен несущий диск 21 с радиальными окнами 22, периферийными отверстиями 23 и центральным отверстием 24, на несущий диск 21 уложена капиллярная сетка 4. Несущий диск 21 по периферии в пакете вместе с капиллярной сеткой 4 и нижним кольцом 15 жестко закреплены крепежными элементами 20 к глухим резьбовым отверстиям крышки 25, а по внутреннему контуру - к верхнему плоскому кольцу 14 и через втулки 26 к глухим резьбовым отверстиям крышки 25. Внутренней поверхностью конической обечайки 27 и наружной поверхностью расходного клапана 28 образована полость 29, которая гидравлически сообщена с полостью накопителя капиллярного типа 30, при этом дозирующие устройства 8 размещены в образованной полости 29 и сообщены гидравлически трубопроводом 31 с теплообменником 5, причем трубопровод 31 жестко закреплен хомутами 6 на внутренней поверхности конической обечайки 27.
Кольцевые впадины, образующиеся между лабиринтными кольцевыми выступами 18, задерживают посторонние частицы, которые вместе с жидкостью могут попасть в зазор между верхним плоским кольцом 14 и расходным клапаном 9.
Размещением конической обечайки 7 выше капиллярной сетки 4 за счет гидростатического давления обеспечивается постоянное смачивание капиллярной сетки 4 жидкостью.
Кроме того, капиллярная сетка 4 является фильтрующим элементом и совместно с ребрами 19 играет роль воронкогасителя.
За счет забора жидкости из полости 29 для питания теплообменника 5 жидкость (например, криогенное топливо) расходуется из накопителя капиллярного типа 3 только на запуск двигателя, при этом полость 29 подпитывается из топливного бака 1.
Введение второго дозирующего устройства 8 повышает надежность работы двигательной установки, т.к. в случае засорения отверстия (около 50 мк) в дозирующем устройстве 8 работает другое дозирующее устройство 8.
По второму варианту в капиллярной системе хранения и подачи жидкости в ракетный двигатель космического объекта, включающей топливный бак 1, содержащий нижнее днище 11, заборное устройство 2 с капиллярной сеткой 4, радиальные перфорированные перегородки 32 и расходный клапан 9, расположенный вне топливного бака 1, в состав нижнего днища 11 введен корпус заборного устройства 2, который стыкуется с нижним днищем 11 с помощью герметичного разъемного фланцевого соединения 12, причем корпус заборного устройства 2 состоит из большого конуса 33, переходящего в малый конус 34 с расходным фланцем 35. На внутренней поверхности большого конуса 33 установлены и равномерно распределены по контуру кронштейны 36, а на переходе внутренней поверхности большого конуса 33 к внутренней поверхности малого конуса 34 выполнены утолщения 37 с резьбовыми глухими отверстиями 38. Внутри большого конуса 33 установлено заборное устройство 2, состоящее из полой оси 39, содержащей верхнюю чашу 40 и нижнюю чашу 41 с площадкой 42, в чашах 40 и 41 выполнены прорези 43, в которые вставлены радиальные перфорированные перегородки 32, с другой стороны перегородки 32 жестко закреплены к кронштейнам 36; через полую ось 39 пропущен стержень 50, на одном конце которого выполнена резьба 51, а на другом - площадка 42. В состав заборного устройства 2 введен несущий диск 21 с радиальными окнами 22, периферийными отверстиями 23 и центральным отверстием 24, на несущий диск 21 уложена капиллярная сетка 4. Несущий диск 21 вместе с капиллярной сеткой 4 по периферии закреплен с помощью крепежных элементов 20 к резьбовым глухим отверстиям 38 утолщений 37, а по центру они площадкой 42 стержня 50 притянуты к площадке 42 нижней чаши 41 полой оси 39 с помощью гайки 53, установленной на резьбу 51 стержня 50. На расходном фланце 35 герметично закреплен расходный клапан 9, причем между расходным клапаном 9 и капиллярной сеткой 4 образована полость капиллярного накопителя топлива 54.
Перфорированные перегородки 46 играют роль воронкогасителя, а капиллярная сетка 23 является также фильтрующим элементом.
По первому варианту капиллярная система хранения и отбора криогенного окислителя в топливном баке космического объекта, включающая топливный бак 1, заборное устройство 2, установленное на нижнем днище 3 топливного бака 1 и содержащее накопитель капиллярного типа 4, теплообменник 5 и дозирующее устройство 6, расходный клапан 7, расположенный внутри заборного устройства 2, и элемент капиллярной стабилизации топлива 8, содержащий коническую обечайку 9, функционирует следующим образом.
Во время заправки топливного бака 1 криогенная жидкость заполняет накопитель капиллярного типа 4 и полость 27 капиллярной стабилизации жидкого топлива.
В промежутках между запусками маршевого двигателя в условиях невесомости жидкость за счет сил поверхностного натяжения удерживается в полости накопителя капиллярного типа 30 и в полости 27 капиллярной стабилизации жидкого топлива, которые гидравлически сообщены между собой, при этом за счет наличия гидростатического давления капиллярная сетка 23 постоянно смачивается жидкостью.
После открытия расходного клапана 7 криогенный окислитель из полости накопителя капиллярного типа 30 поступает в расходную магистраль для обеспечения запуска двигателя.
По второму варианту капиллярная система хранения и подачи жидкости в ракетный двигатель космического объекта, включающая топливный бак 1, содержащий нижнее днище 3, заборное устройство 2 и расходный клапан 7, расположенный вне топливного бака 1, функционирует следующим образом.
Во время заправки топливного бака 1 жидкость заполняет полость накопителя капиллярного типа 30.
В промежутках между запусками маршевого двигателя в условиях невесомости жидкость за счет сил поверхностного натяжения удерживается в полости накопителя капиллярного типа 30.
После открытия расходного клапана 7 из полости накопителя капиллярного типа 30 жидкость поступает в расходную магистраль для обеспечения запуска двигателя.
По первому варианту в предложенной капиллярной системе хранения и отбора криогенного топлива в ракетный двигатель космического объекта повышение надежности работы заборного устройства 2 и двигательной установки космического объекта в целом обеспечивается за счет размещения полости 27 капиллярной стабилизации топлива над полостью накопителя капиллярного типа 30 и сообщения их между собой, что ведет к постоянному смачиванию криогенным топливом капиллярной сетки 23, и, соответственно, исключается прорыв газовой составляющей в полость накопителя капиллярного типа 30.
Снижение массы двигательной установки космического объекта обеспечивается за счет использования в заборном устройстве 2 внутренней поверхности крышки 10 как одной из составляющих полости накопителя капиллярного типа 30, что дает возможность (при оптимизации объема полости накопителя капиллярного типа 30) приблизить верхнюю тарель 12 к крышке 10 и, соответственно, уменьшить минимальные остатки незабора криогенного топлива.
Кроме того, введение съемной крышки 10 в состав топливного бака 1 позволяет производить монтаж заборного устройства 2 автономно, обеспечивать обслуживание внутренней полости топливного бака 1 и не вводить в баке 1 специального люка-лаза, что также ведет к снижению его массы.
По второму варианту в капиллярной системе хранения и подачи жидкости в ракетный двигатель космического объекта повышение надежности работы двигательной установки космического объекта достигается за счет размещения заборного устройства 2 в приямке 32, в котором образована между расходным клапаном 7 и капиллярной сеткой 23 полость накопителя капиллярного типа 30, что обеспечивает запуск двигателя в условиях невесомости, при этом масса двигательной установки космического объекта снижается за счет уменьшения минимальных остатков незабора жидкости в топливном баке 1.