RU2341675C2 - Fuel tank supercharging system (versions) - Google Patents
Fuel tank supercharging system (versions) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2341675C2 RU2341675C2 RU2006118398/06A RU2006118398A RU2341675C2 RU 2341675 C2 RU2341675 C2 RU 2341675C2 RU 2006118398/06 A RU2006118398/06 A RU 2006118398/06A RU 2006118398 A RU2006118398 A RU 2006118398A RU 2341675 C2 RU2341675 C2 RU 2341675C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- heat exchanger
- gas
- fuel
- pneumatic lines
- tube
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к космической технике, а точнее к проектированию и эксплуатации реактивных двигательных установок (РДУ) космических летательных аппаратов (КЛА).The invention relates to space technology, and more specifically to the design and operation of jet propulsion systems (RDU) of spacecraft (KLA).
Система наддува топливных баков горючего и окислителя, например, 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 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 кГс и менее). Работа указанных двигателей с заданными параметрами обеспечивается системами наддува топливных баков и подачи топлива к входам двигателей.The system of pressurizing the fuel tanks of the fuel and oxidizer, for example, the propulsion system of a spacecraft, is used in modern KLA RDUs used to create thrust impulses necessary both for moving the center of mass of the KLA (correction of the trajectory of the spacecraft, braking of the KLA to ensure its descent from orbit), and to create control moments relative to its center of mass (orientation, turns, etc.). Traction pulses for various control modes of the vehicle in space are created using jet engines (RD) on board, the thrust values of which, depending on their purpose, vary over a wide range (from several hundred kilogram-force to several kilogram-force and less). The operation of these engines with the specified parameters is ensured by the systems of pressurizing the fuel tanks and supplying fuel to the engine inputs.
Известны системы наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки КЛА (см., например, журнал №7 «Авиация и космонавтика», М., Воениздат, 1978 г., стр.36, 37, рис.2). 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.Known systems for pressurizing the fuel tanks of the fuel and oxidizer of the spacecraft propulsion system (see, for example, magazine No. 7 “Aviation and Cosmonautics”, M., Military Publishing House, 1978, p. 36, 37, Fig. 2). Pressurization systems contain high-pressure cylinders filled with gas, for example nitrogen, which serve to squeeze the fuel out of the fuel tanks and supply it to the jet engines of the propulsion system.
Баллоны высокого давления связаны с газовыми полостями наддува топливных баков посредством пневмомагистралей, содержащих пускоотсечные клапаны, газовые редукторы. Заправка баллонов газом высокого давления производится на Земле перед стартом ракеты-носителя.High-pressure cylinders are connected to the gas cavities of the pressurization of the fuel tanks by means of pneumatic lines containing start-off valves, gas reducers. Filling of cylinders with high pressure gas is carried out on Earth before the launch of the launch vehicle.
Недостатками известных аналогов системы наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки КЛА являются малая эффективность и низкая надежность системы.The disadvantages of the known analogues of the system of pressurization of fuel tanks of fuel and oxidizer propulsion system KLA are low efficiency and low reliability of the system.
Известна также система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки КЛА, выбранная в качестве прототипа (см., например, патент Великобритании №2051246, МПК: F04F 1/06, F02K 9/50 от 1981 г.). Система содержит баллоны высокого давления, связанные пневмомагистралями с газовыми полостями соответствующих топливных баков горючего и окислителя, и последовательно установленные на пневмомагистралях пускоотсечные клапаны и газовые редукторы. В данных системах в качестве источников газа высокого давления служат газонаполненные баллоны. При подаче топлива к потребителю, например к РД, выдавливание топлива из топливных баков производят газом с давлением порядка 10 кГс/см2, например азотом, закачанным до давления порядка 350 кГс/см2, в баллоны высокого давления на Земле перед стартом. Понижение давления до рабочего состояния 10 кГс/см2 осуществляют посредством газовых редукторов, при этом за счет большого и резкого понижения давления (с 350 до 10 кГс/см2) происходит значительное понижение температуры рабочего газа (азота), что отрицательно сказывается на состоянии как топлива (горючего и окислителя), так и на конструкции топливных баков и приводит к необходимости дополнительно термостатировать топливные баки, а это снижает эффективность и надежность системы.There is also known a system of pressurizing fuel tanks of fuel and an oxidizer of a propulsion system of a spacecraft, selected as a prototype (see, for example, UK patent No. 2051246, IPC: F04F 1/06, F02K 9/50 from 1981). The system contains high pressure cylinders connected by pneumatic lines to the gas cavities of the respective fuel and oxidizer fuel tanks, and start-off valves and gas reducers installed sequentially on the pneumatic lines. In these systems, gas-filled cylinders are used as high-pressure gas sources. When fuel is supplied to the consumer, for example, taxiway, fuel is extruded from the fuel tanks with gas with a pressure of about 10 kG / cm 2 , for example, with nitrogen injected to a pressure of about 350 kG / cm 2 , into high-pressure cylinders on Earth before launch. The pressure is reduced to a working state of 10 kG / cm 2 by means of gas reducers, while due to the large and sharp decrease in pressure (from 350 to 10 kG / cm 2 ), a significant decrease in the temperature of the working gas (nitrogen) occurs, which negatively affects the state of fuel (fuel and oxidizer), and on the design of the fuel tanks and leads to the need to further thermostat the fuel tanks, and this reduces the efficiency and reliability of the system.
Недостатками прототипа системы наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки КЛА являются малая эффективность и низкая надежность системы из-за образования холодного потока газа, входящего в газовые полости топливных баков.The disadvantages of the prototype of the system of pressurizing the fuel tanks of the fuel and the oxidizer of the KLA propulsion system are the low efficiency and low reliability of the system due to the formation of a cold gas stream entering the gas cavities of the fuel tanks.
Задачей настоящего изобретения является создание системы наддува топливных баков, обладающей повышенной эффективностью и надежностью за счет исключения образования холодного потока газа, входящего в газовые полости топливных баков горючего и окислителя.The objective of the present invention is to provide a system of pressurization of fuel tanks with improved efficiency and reliability by eliminating the formation of a cold gas stream entering the gas cavities of the fuel and oxidizer fuel tanks.
По первому варианту технический результат достигается тем, что в систему наддува топливных баков, содержащую баллоны высокого давления, связанные пневмомагистралями с газовыми полостями соответствующих топливных баков горючего и окислителя, и последовательно установленные на пневмомагистралях пускоотсечные клапаны и газовые редукторы, в отличие от прототипа, в нее введено подогревающее устройство, выполненное в виде подключенного к системе терморегулирования многоканального кожухотрубного теплообменника, внутри каждой трубки которого расположено тело-вытеснитель по всей длине трубки с образованием равномерного зазора в кольцевом канале между стенкой трубки и телом-вытеснителем, причем трубки выполнены в виде змеевиков и каналы теплообменника включены в соответствующие контуры пневмомагистралей после газовых редукторов, перед которыми установлены дроссельные устройства, при этом межтрубная полость теплообменника подключена к бортовой системе терморегулирования.According to the first embodiment, the technical result is achieved by the fact that in the system of pressurization of fuel tanks containing high-pressure cylinders connected by pneumatic lines to the gas cavities of the respective fuel tanks of the fuel and oxidizer, and sequentially installed on the pneumatic lines, shut-off valves and gas reducers, in contrast to the prototype, in it a heating device was introduced, made in the form of a multi-channel shell-and-tube heat exchanger connected to the thermal control system, inside each tube The propellant body is located along the entire length of the tube with the formation of a uniform gap in the annular channel between the tube wall and the propellant body, the tubes being made in the form of coils and the heat exchanger channels are included in the corresponding pneumatic circuits after the gas reducers in front of which throttle devices are installed, while the annular cavity of the heat exchanger is connected to the on-board temperature control system.
По второму варианту технический результат достигается тем, что в систему наддува топливных баков, содержащую баллоны высокого давления, связанные пневмомагистралями с газовыми полостями соответствующих топливных баков горючего и окислителя, и последовательно установленные на пневмомагистралях пускоотсечные клапаны и газовые редукторы, в отличие от прототипа, в нее введено подогревающее устройство, выполненное в виде подключенного к системе терморегулирования многоканального кожухотрубного теплообменника, внутри каждой трубки которого расположено тело-вытеснитель по всей длине трубки с образованием равномерного зазора в кольцевом канале между стенкой трубки и телом-вытеснителем, причем трубки выполнены в виде змеевиков и каналы теплообменника включены в соответствующие контуры пневмомагистралей после дроссельных устройств, установленных перед газовыми редукторами, при этом межтрубная полость теплообменника подключена к бортовой системе терморегулирования.According to the second variant, the technical result is achieved in that in the system of pressurization of fuel tanks containing high-pressure cylinders connected by pneumatic lines to the gas cavities of the respective fuel tanks of the fuel and oxidizer, and sequentially installed on the pneumatic lines, shut-off valves and gas reducers, in contrast to the prototype, in it a heating device was introduced, made in the form of a multi-channel shell-and-tube heat exchanger connected to the temperature control system, inside each tube The propellant body is located along the entire length of the tube with the formation of a uniform gap in the annular channel between the tube wall and the propellant body, the tubes being made in the form of coils and the heat exchanger channels are included in the corresponding pneumatic circuits after throttling devices installed in front of gas reducers, while the cavity of the heat exchanger is connected to the on-board temperature control system.
Использование предлагаемой системы наддува топливных баков КЛА, например, на грузовом космическом корабле типа «Прогресс» позволит дать значительный экономический эффект за счет повышения эффективности и надежности путем исключения образования холодного потока газа, входящего в газовые полости топливных баков горючего и окислителя.The use of the proposed KL fuel tank pressurization system, for example, on a Progress cargo spacecraft will allow a significant economic effect by increasing efficiency and reliability by eliminating the formation of a cold gas stream entering the gas cavities of the fuel and oxidizer fuel tanks.
Сущность изобретения поясняется чертежами. На фиг.1 дана схема системы наддува топливных баков, а на фиг.2 - поперечное сечение трубки змеевика.The invention is illustrated by drawings. Figure 1 is a diagram of the system of pressurization of fuel tanks, and figure 2 is a cross section of a coil tube.
Предлагаемая система наддува топливных баков, например, двигательной установки КЛА состоит из следующих основных узлов, деталей и агрегатов: баллонов высокого давления 1, 2, связанных пневмомагистралями 3, 4 с газовыми полостями 5, 6 соответствующих топливных баков горючего 7 и окислителя 8, и последовательно установленных на пневмомагистралях 3, 4 пускоотсечных клапанов 9, 10 и газовых редукторов 11, 12. Система наддува содержит подогревающее устройство 13, выполненное в виде подключенного к системе терморегулирования 14 многоканального кожухотрубного теплообменника 15, содержащего в каждой трубке 16 тело-вытеснитель 17, расположенное внутри по всей длине трубки 16 с образованием равномерного зазора в кольцевом канале 18 между стенкой трубки 16 и телом-вытеснителем 17. В качестве тела-вытеснителя используют, например, запаянную с двух концов трубку, входящую с зазором в полость трубки 16, образующим кольцевой канал 18. Теплообменник 15 содержит два змеевика 19 и 20, выполненные из трубок 16 с каналом 18 и размещенные в межтрубной полости 21 теплообменника 15, образованной внутри кожуха 22. По варианту 1 каналы 18 теплообменника 15 включены в соответствующие контуры пневмомагистралей 3, 4 после газовых редукторов 11, 12, перед которыми установлены дроссельные устройства 23, 24. По варианту 2 каналы 18 теплообменника 15 аналогично включены в соответствующие контуры пневмомагистралей 11, 12 после дроссельных устройств 23, 24, установленных перед газовыми редукторами 11, 12 (на фиг.1 показано пунктирной линией). Межтрубная полость 21 теплообменника 15 подключена к бортовой системе терморегулирования 14. Дроссельные устройства 23, 24 выполнены в виде дроссельных шайб. Для обеспечения равномерного кольцевого зазора, образующего в трубке 16 канал 18, на поверхность тела-вытеснителя 17 напаивают спираль, например, из проволоки или узкой ленты.The proposed system of pressurization of fuel tanks, for example, a KLA propulsion system, consists of the following main units, parts and assemblies: high pressure cylinders 1, 2, connected by pneumatic lines 3, 4 with gas cavities 5, 6 of the corresponding fuel tanks of fuel 7 and oxidizer 8, and sequentially installed on the pneumatic lines 3, 4 of the shut-off valves 9, 10 and gas reducers 11, 12. The pressurization system includes a heating device 13, made in the form of a multi-channel casing connected to the temperature control system 14 a heat exchanger 15 containing in each tube 16 a
Работает система наддува топливных баков двигательной установки КЛА следующим образом. При выдавливании и подаче топлива к потребителю, например к РД 25, из топливных баков горючего 7 и окислителя 8 открывают пускоотсечные клапаны 9, 10 и газ, например азот, из баллонов 1, 2 под высоким давлением порядка 350 кГс/см2 проходит через дроссельные устройства 23, 24. В процессе дросселирования наряду с понижением давления до 30 кГс/см2 значительно понижается температура газа. Далее охлажденный газ с пониженным (расчетным) давлением порядка 30 кГс/см2 поступает в газовые редукторы 11, 12, которые понижают давление газа до заданного и необходимого давления порядка 10 кГс/см2 для выдавливания топлива из топливных баков 7, 8 и подачи его к потребителю, например к РД 25. По варианту 1 после газовых редукторов 11,12 газ гелий поступает в каналы 18 змеевиков 19 и 20, где подогревается до заданной температуры от теплоносителя бортовой СТР 14, прокачиваемого через межтрубную полость 21 теплообменника 15, и подается в газовые полости 5, 6 топливных баков 7, 8, откуда производится выдавливание и подача топлива к потребителю, например к РД 25.The pressurization system of the fuel tanks of the spacecraft propulsion system works as follows. When extruding and supplying fuel to a consumer, for example, to RD 25, starting shut-off valves 9, 10 and gas, for example nitrogen, are opened from fuel tanks 7 and oxidizer 8 from cylinders 1, 2 under high pressure of about 350 kgf / cm 2 through throttle devices 23, 24. In the process of throttling, along with a decrease in pressure to 30 kG / cm 2, the gas temperature significantly decreases. Next, the cooled gas with a reduced (calculated) pressure of the order of 30 kG / cm 2 enters the gas reducers 11, 12, which reduce the gas pressure to a predetermined and necessary pressure of the order of 10 kG / cm 2 to squeeze the fuel out of the fuel tanks 7, 8 and supply it to the consumer, for example, to RD 25. According to option 1, after gas reducers 11,12, helium gas enters the
По второму варианту при использовании воздуха или азота после дроссельных устройств 23, 24 газообразное вещество с давлением порядка 30 кГс/см2 поступает в каналы 18 змеевиков 19 и 20, где подогревается до заданной температуры от теплоносителя бортовой СТР 14, прокачиваемого через межтрубную полость 21 теплобменника 15. Далее подогретый газ (подогрев газа улучшает работу газовых редукторов) поступает в газовые редукторы 11, 12, которые понижают давление газа до 10 кГс/см2. При таком перепаде (с 30 до 10 кГс/см2) давления понижение температуры предварительно подогретого газа практически не происходит. После газовых редукторов 11, 12 газ при давлении 10 кГс/см2 подается в газовые полости 5, 6 топливных баков 7, 8, откуда производится выдавливание и подача топлива к потребителю, например к РД 25.According to the second option, when using air or nitrogen after the throttling devices 23, 24, a gaseous substance with a pressure of the order of 30 kG / cm 2 enters the
В случае использования гелия для наддува, газовые редукторы работают на сухом газе - гелии, так как сжижения газа (гелия) не происходит и, следовательно, не снижается работоспособность газовых редукторов; в этом случае при подключении подогревателей после газовых редукторов обеспечивается более качественное поддержание температуры на входе в газовые полости топливных баков, что и определяет выбор 1-го варианта. В случае использования для наддува воздуха или азота при донных перепадах давлений происходит сжижение газообразного вещества, что недопустимо для работы газовых редукторов, поэтому нагреватели необходимо устанавливать перед газовыми редукторами, как во 2-ом варианте.In the case of using helium for pressurization, gas reducers operate on dry gas - helium, since gas (helium) does not liquefy and, therefore, the performance of gas reducers does not decrease; in this case, when connecting the heaters after gas reducers, a better quality of maintaining the temperature at the inlet to the gas cavities of the fuel tanks is ensured, which determines the choice of the 1st option. In the case of using air or nitrogen for pressurization at bottom differential pressures, a gaseous substance is liquefied, which is unacceptable for the operation of gas reducers, therefore, heaters must be installed in front of gas reducers, as in the 2nd variant.
Выбор и использование того или другого вариантов включения подогревающего устройства 13 в пневмомагистрали 3, 4 производится в зависимости от применения газов (азота, гелия или др.), имеющих различные теплофизические свойства и состояния при дросселировании газа. Таким образом, предлагаемое техническое решение в части включения в контуры пневмомагистралей 3, 4 подогревающего устройства 13: по варианту 1 - после газовых редукторов 11, 12, перед которыми установлены дроссельные устройства 23, 24; и по варианту 2 - после дроссельных устройств 23, 24, установленных перед газовыми редукторами 11, 12, обеспечивает повышение эффективности и надежности за счет исключения образования холодного потока газа, входящего в газовые полости 5, 6 топливных баков горючего 7 и окислителя 8, что обеспечивает выполнение поставленной задачи.The choice and use of one or another of the options for turning on the heating device 13 in the pneumatic line 3, 4 is made depending on the use of gases (nitrogen, helium or others) having different thermophysical properties and conditions during gas throttling. Thus, the proposed technical solution in terms of the inclusion in the circuits of the pneumatic lines 3, 4 of the heating device 13: in option 1, after the gas reducers 11, 12, before which throttle devices 23, 24 are installed; and according to option 2, after the throttle devices 23, 24 installed in front of the gas reducers 11, 12, it increases the efficiency and reliability by eliminating the formation of a cold gas stream entering the gas cavities 5, 6 of the fuel tanks 7 and oxidizing agent 8, which ensures accomplishment of the task.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006118398/06A RU2341675C2 (en) | 2006-05-26 | 2006-05-26 | Fuel tank supercharging system (versions) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006118398/06A RU2341675C2 (en) | 2006-05-26 | 2006-05-26 | Fuel tank supercharging system (versions) |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2006118398A RU2006118398A (en) | 2007-12-10 |
| RU2341675C2 true RU2341675C2 (en) | 2008-12-20 |
Family
ID=38903520
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2006118398/06A RU2341675C2 (en) | 2006-05-26 | 2006-05-26 | Fuel tank supercharging system (versions) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2341675C2 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2462676C1 (en) * | 2011-02-08 | 2012-09-27 | Владимир Алексеевич Федоров | Air cooling unit of abc gi sectional type with cylindrical displacers |
| RU2582372C2 (en) * | 2014-08-18 | 2016-04-27 | Андрей Валерьевич Бельчиков | Combined pumping-displacement system for feed of hydroreactive fuel (hrf) liquid components to consuming hardware |
| RU2657056C2 (en) * | 2013-08-06 | 2018-06-08 | Снекма | Device for pressurising propellant reservoir of rocket engine |
| RU2802109C1 (en) * | 2022-12-30 | 2023-08-22 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" | Method for preparing gas for the pressurization system of fuel tanks and for the reactive control system of a reusable launch vehicle and a device for its implementation |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114408222B (en) * | 2021-12-20 | 2023-07-14 | 上海空间推进研究所 | Pneumatic supercharged engine system |
-
2006
- 2006-05-26 RU RU2006118398/06A patent/RU2341675C2/en active
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2462676C1 (en) * | 2011-02-08 | 2012-09-27 | Владимир Алексеевич Федоров | Air cooling unit of abc gi sectional type with cylindrical displacers |
| RU2657056C2 (en) * | 2013-08-06 | 2018-06-08 | Снекма | Device for pressurising propellant reservoir of rocket engine |
| RU2582372C2 (en) * | 2014-08-18 | 2016-04-27 | Андрей Валерьевич Бельчиков | Combined pumping-displacement system for feed of hydroreactive fuel (hrf) liquid components to consuming hardware |
| RU2802109C1 (en) * | 2022-12-30 | 2023-08-22 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" | Method for preparing gas for the pressurization system of fuel tanks and for the reactive control system of a reusable launch vehicle and a device for its implementation |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2006118398A (en) | 2007-12-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US20180238272A1 (en) | Tri-propellant rocket engine for space launch applications | |
| US4723736A (en) | Rocket staging system | |
| RU2341675C2 (en) | Fuel tank supercharging system (versions) | |
| US5026259A (en) | Miniaturized pressurization system | |
| US10533523B2 (en) | Device for pressurizing propellant tanks of a rocket engine | |
| JP2016510376A (en) | Cryogenic fuel system and method for supplying fuel in aircraft | |
| JP2013540941A (en) | Dual fuel aircraft engine control system and operating method thereof | |
| CN104919166B (en) | For the actuator device of rocket engine turbine pump | |
| US20190003423A1 (en) | Dual-expander short-length aerospike engine | |
| JP2016509549A (en) | Aircraft power generation system and method | |
| JP2016503858A (en) | Turbine engine assembly and dual fuel aircraft system | |
| US5267437A (en) | Dual mode rocket engine | |
| US20160222918A1 (en) | Device for self-pressurization of a tank | |
| US9476654B2 (en) | Aircraft/spacecraft fluid cooling system and aircraft/spacecraft fluid cooling method | |
| US20180170582A1 (en) | System for supplying an igniter with propellant | |
| US9803589B2 (en) | Device for heating a fluid | |
| RU2451199C1 (en) | Liquid-propellant rocket engine | |
| EP2761159B1 (en) | Propulsion system | |
| CN114514371A (en) | Propulsion assembly for rocket | |
| US3234737A (en) | Pressurizing system | |
| RU2132477C1 (en) | Propellant tank (fuel and oxidizer tanks) pressurization system of space-craft engine plant | |
| Doran et al. | Status update report for the Peregrine sounding rocket project: Part III | |
| RU2339834C2 (en) | Fuel tank supercharging system | |
| RU2339832C2 (en) | Fuel feed system | |
| RU2801019C1 (en) | Method of operation of closed cycle liquid rocket engine with afterburning of oxidizing and reducing generator gases without complete gasification and liquid rocket engine |