RU2533592C1 - Spacecraft power plant fuel feed system - Google Patents

Abstract

FIELD: aircraft engineering.

SUBSTANCE: proposed system comprises control unit, fuel tanks with deformable metal webs to divide said tanks into liquid and gas chambers. Pneumatic line with electrically driven air valves communicating high-pressure cylinder with fuel tank gas chambers, fuel and oxidizer lines with electrically driven fluid valves and pressure indicators. Note here that it comprises extra high-pressure cylinder connected with pneumatic line via independent pipe including two parallel pyro valves. Note here that said pneumatic line incorporates extra pair of parallel pyro valves arranged between high-pressure cylinder and independent pipe. Two pairs of electrically driven air valves connected in series are arranged downstream of the latter. Pressure indicators are arranged in one of fuel lines upstream of electrically driven fluid valve.

EFFECT: one-hundred-percent descent to Earth, higher reliability of operation.

1 dwg

Description

Заявляемое техническое решение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано для подачи топлива в двигательную установку (ДУ) с жидкостными реактивными двигателями (ЖРД), в том числе с ЖРД малой тяги системы маневрирования и ориентации космического аппарата (КА).The claimed technical solution relates to the field of rocket and space technology and can be used to supply fuel to a propulsion system (ДУ) with liquid-propellant engines (LRE), including low-thrust rocket engines of the maneuvering and orientation system of the spacecraft (SC).

Известна система подачи топлива, входящая в жидкостную двигательную установку ДУ-802 автономного космического буксира «Кречет» (статья А.В. Дибривного. Результаты отработки системы обеспечения синхронизации выработки топлива из баков двигательной установки ДУ-802 космического буксира // Авиационно-космическая техника и технология, 2008, №10 - с.88-89;A known fuel supply system included in the liquid propulsion system DU-802 of the autonomous space tug "Krechet" (article by A. V. Dibrivny. Results of the development of a system for synchronizing the production of fuel from the tanks of the propulsion system DU-802 of a space tug // Aviation and space technology and technology, 2008, No. 10 - p. 88-89;

http://www.nbuv.gov.ua/portal/natural/AkTT/2008_10/Dibrivn.pdf - аналог), содержащая топливные баки горючего и окислителя с перегородками, баллоны высокого давления, пневмо- и гидромагистрали, электропневмо- и пироклапаны.http://www.nbuv.gov.ua/portal/natural/AkTT/2008_10/Dibrivn.pdf - analogue), containing fuel tanks of oxidizing and oxidizing with baffles, high-pressure cylinders, pneumatic and hydraulic lines, electro-pneumatic and pyrovalves.

Известна система подачи топлива (патент RU №2339832, МПК F02K 9/50 - аналог), содержащая топливные баки горючего и окислителя с перекладными мембранами, магистрали подачи топлива и систему наддува топливных баков, включающую баллоны высокого давления, связанные пневмомагистралями с газовыми полостями топливных баков, датчики и блок управления.Known fuel supply system (patent RU No. 2339832, IPC F02K 9/50 - analogue) containing fuel tanks of fuel and an oxidizer with transfer membranes, fuel supply lines and a system of pressurizing fuel tanks, including high pressure cylinders connected by pneumatic lines to gas cavities of fuel tanks , sensors and control unit.

Известна система подачи топлива двигательной установки, входящая в принципиальную схему реактивной системы управления на двухкомпонентном жидком топливе (Н.М. Беляев, Е.И. Уваров. Расчет и проектирование реактивных систем управления космических летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1974, стр.135, рис.4.2 - аналог), состоящая из топливных баков, баллона высокого давления со сжатым газом, который служит для обеспечения выдавливания топлива из топливных баков и подачи его к ЖРД посредством топливных магистралей, баллон высокого давления связан с газовыми полостями топливных баков пневмомагистралью, содержащей клапаны и датчик давления.A known fuel supply system for a propulsion system is included in the circuit diagram of a two-component liquid propellant control system (N.M. Belyaev, E.I. Uvarov. Calculation and design of reactive control systems for spacecraft. M: Mashinostroenie, 1974, p. 135, Fig. 4.2 - analogue), consisting of fuel tanks, a high-pressure cylinder with compressed gas, which serves to squeeze the fuel out of the fuel tanks and supply it to the LRE through the fuel lines, high-pressure tank n cavities with gas fuel tanks pnevmomagistralyu comprising valves and the pressure sensor.

Известна система подачи топлива двигательной установки космического летательного аппарата (патент RU №2189485, МПК F02K 9/50 - аналог), состоящая из топливных баков с сильфонными вытеснителями, магистралей подачи топлива, системы наддува топливных баков, сигнализаторов давления и системы автоматического управления.A known fuel supply system for a propulsion system of a spacecraft (patent RU No. 2189485, IPC F02K 9/50 - analogue), consisting of fuel tanks with bellows displacers, fuel supply lines, fuel tank pressurization system, pressure alarms and automatic control systems.

Наиболее близким то технической сущности и достигаемому результату к предложенному техническому решению является система подачи топлива двигательной установки, включающая в себя систему наддува топливных баков (патент RU №2414620, МПК F02K 9/50), содержащую блок управления, топливные баки горючего и окислителя с перегородками и аккумулятор высокого давления, связанные между собой трубопроводами с установленными в них последовательно электроклапанами, топливные магистрали с клапанами и датчики давления.The closest to the technical nature and the achieved result to the proposed technical solution is the propulsion system of fuel supply of a propulsion system, including a system of pressurizing fuel tanks (patent RU No. 2414620, IPC F02K 9/50), containing a control unit, fuel tanks of fuel and oxidizer with partitions and a high-pressure accumulator, interconnected by pipelines with solenoid valves installed sequentially in them, fuel lines with valves and pressure sensors.

Недостатками известного технического решения, а также выше описанных конструкций являются отсутствие гарантий сохранения сжатого газа на проведение тормозного импульса для увода КА с орбиты и спуска на Землю после длительного орбитального полета и невозможность при чрезвычайных обстоятельствах продления срока орбитальной эксплуатации КА, то есть недостаточная надежность системы подачи топлива двигательной установки КА.The disadvantages of the known technical solution, as well as of the structures described above, are the lack of guarantees for the preservation of compressed gas for holding a braking pulse to remove the spacecraft from orbit and descent to the Earth after a long orbital flight and the impossibility of extending the spacecraft’s orbital life in emergency circumstances, i.e. insufficient supply system propulsion of the spacecraft propulsion system.

Задачей заявляемого технического решения является обеспечение гарантированного схода космического аппарата с орбиты после длительной эксплуатации для спуска на Землю и повышение надежности системы подачи топлива двигательной установки космического аппарата.The objective of the proposed technical solution is to ensure a guaranteed descent of the spacecraft from orbit after long-term operation for launching to Earth and increasing the reliability of the fuel supply system of the propulsion system of the spacecraft.

Поставленная задача решается тем, что система подачи топлива ДУ КА, содержащая блок управления, топливные баки с перегородками, разделяющими их на жидкостную и газовую полости, пневмомагистраль с электропневмоклапанами, сообщающую баллон высокого давления с газовыми полостями топливных баков, топливные магистрали горючего и окислителя с электрожидкостными клапанами и сигнализаторы давления, при этом она включает дополнительный баллон высокого давления, соединенный с пневмомагистралью автономным трубопроводом, содержащим пару параллельно установленных пироклапанов, при этом пневмомагистраль дополнительно снабжена другой парой параллельно установленных пироклапанов между баллоном высокого давления и автономным трубопроводом, после которого параллельно установлены две пары последовательно соединенных электропневмоклапанов, а сигнализаторы давления размещены в одной из топливных магистралей перед электрожидкостным клапаном.The problem is solved in that the remote control fuel supply system of the spacecraft, comprising a control unit, fuel tanks with partitions separating them into liquid and gas cavities, a pneumatic line with electric pneumatic valves, a high pressure cylinder with gas cavities of the fuel tanks, fuel lines of the fuel and oxidizer with electro-liquid valves and pressure alarms, while it includes an additional high-pressure cylinder connected to the pneumatic line by an autonomous pipeline containing a pair of paral installed pyro valves, the pneumatic line is additionally equipped with another pair of parallel installed pyro valves between the high pressure cylinder and the autonomous pipeline, after which two pairs of electro-pneumatic valves are connected in series, and pressure alarms are placed in one of the fuel lines in front of the electro-liquid valve.

Сущность предложенного технического решения поясняется чертежом, на котором приведена принципиальная пневмогидравлическая схема системы подачи топлива двигательной установки космического аппарата.The essence of the proposed technical solution is illustrated by the drawing, which shows a schematic pneumohydraulic diagram of the fuel supply system of the propulsion system of the spacecraft.

Устройство системы подачи топлива ДУ КА состоит из блока управления 1 (на чертеже у словно не показан), топливного бака 2 горючего с деформируемой металлической перегородкой 3, разделяющей его на газовую полость 4 и жидкостную полость 5, топливного бака 6 окислителя с деформируемой металлической перегородкой 7, разделяющей его на газовую полость 8 и жидкостную полость 9, баллона высокого давления 10 для хранения сжатого газа, связанного с газовыми полостями 4 и 8 топливных баков 2 и 6 пневмомагистралью 11, в которой параллельно установлены две пары последовательно соединенных электропневмоклапанов 12 и 13, дополнительного баллона высокого давления 14, соединенного с пневмомагистралью 11 автономным трубопроводом 15, двух пар параллельно установленных в пневмомагистрали 11 и автономном трубопроводе 15 пироклапанов 16 и 17, топливной магистрали 18 горючего и топливной магистрали 19 окислителя, соединяющих топливные баки 2 и 6 с реактивным двигателем 20, при этом в каждой топливной магистрали 18 и 19 установлены электрожидкостные клапаны 21 и 22, а в одной из топливных магистралей (например, в топливной магистрали 18 горючего) перед электрожидкостным клапаном 21 размещены сигнализаторы давления 23 и 24.The device of the fuel supply system DU KA consists of a control unit 1 (as if not shown in the drawing), a fuel tank 2 of fuel with a deformable metal partition 3, dividing it into a gas cavity 4 and a liquid cavity 5, an oxidizer fuel tank 6 with a deformable metal partition 7 dividing it into a gas cavity 8 and a liquid cavity 9, a high-pressure cylinder 10 for storing compressed gas associated with gas cavities 4 and 8 of the fuel tanks 2 and 6 by a pneumatic line 11 in which two pairs are installed in parallel electropneumatic valves 12 and 13 connected in series, an additional high-pressure cylinder 14 connected to the pneumatic line 11 with an autonomous pipe 15, two pairs of pyro-valves 16 and 17 installed in parallel in the pneumatic pipe 11 and the autonomous pipe 15, fuel line 18 of the fuel and fuel line 19 of the oxidizer connecting the fuel tanks 2 and 6 with a jet engine 20, while in each fuel line 18 and 19, electro-fluid valves 21 and 22 are installed, and in one of the fuel lines (for example, in fuels second fuel line 18) before elektrozhidkostnym valve 21 has pressure detectors 23 and 24.

Устройство системы подачи топлива ДУ КА работает следующим образом.The device of the fuel supply system DU KA operates as follows.

Блок управления 1 после вывода КА ракетой-носителем на опорную орбиту подает команду на срабатывание пироклапанов 16 (второй пироклапан 16 используется в качестве резервного) и электропневмоклапанов 12 (второй электропневмоклапан 12 установлен последовательно для обеспечения надежности закрытия), после чего сжатый газ из баллона высокого давления 10 посредством пневмомагистрали 11 заполняет газовые полости 4 и 8 топливных баков 2 и 6, воздействуя своим давлением через деформируемые металлические перегородки 3 и 7 на жидкие компоненты топлива. При этом давление в жидкостных полостях 5 и 9 топливных баков 2 и 6 повышается, после чего компоненты топлива заполняют топливные магистрали 18 и 19, давление в которых так же повышается. Сигнализатор давления 23 настроен на наибольшее допустимое давление, а сигнализатор давления 24 - на наименьшее допустимое давление работы реактивного двигателя 20. При достижении в топливной магистрали 18 наибольшего допустимого давления сигнализатор давления 23 выдает об этом сигнал в блок управления 1 КА, от которого поступает команда на закрытие электропневмоклапанов 12. Реактивный двигатель 20 приводится в готовность к работе. После получения команды от блока управления 1 КА на выдачу определенных тяговых импульсов для ориентации КА на орбите или для коррекции (подъема) орбиты открываются электрожидкостные клапаны 21 и 22, при этом компоненты топлива под давлением поступают непосредственно к реактивному двигателю 20. При расходе топлива объем жидкостных полостей 5 и 9 топливных баков 2 и 6 уменьшается, под действием давления сжатого газа деформируемые металлические перегородки 3 и 7 прогибаются, объем в газовых полостях 4 и 8 топливных баков 2 и 6 увеличивается и давление в них уменьшается. При снижении давления в топливной магистрали 18 до наименьшего допустимого для работы реактивного двигателя 20 срабатывает сигнализатор давления 24 и через блок управления 1 КА подается команда на открытие одной из пар электропневмоклапанов 12 или 13 (вторая пара используется в качестве резервной), после чего газ из баллона высокого давления 10 поступает в газовые полости 4 и 8 топливных баков 2 и 6, поднимая в них давление до наибольшего допустимого давления работы реактивного двигателя 20, то есть цикл поддержания рабочего давления в топливных баках 2 и 6 повторяется до окончания работы (потребления топлива) реактивным двигателем 20. Для обеспечения полной программы орбитальной эксплуатации КА расходуется весь газ, запасенный в баллоне высокого давления 10. Для обеспечения гарантированного управляемого спуска КА с орбиты после длительной эксплуатации на Землю на завершающем этапе эксплуатации КА используется дополнительный баллон высокого давления 14 с автономным трубопроводом 15 и пироклапанами 17. Дополнительный баллон высокого давления 14 находится в ампулизированном заправленном состоянии все время орбитального полета, обеспечивая сохранность сжатого газа в дополнительном баллоне высокого давления 14 для гарантированного выполнения завершающих операций. Его герметичность обеспечивается парой пироклапанов 17, которые срабатывают от блока управления 1 КА по команде с Земли. После прорыва пироклапанов 17 система подачи топлива работает по описанной выше схеме. При этом, при необходимости (как вариант изменения программы полета), вместо создания тормозного импульса сжатый газ из дополнительного баллона высокого давления 14 можно использовать при чрезвычайных обстоятельствах для продления орбитальной эксплуатации КА с последующим неуправляемым спуском для самоуничтожения в плотных слоях атмосферы, что повышает надежность системы подачи топлива.The control unit 1 after the launch of the spacecraft by the launch vehicle into the reference orbit gives the command to operate the pyro valves 16 (the second pyro valve 16 is used as a backup) and the electro-pneumatic valves 12 (the second electro-pneumatic valve 12 is installed in series to ensure reliable closure), after which the compressed gas from the high-pressure tank 10 through a pneumatic line 11 fills the gas cavities 4 and 8 of the fuel tanks 2 and 6, acting by its pressure through the deformable metal partitions 3 and 7 on the liquid components of the fuel. In this case, the pressure in the liquid cavities 5 and 9 of the fuel tanks 2 and 6 rises, after which the fuel components fill the fuel lines 18 and 19, the pressure in which also rises. The pressure switch 23 is set to the highest allowable pressure, and the pressure switch 24 to the lowest allowable pressure of the jet engine 20. When the fuel line 18 reaches the highest allowable pressure, the pressure switch 23 gives a signal to the control unit 1 KA, from which the command to closing of the electropneumatic valves 12. The jet engine 20 is set to work. After receiving a command from the spacecraft 1 control unit to issue certain traction pulses to orient the spacecraft in orbit or to correct (lift) the orbit, the electro-liquid valves 21 and 22 open, while the fuel components under pressure go directly to the jet engine 20. At a fuel flow rate, the volume of liquid the cavities 5 and 9 of the fuel tanks 2 and 6 are reduced, under the action of the pressure of the compressed gas, the deformable metal partitions 3 and 7 bend, the volume in the gas cavities 4 and 8 of the fuel tanks 2 and 6 increases and the pressure s in them decreases. When the pressure in the fuel line 18 is reduced to the minimum permissible for the jet engine 20 to operate, the pressure switch 24 is activated and a command is issued through the control unit 1 of the spacecraft to open one of the pairs of electro-pneumatic valves 12 or 13 (the second pair is used as a backup), after which gas from the cylinder high pressure 10 enters the gas cavities 4 and 8 of the fuel tanks 2 and 6, raising the pressure in them to the highest permissible operating pressure of the jet engine 20, that is, the cycle of maintaining the working pressure in the fuel b Acts 2 and 6 are repeated until the jet engine 20 is finished (fuel consumption). To ensure a full spacecraft orbital operation program, all the gas stored in the high-pressure cylinder 10 is consumed. To ensure guaranteed controlled descent of the spacecraft from orbit after long-term operation to Earth at the final stage The spacecraft operation uses an additional high-pressure cylinder 14 with an autonomous pipeline 15 and pyro valves 17. An additional high-pressure cylinder 14 is located in the ampoule filling In this state all the time of the orbital flight, ensuring the safety of the compressed gas in the additional high-pressure cylinder 14 for guaranteed completion of the final operations. Its tightness is ensured by a pair of pyrovalves 17, which are triggered by the control unit 1 SC on command from the Earth. After the breakthrough of the pyro valves 17, the fuel supply system operates as described above. At the same time, if necessary (as an option to change the flight program), instead of creating a braking pulse, compressed gas from an additional high-pressure cylinder 14 can be used in emergency situations to extend the orbital operation of the spacecraft with subsequent uncontrolled descent for self-destruction in dense atmospheric layers, which increases the reliability of the system fuel supply.

Заявленная конструкция позволяет обеспечить гарантированный спуск космического аппарата с орбиты после длительной эксплуатации на Землю и повысить надежность системы подачи топлива его двигательной установки.The claimed design allows for a guaranteed descent of the spacecraft from orbit after prolonged use on Earth and to increase the reliability of the fuel supply system of its propulsion system.

Claims (1)

Система подачи топлива двигательной установки космического аппарата, содержащая блок управления, топливные баки с деформируемыми металлическими перегородками, разделяющими их на жидкостные и газовые полости, пневмомагистраль с электропневмоклапанами, сообщающую баллон высокого давления с газовыми полостями топливных баков, топливные магистрали горючего и окислителя с электрожидкостными клапанами и сигнализаторы давления, отличающаяся тем, что она включает дополнительный баллон высокого давления, соединенный с пневмомагистралью автономным трубопроводом, содержащим пару параллельно установленных пироклапанов, при этом пневмомагистраль дополнительно снабжена другой парой параллельно установленных пироклапанов между баллоном высокого давления и автономным трубопроводом, после которого параллельно установлены две пары последовательно соединенных электропневмоклапанов, а сигнализаторы давления размещены в одной из топливных магистралей перед электрожидкостным клапаном. The fuel supply system of the spacecraft propulsion system, comprising a control unit, fuel tanks with deformable metal partitions separating them into liquid and gas cavities, a pneumatic line with electric pneumatic valves, a high pressure cylinder with gas cavities of the fuel tanks, fuel lines of the fuel and oxidizer with electro-liquid valves and pressure alarms, characterized in that it includes an additional high-pressure cylinder connected to the pneumatic line vtonomnym conduit comprising a pair of parallel installed pyrovalves, wherein pnevmomagistral further provided with another pair of parallel installed pyrovalves between the high pressure cylinder and autonomous conduit, after which parallel installed two pairs of series-connected solenoid-and pressure detectors are placed in one of the fuel lines before elektrozhidkostnym valve.