RU2610718C1 - Device for selection of fuel from spacecraft tanks in zero-gravity conditions - Google Patents

Device for selection of fuel from spacecraft tanks in zero-gravity conditions Download PDF

Info

Publication number
RU2610718C1
RU2610718C1 RU2015156762A RU2015156762A RU2610718C1 RU 2610718 C1 RU2610718 C1 RU 2610718C1 RU 2015156762 A RU2015156762 A RU 2015156762A RU 2015156762 A RU2015156762 A RU 2015156762A RU 2610718 C1 RU2610718 C1 RU 2610718C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fuel
tank
tanks
selection
spacecraft
Prior art date
Application number
RU2015156762A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Александр Вадимович Марков
Original Assignee
Александр Вадимович Марков
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Александр Вадимович Марков filed Critical Александр Вадимович Марков
Priority to RU2015156762A priority Critical patent/RU2610718C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2610718C1 publication Critical patent/RU2610718C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D37/00—Arrangements in connection with fuel supply for power plant

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)

Abstract

FIELD: aviation.
SUBSTANCE: invention relates to fuel supply systems in the spacecrafts (SC) in zero-gravity conditions. The device for selection of fuel from SC tanks in zero-gravity conditions for liquid rocket propulsion system comprises tanks of fuel components in the from of rotary body and local system of fuel liquid components selection with capillary intake device of the capacitive type positioned on the axis in each tank near one of its inside walls. Fuel component continuity sensor connected to the control system is mounted at the output of the capillary intake device. Auger is mounted inside the tank for rotation about an axis of the tank. Due to its rotation the auger transmits mechanical impulse to the remnants of the fuel components positioned outside the capillary intake device towards the capillary intake device and provides filling it with fuel before the device trigger time.
EFFECT: increased reliability of device for fuel selection.
3 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к космической технике, в частности к системам подачи топлива в космических аппаратах (КА), снабженных системой стабилизации, ориентации и коррекции и работающих в условиях невесомости, при переходе от невесомости к перегрузкам, и предназначено для опорожнения топливных баков.The invention relates to space technology, in particular to fuel supply systems in spacecraft (SC) equipped with a stabilization, orientation and correction system and operating in zero gravity conditions, in the transition from zero gravity to overloads, and is intended for emptying fuel tanks.

Известно устройство отбора топлива из баков КА, в котором используется механическое разделение фаз топлива и вытеснительного газа с помощью эластичной непроницаемой промежуточной перегородки [«Пневмогидравлические системы двигательных установок с жидкостными реактивными двигателями», под ред. В.Н. Челомея, Москва, М., 1978 г., стр. 21, рис. 2.1]. Так как топливо и вытеснительный газ отделены друг от друга элементом, изготовленным из сплошного материала, то в этом случае не происходит растворение вытеснительного газа в компонентах топлива КА. К недостаткам такого устройства относится низкая химическая и механическая стойкость материала фазоразделителя, что уменьшает надежность и снижает продолжительность эксплуатации.A device is known for the selection of fuel from the spacecraft tanks, which uses the mechanical separation of the phases of the fuel and the displacing gas using an elastic impenetrable intermediate partition ["Pneumohydraulic systems of propulsion systems with liquid-propellant engines", ed. V.N. Chelomeya, Moscow, Moscow, 1978, p. 21, Fig. 2.1]. Since the fuel and the propellant are separated from each other by an element made of a continuous material, in this case, the propellant does not dissolve in the components of the spacecraft fuel. The disadvantages of this device include the low chemical and mechanical resistance of the material of the phase separator, which reduces reliability and reduces the duration of operation.

Известен ряд устройств отбора топлива из баков КА, использующих инерционное осаждение жидкости в баках жидкостной реактивной двигательной установки (ЖРДУ) [«Пневмогидравлические системы двигательных установок с жидкостными реактивными двигателями», под ред. В.Н. Челомея, Москва, М., 1978 г., стр. 23, рис. 2.3]. В этих устройствах не используется ненадежный элемент механического разделения фаз. Основными недостатками таких устройств является необходимость больших затрат энергии на разделение топлива и газа наддува.A number of devices are known for taking fuel from spacecraft tanks using inertial liquid deposition in tanks of a liquid propellant propulsion system (LRE) [Pneumohydraulic systems of propulsion systems with liquid propellant engines ”, ed. V.N. Chelomeya, Moscow, Moscow, 1978, p. 23, Fig. 2.3]. These devices do not use an unreliable element of mechanical phase separation. The main disadvantages of such devices is the need for high energy costs for the separation of fuel and boost gas.

Широко применяемым в настоящее время в ЖРДУ КА является устройство отбора топлива из баков на основе капиллярного эффекта. Наилучшими характеристиками обладают ДУ на основе тотальной капиллярной системы отбора жидкого топлива (ТКСОЖ). Однако заборное устройство при этом имеет сложную конструкцию и высокую стоимость.Currently widely used in liquid propellant rocket propulsion systems is a device for taking fuel from tanks based on the capillary effect. The best characteristics are possessed by the remote control based on the total capillary system for the selection of liquid fuel (TCSS). However, the intake device has a complex structure and high cost.

За прототип принято устройство отбора топлива из баков для ЖРДУ КА, содержащее маршевые ЖРД и вспомогательную ЖРДУ. Включение вспомогательной ЖРДУ, функции которой может выполнять система орбитального маневрирования (СОМ), в условиях невесомости создает необходимое ускорение для прилива топлива в топливных баках ДУ [«Капиллярные системы отбора жидкости из баков космических летательных аппаратов», под ред. В.М. Поляева, Москва, УНПЦ «Энергомаш», 1997 г., стр. 45]. Забор топлива из баков осуществляется с помощью локальной капиллярной системы отбора жидкого топлива (ЛКСОЖ) [«Капиллярные системы отбора жидкости из баков космических летательных аппаратов», под ред. В.М. Поляева, Москва, УНПЦ «Энергомаш», 1997 г., стр. 92-95, рис. 4.15-4.17].The prototype is a device for the selection of fuel from tanks for space rocket engines, containing marching rocket engines and auxiliary rocket engines. The inclusion of an auxiliary liquid propellant rocket engine, the functions of which can be performed by the orbital maneuvering system (COM), in zero gravity conditions creates the necessary acceleration for fuel tide in the fuel tanks of the remote control ["Capillary systems for the selection of liquid from tanks of spacecraft", ed. V.M. Polyaeva, Moscow, UNPTs Energomash, 1997, p. 45]. Fuel is taken from the tanks using the local capillary liquid fuel sampling system (LKSOZh) ["Capillary liquid sampling systems from spacecraft tanks", ed. V.M. Polyaeva, Moscow, UNPTs "Energomash", 1997, pp. 92-95, Fig. 4.15-4.17].

В условиях невесомости и незначительных знакопеременных ускорений произвольного направления устройство отбора топлива должно обеспечить возможность запуска двигателей ДУ СОМ и их работу в течение нескольких секунд. За это время основная масса топливной жидкости приливает к заборным устройствам баков. Дальнейший отбор топлива возможен с помощью обычных заборных устройств в баках ДУ. Направление создаваемого ускорения выбирают совпадающим с направлением от центра топливного бака к локальному капиллярному заборному устройству (КЗУ). Емкость КЗУ выбирают из расчета обеспечения функционирования двигателей СОМ в период прилива топлива в баках.In conditions of zero gravity and slight alternating accelerations of arbitrary direction, the fuel sampling device should provide the ability to start the engines of the remote control COM and their operation for several seconds. During this time, the bulk of the fuel fluid surges to the intake devices of the tanks. Further fuel selection is possible using conventional intake devices in the tanks of the remote control. The direction of the created acceleration is chosen coinciding with the direction from the center of the fuel tank to the local capillary intake device (KZU). The capacity of the short-circuit memory is selected from the calculation of the functioning of the COM engines during the tide of fuel in the tanks.

Однако в прототипе присутствуют свои недостатки, а именно:However, the prototype has its drawbacks, namely:

- низкий удельный импульс вспомогательной ЖРДУ с ростом числа запусков увеличивает удельную массу топлива ЖРДУ КА, что ухудшает его технико-экономические показатели и снижает область применения;- the low specific impulse of the auxiliary liquid propellant rocket engine with an increase in the number of launches increases the specific gravity of the liquid propellant liquid propellant rocket engine, which worsens its technical and economic indicators and reduces the scope;

- направление приливного ускорения в топливных баках в момент запуска ЖРДУ обязательно должно быть направлено в сторону КЗУ, это ограничивает применение способа только, например, для системы коррекции и маршевых двигателей, а отбор топлива для двигателей, которые давали бы тягу в противоположном направлении, не возможен потому, что КЗУ не сможет заполняться топливом. Это ограничивает функциональное применение устройства;- the direction of tidal acceleration in the fuel tanks at the time of launch of the liquid propellant rocket engine must necessarily be directed towards the short-circuit chamber, this limits the application of the method only, for example, for the correction system and main engines, and the selection of fuel for engines that would give traction in the opposite direction is not possible because the KZU will not be able to fill with fuel. This limits the functional use of the device;

- по мере увеличения степени выработки топлива в баках снижается вероятность заполнения КЗУ, что требует увеличения времени создания приливного ускорения и уменьшает надежность безотказного отбора топлива из баков и запуска двигателей СОМ;- as the degree of fuel production in the tanks increases, the probability of filling the RAM is reduced, which requires an increase in the time for creating tidal acceleration and reduces the reliability of reliable fuel extraction from the tanks and the starting of the COM engines;

- в момент запуска двигателей СОМ положение центра масс топлива в баке может быть произвольным, не совпадающим с осью бака, поэтому от тяги двигателей СОМ будут возникать дополнительные возмущающие моменты, которые нужно впоследствии компенсировать расходом топлива;- at the moment of starting the COM engines, the position of the center of mass of the fuel in the tank can be arbitrary, not coinciding with the axis of the tank, therefore additional disturbing moments will arise from the thrust of the COM engines, which must subsequently be compensated by the fuel consumption;

- в момент времени до запуска ЖРДУ может возникнуть нештатная ситуация - под действием ускорения от непредвиденных причин, например попадания в КА микрометеорита, гравитационного взаимодействия, стыковки-расстыковки различных модулей и т.п., топливо покинет КЗУ и оно заполнится газом наддува, это приведет в условиях невесомости к отказу, т.е. невозможности запуска ДУ.- an emergency situation may arise at the time before the launch of the liquid propellant rocket engine - under the action of acceleration from unforeseen reasons, for example, a micrometeorite getting into the spacecraft, gravitational interaction, various modules docking and undocking, etc., the fuel will leave the short circuit and it will be filled with boost gas, this will result in zero gravity to failure, i.e. the inability to start the remote control.

Технический результат изобретения состоит в улучшении технико-экономических показателей, расширении области применения и функциональности, а также в увеличении надежности и безотказной работы устройства отбора топлива из баков.The technical result of the invention consists in improving the technical and economic indicators, expanding the scope and functionality, as well as in increasing the reliability and uptime of the device for taking fuel from the tanks.

Сущность предлагаемого устройства отбора топлива из баков ЖРДУ КА состоит в том, что внутри бака установлен шнек с возможностью вращения вокруг оси бака, выполненного в форме тела вращения. За счет своего вращения шнек сообщает остаткам компонентов топлива, находящимся вне КЗУ, механический импульс по направлению к КЗУ и обеспечивают заполнение его топливом еще до момента времени запуска двигателей ДУ. Время опережения должно быть не меньше, чемThe essence of the proposed device for the selection of fuel from the tanks of the liquid propellant rocket engine of the spacecraft consists in the fact that a screw is installed inside the tank with the possibility of rotation around the axis of the tank, made in the form of a body of revolution. Due to its rotation, the auger informs the residual fuel components that are outside the short-circuit switchgear of the mechanical impulse towards the short-circuit switchgear and ensure that it is filled with fuel before the start time of the remote control engines. Lead time should be no less than

Figure 00000001
Figure 00000001

где L - характерный размер внутреннего объема топливного бака до КЗУ, (м);where L is the characteristic size of the internal volume of the fuel tank to KZU, (m);

η - коэффициент передачи механической энергии от шнека к компонентам топлива;η is the transmission coefficient of mechanical energy from the screw to the fuel components;

N - мощность привода шнека, (Вт);N - screw drive power, (W);

t - время быстродействия элементов управления приводом шнека, (с);t is the speed of the auger drive controls, (s);

М - масса остатков компонента топлива в баке, (кг).M is the mass of residual fuel component in the tank, (kg).

В качестве источника энергии для привода, который может быть расположен внутри бака, возможно использование различных источников, например энергии сжатого газа наддува. Однако выгоднее всего использовать возобновляемый бортовой источник электрической энергии на борту КА.As a source of energy for the drive, which can be located inside the tank, it is possible to use various sources, for example, energy of compressed boost gas. However, it is most beneficial to use a renewable on-board source of electrical energy on board the spacecraft.

Физическим смыслом уравнения [1] является то, что энергия N дополнительного источника энергии с кпд, равным η, преобразуется в кинетическую энергию остатков компонента топлива, которые пролетают от наиболее удаленной стенки бака до КЗУ (характерный размер L) за время Т.The physical meaning of equation [1] is that the energy N of an additional energy source with an efficiency equal to η is converted into the kinetic energy of the residues of the fuel component that fly from the outermost wall of the tank to the short-circuit chamber (characteristic size L) during time T.

Причем мощность привода шнека должна бытьMoreover, the drive power of the screw should be

Figure 00000002
Figure 00000002

гдеWhere

Figure 00000003
- массовый расход остатков компонента топлива внутри КЗУ, необходимый для запуска и работы двигателей ЖРДУ, (кг/с);
Figure 00000003
- mass consumption of residues of the fuel component inside the short-circuit switchgear, necessary for the launch and operation of engines of liquid propellant rocket engines, (kg / s);

Р - давление компонента топлива на внешней границе поверхности КЗУ бака, (Н/м2);P is the pressure of the fuel component at the outer boundary of the tank KZU surface, (N / m 2 );

ρ - плотность компонента топлива, (кг/м3);ρ is the density of the fuel component, (kg / m 3 );

Н - величина шага винтовой плоскости, (м);H is the pitch of the helical plane, (m);

n - число заходов винтовой плоскости;n is the number of approaches of the helical plane;

D - средний диаметр бака, (м).D is the average diameter of the tank, (m).

Физическим смыслом уравнения [2] является постоянство расхода компонента топлива из КЗУ к двигателям ДУ и притока остатков компонента топлива к КЗУ из объема бака. Выполнение уравнения [2] обеспечивается тем, что элементы управления приводом шнека соединены с системой управления.The physical meaning of equation [2] is the constancy of the consumption of the fuel component from the short-circuit amplifier to the engines of the remote control and the influx of residues of the fuel component to the short-circuit controller from the tank volume. The implementation of equation [2] is ensured by the fact that the control elements of the screw drive are connected to the control system.

Предлагаемое устройство отбора топлива из баков ЖРДУ КА иллюстрируется рисунком - схема с ускорением топлива в направлении к КЗУ при помощи вращения шнека.The proposed device for the selection of fuel from the tanks of the liquid propellant rocket engine of the spacecraft is illustrated in the figure - a diagram with the acceleration of fuel in the direction of the short-circuit amplifier by rotating the screw.

Функционирование устройства отбора топлива из баков ЖРДУ КА поясняется на основе работы варианта с вращением шнека от энергии бортового источника электропитания КА.The operation of the device for taking fuel from the tanks of the rocket engine of the spacecraft is explained on the basis of the operation of the option with the rotation of the screw from the energy of the onboard power supply of the spacecraft.

Устройство отбора топлива из баков ЖРДУ КА работает следующим образом.The device for the selection of fuel from tanks LRE KA works as follows.

Перед включением ЖРДУ КА находится в невесомости в состоянии пассивного полета КА по траектории. Топливо 1 в баках 2 в зависимости от этапа полета, а также предварительных внешних воздействий на КА, может занимать различные области бака. Различают три области:Before turning on the rocket engine, the spacecraft is in zero gravity in the state of passive flight of the spacecraft along the trajectory. Fuel 1 in tanks 2, depending on the stage of flight, as well as preliminary external influences on the spacecraft, can occupy different areas of the tank. There are three areas:

1 - объем КЗУ 3, который топливо может заполнять частично или полностью;1 - the volume of KZU 3, which the fuel can fill partially or completely;

2 - центральный объем, где возможно образование многочисленных отдельных частей;2 - the central volume, where the formation of numerous individual parts is possible;

3 - пристеночная область, удаленная от КЗУ 3, где топливо удерживается за счет сил поверхностного натяжения.3 - the parietal region, remote from KZU 3, where the fuel is held due to surface tension forces.

При этом электропневмоклапан системы наддува 4 находится в открытом состоянии и газ наддува 5 из шаробаллона 6 обеспечивает в топливном баке 2 необходимую величину давления наддува компонента топлива.At the same time, the electro-pneumatic valve of the boost system 4 is in the open state and the boost gas 5 from the balloon 6 provides in the fuel tank 2 the necessary pressure value of the boost component of the fuel.

Перед командой на запуск ЖРДУ с опережением Т от системы управления и телеметрии 7 передается сигнал на элементы управления 8 вращением шнека 9, выполненного в виде винтовой поверхности. Вращение шнека 9 осуществляется от электропривода 10, расположенного внутри бака 2 (или в полости, сообщающейся с внутренним объемом бака 2). При этом ось вращения шнека 9 O3X3 совпадает с центром 11 (точка O) бака 2, а вектор направления вращения ω совпадает с вектором винтового шага шнека 9, причем внешний край шнека 9 прилегает с небольшим зазором к внутренним стенкам бака 2 и к КЗУ 3. Электрическая энергия от бортового источника энергии КА 12 преобразуется приводом 10 шнека 9 в энергию ее вращения. При вращении поверхность шнека 9, обращенная к КЗУ 3, будет взаимодействовать со всеми остатками топлива 1, находящимися вне КЗУ 3 в центральной и в пристеночной, удаленной от КЗУ 3, области, передавая им механическую энергию частично на вращение вокруг оси ОХ, а частично в поступательное движение в направлении оси ОХ к КЗУ 3.Before the command to start the rocket engine ahead of T from the control system and telemetry 7, a signal is transmitted to the control elements 8 by rotating the screw 9, made in the form of a helical surface. The screw 9 is rotated from an electric drive 10 located inside the tank 2 (or in a cavity communicating with the internal volume of the tank 2). The axis of rotation of the screw 9 O 3 X 3 coincides with the center 11 (point O) of the tank 2, and the vector of the direction of rotation ω coincides with the vector of the screw pitch of the screw 9, and the outer edge of the screw 9 adjoins with a small gap to the inner walls of the tank 2 and KZU 3. Electric energy from the onboard energy source of the spacecraft 12 is converted by the drive 10 of the screw 9 into the energy of its rotation. During rotation, the surface of the screw 9 facing the KZU 3 will interact with all residual fuel 1 located outside the KZU 3 in the central and near-wall regions remote from the KZU 3, transferring mechanical energy to them partially for rotation around the OX axis, and partially in translational motion in the direction of the axis OX to KZU 3.

По истечении времени Т компоненты топлива из объема бака 2 достигнут поверхности КЗУ 3 и благодаря тому, что баки КА имеют форму тел вращения, а КЗУ 3 находится на его оси, автоматически произойдет фиксация положения центра масс остатков компонентов топлива во всех баках у поверхности КЗУ 3, вытеснив газ наддува 5 в противоположную сторону, для последующего запуска двигателей. При этом система управления и телеметрии 7 путем подачи управляющих сигналов на элементы регулирования 8 обеспечивает подвод к электроприводу 10 уровня электрической мощности, достаточного для поддержания на внешней поверхности КЗУ 3 давления, соответствующего заданному расходу компонента топлива ЖРДУ.After the time T has elapsed, the fuel components from the volume of the tank 2 reach the KZU 3 surface and due to the spacecraft tanks having the form of bodies of revolution and the KZU 3 located on its axis, the position of the center of mass of the residues of the fuel components in all tanks at the surface of the KZU 3 will be fixed by displacing the boost gas 5 in the opposite direction, for subsequent engine starting. At the same time, the control and telemetry system 7 by supplying control signals to the control elements 8 provides an electric power supply to the electric drive 10 sufficient to maintain the pressure on the outer surface of the short-circuit memory 3 corresponding to a given fuel component of the liquid propellant rocket engine.

Только после этого момента времени система управления и телеметрии 7 может подать управляющие команды на элементы управления двигателями 13 (электрогидроклапаны). Причем возможно независимое включение как двигателей маршевой ДУ 14, так и двигателей СОМ 15. После выхода двигателей маршевой ДУ 14 или двигателей СОМ 15 на номинальный уровень тяги по команде системы управления и телеметрии 7 вращение шнека 9 прекращается.Only after this point in time, the control and telemetry system 7 can send control commands to the engine control elements 13 (electrohydro valves). Moreover, it is possible to independently turn on both the marching ДУ 14 engines and СОМ 15 engines. After the marching ДУ 14 engines or СОМ 15 engines have reached the nominal thrust level, the screw 9 rotation stops at the command of the control system and telemetry 7.

Как правило, на выходе КЗУ 3 перед входом в магистральный трубопровод компонента топлива на КА устанавливают датчик сплошности компонента топлива 16 (датчик пузырей газа наддува), по сигналу которого система управления и телеметрии 7 перекрывает подачу компонента топлива 1 в двигатели маршевой ДУ 14 и СОМ 15 для их защиты в случае прорыва недопустимого количества (пузыря) газа наддува 5 на выходе КЗУ 3. При этом в работе ЖРДУ КА возникает отказ. Такая ситуация может возникнуть при появлении значительных отрицательных ускорений на КА (против оси ОХ), например при включении двигателей СОМ 15 с отрицательным значением тяги (против направления оси ОХ), стыковке или расстыковки различных модулей КА, ударов микрометеоритов и т.п., в результате чего компоненты топлива 1 частично или полностью могут покинуть объем КЗУ 3.As a rule, at the output of KZU 3, before the entrance to the main pipeline of the fuel component, the spacecraft is equipped with a continuity sensor of the fuel component 16 (boost gas bubble sensor), by the signal of which the control and telemetry system 7 shuts off the supply of fuel component 1 to the marching engines ДУ 14 and СОМ 15 to protect them in the event of an unacceptable burst of gas (boost) of boost gas 5 at the output of the short circuit switch 3. At the same time, a failure occurs in the operation of the space rocket engine. Such a situation can occur when significant negative accelerations appear on the spacecraft (against the OX axis), for example, when the COM 15 engines are turned on with a negative thrust value (against the direction of the OX axis), when various spacecraft modules are docked or undocked, micrometeorites impacts, etc., in as a result, the components of the fuel 1 partially or completely can leave the volume of the RAM 3.

В такой ситуации после расчета системой управления и телеметрии 7 массы остатков компонента топлива 1 в баке 2 в предлагаемом устройстве выдаются команды на ликвидацию аварийной ситуации путем запуска программы на серию новых запусков с учетом увеличения давления в на входе в КЗУ 3 на заранее установленный уровень и последующего отключения вращения шнека 9 до тех пор, пока газ наддува 5 не покинет объем КЗУ 3. Заполнение КЗУ 3 компонентом топлива 1 достигается тем, что в тот момент времени, когда остатки компонента топлива 1 достигают поверхности КЗУ 3, внутри него возникает гидроудар. После выключения электропривода 10 шнека 9 давление на входе КЗУ 3 также резко спадает, что вызывает положительный градиент давления внутри КЗУ 3 вдоль оси ОХ. Это вызовет перемещение пузырей газа наддува 5 против оси ОХ не только за счет действия капиллярных сил, а и градиента давления, в сторону меньшего давления к выходу из КЗУ 3 в объем бака 2. По заполнению датчика сплошности компонента топлива 16 программа ликвидации аварийной ситуации прекращается.In such a situation, after the control system and telemetry calculates 7 the mass of the residues of the fuel component 1 in the tank 2, the proposed device gives commands to eliminate the emergency by starting the program for a series of new launches, taking into account the increase in pressure at the inlet of KZU 3 to a predetermined level and subsequent disabling the rotation of the screw 9 until the boost gas 5 leaves the volume of the short circuit block 3. The filling of the short circuit block 3 with the fuel component 1 is achieved by the fact that at the moment when the remains of the fuel component 1 reach the surface ti PUV 3, inside the water hammer occurs. After turning off the electric drive 10 of the screw 9, the pressure at the input of the KZU 3 also drops sharply, which causes a positive pressure gradient inside the KZU 3 along the axis OX. This will cause the movement of the boost gas bubbles 5 against the OX axis not only due to the action of capillary forces, but also to the pressure gradient, towards a lower pressure to exit the KZU 3 into the volume of the tank 2. Upon completion of the fuel component continuity sensor 16, the emergency response program is terminated.

Кроме того, если отрицательные перегрузки на КА заранее известны, то в предлагаемом устройстве эти небольшие отрицательные ускорения, например от работы двигателей СОМ 15, могут быть скомпенсированы путем сообщения остаткам компонентов топлива 1 в баках 2 равного по величине и противоположного по направлению (вдоль оси ОХ) дополнительного ускорения постоянной величины на время совершения маневра.In addition, if the negative overloads on the spacecraft are known in advance, then in the proposed device these small negative accelerations, for example, from the operation of the COM 15 engines, can be compensated by informing the remaining components of the fuel 1 in the tanks 2 of the same size and opposite in direction (along the OX axis ) additional constant acceleration for the duration of the maneuver.

Claims (3)

1. Устройство отбора топлива из баков космических аппаратов в условиях невесомости для жидкостной реактивной двигательной установки, содержащее баки компонентов топлива, имеющие форму тела вращения, и расположенную на оси в каждом баке возле одной из его стенок локальную систему отбора жидких компонентов топлива с капиллярным заборным устройством емкостного типа, на выходе которого установлен датчик сплошности компонента топлива, соединенный с системой управления, отличающееся тем, что внутри каждого бака установлен шнек, прилегающий с небольшим зазором к внутренним стенкам бака и к капиллярному заборному устройству, с возможностью вращения шнека вокруг оси бака, при этом направление вращения и вектора винтового шага совпадает с направлением к капиллярному заборному устройству.1. The device for the selection of fuel from the tanks of spacecraft in zero gravity for a liquid propulsion system containing tanks of fuel components in the form of a body of revolution, and located on the axis in each tank near one of its walls a local system for the selection of liquid fuel components with a capillary intake device capacitive type, at the output of which there is a continuity sensor of the fuel component connected to the control system, characterized in that an auger is installed inside each tank, adjacent with a small gap to the inner walls of the tank and to the capillary intake device, with the possibility of rotation of the screw around the axis of the tank, while the direction of rotation and the vector of the screw pitch coincides with the direction to the capillary intake device. 2. Устройство отбора топлива из баков космических аппаратов в условиях невесомости для жидкостной реактивной двигательной установки по п. 1, отличающееся тем, что привод вращения шнека расположен внутри бака.2. The device for the selection of fuel from the tanks of spacecraft in zero gravity for a liquid propulsion system according to claim 1, characterized in that the screw rotation drive is located inside the tank. 3. Устройство отбора топлива из баков космических аппаратов в условиях невесомости для жидкостной реактивной двигательной установки по п. 1, отличающееся тем, что элементы управления приводом шнека соединены с системой управления.3. The device for the selection of fuel from the tanks of spacecraft in zero gravity conditions for a liquid propulsion system according to claim 1, characterized in that the auger drive controls are connected to the control system.
RU2015156762A 2015-12-28 2015-12-28 Device for selection of fuel from spacecraft tanks in zero-gravity conditions RU2610718C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015156762A RU2610718C1 (en) 2015-12-28 2015-12-28 Device for selection of fuel from spacecraft tanks in zero-gravity conditions

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015156762A RU2610718C1 (en) 2015-12-28 2015-12-28 Device for selection of fuel from spacecraft tanks in zero-gravity conditions

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2610718C1 true RU2610718C1 (en) 2017-02-15

Family

ID=58458744

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015156762A RU2610718C1 (en) 2015-12-28 2015-12-28 Device for selection of fuel from spacecraft tanks in zero-gravity conditions

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2610718C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2662106C1 (en) * 2017-07-05 2018-07-23 Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Fuel intake device

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU7088U1 (en) * 1994-12-26 1998-07-16 Научно-производственное объединение им.С.А.Лавочкина FUEL TANK FOR STORAGE AND SUBMISSION OF LIQUID FUEL UNDER WEIGHTLESS CONDITIONS
US5901557A (en) * 1996-10-04 1999-05-11 Mcdonnell Douglas Corporation Passive low gravity cryogenic storage vessel
RU2165871C1 (en) * 2000-04-17 2001-04-27 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" Device for separation of liquid and gas under weightlessness conditions
RU2007112390A (en) * 2002-10-30 2008-10-10 Владимир Яковлевич Шафоростов (RU) ENGINE GEYSER

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU7088U1 (en) * 1994-12-26 1998-07-16 Научно-производственное объединение им.С.А.Лавочкина FUEL TANK FOR STORAGE AND SUBMISSION OF LIQUID FUEL UNDER WEIGHTLESS CONDITIONS
US5901557A (en) * 1996-10-04 1999-05-11 Mcdonnell Douglas Corporation Passive low gravity cryogenic storage vessel
RU2165871C1 (en) * 2000-04-17 2001-04-27 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" Device for separation of liquid and gas under weightlessness conditions
RU2007112390A (en) * 2002-10-30 2008-10-10 Владимир Яковлевич Шафоростов (RU) ENGINE GEYSER

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2662106C1 (en) * 2017-07-05 2018-07-23 Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Fuel intake device

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP2022027800A (en) Service satellite for providing on-orbit service using variable thruster control
Tadini et al. Active debris multi-removal mission concept based on hybrid propulsion
WO2014115753A1 (en) Method for controlling orbital plane of artificial satellite
RU2610718C1 (en) Device for selection of fuel from spacecraft tanks in zero-gravity conditions
US5531067A (en) Optimized system for feeding a reignitable rocket engine
US10718318B2 (en) Propellant gas supply for an ionic propulsion unit
DeLuca et al. Active removal of large massive objects by hybrid propulsion module
RU2609546C1 (en) Device of fuel bleed from tanks of spacecrafts under zero gravity conditions
US20150246736A1 (en) Reusable Staging System For Launch Vehicles
Rowen et al. The NASA optical communications and sensor demonstration program: proximity operations
Huang et al. Characteristic analysis and design of near moon abort trajectory for manned lunar landing mission
EP2919297A1 (en) Electrochemical battery for the propulsion of underwater craft with a centrifugal pump regulating incoming water flow
RU2522536C1 (en) Method of rocket in-tank liquid-propellant gasification and device to this end
RU2619486C2 (en) Method of launching spacecrafts into geostationaty orbit using electric propulsion engines
Shotwell et al. A Mars Ascent Vehicle for potential mars sample return
DeLuca et al. Large debris removal mission in LEO based on hybrid propulsion
RU2522763C2 (en) Spacecraft fuel tank for liquid components storing and delivery
RU155579U1 (en) MULTISTAGE ROCKET
RU2560645C1 (en) Thrust pulse output system
Sgarlata et al. X-34 propulsion system design
Yamasaki et al. Development of a hardware-in-the-loop simulator and flight simulation of a subscale experimental winged rocket
Melnikova et al. Nanosatellite aerobrake maneuvering device
Huh et al. Flight testing of a university based H2O2/HDPE hybrid sounding rocket at KAIST
RU2775946C1 (en) Method for pre-launch zero-gravity inertial separation of gas inclusions in the liquid component of fuel of the orbital unit (variants)
RU2719799C1 (en) Signal feeder for separation of starting stage of vertically launching aircraft