Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель, управление этими установками: ...с использованием сжатой текучей среды для нагнетания топлива (вытеснительная система подачи) – F02K 9/50

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения. Способ наддува топливных баков жидкостной ракетной двигательной установки, содержащей смеситель, основанный на уменьшении температуры поступающего в смеситель дозированного количества генераторного газа перед подачей на наддув, согласно изобретению, в смеситель подают дозированное количество газа с более низкой температурой и высоким значением газовой постоянной, например гелий. Способ реализован в ЖРДУ, включающей смеситель, соединенный с газогенератором и топливным баком посредством подводящих трубопроводов, в которой, согласно изобретению, смеситель соединен с помощью подводящего трубопровода с баллоном с газом с высоким значением газовой постоянной, например гелием. Изобретение обеспечивает устранение непроизводительных затрат компонентов топлива на наддув баков и увеличенного сажеобразования в линии наддува бака горючего, возникающего при балластировке восстановительного генераторного газа углеводородным горючим. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к пневмогидравлической системе подачи компонентов топлива реактивной двигательной установки космического аппарата. Топливный бак содержит герметичный корпус, выполненный из двух полусфер с входным и выходным штуцерами и элементами внешнего крепления. Внутри корпуса расположена и герметично соединена с ним по периметру металлическая диафрагма. Ее толщина наибольшая в экваториальной части и плавно уменьшается к полюсной части. При этом диафрагма в экваториальной части (6) выполнена в форме усеченного конуса, в средней части (7) - в форме торовой поверхности, а в полюсной части (8) - в форме сегмента сферической поверхности. Конечное (после перекладки) положение диафрагмы на чертеже показано внешним пунктиром. Техническим результатом изобретения является повышение эксплуатационных качеств металлической мембраны за счет уменьшения нагрузок и деформаций мембраны в местах ее крепления к корпусу бака. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетной и космической технике, более конкретно к топливному баку летательного аппарата. Топливный бак содержит корпус, состоящий из осесимметричного фланца с двумя днищами в виде оболочек вращения, штуцеров подачи газа наддува и отбора топлива, и две жесткие, выполненные в виде оболочек вращения диафрагмы, контактирующие посредством отбортовки торцевого сечения с фланцем бака. Центральный участок каждой из диафрагм выполнен выпуклым в сторону днища бака с радиусом, равным радиусу днища бака, периферийный участок каждой из диафрагм выполнен вогнутым по отношению к соответствующему днищу бака, а сумма площадей участков диафрагмы и площади отбортовки равна площади поверхности соответствующего днища бака, при этом диафрагмы с соответствующими днищами бака образуют топливные полости, а с фланцем образуют газовую полость. Технический результат заключается в снижении массы топливного бака. 1 ил.

Импульсный детонационный ракетный двигатель содержит камеру сгорания, вход которой служит для порционного ввода детонационного топлива, систему импульсного зажигания и устройство запирания выхода камеры сгорания в момент заполнения ее порцией детонационного топлива и тяговое осесимметричное сопло и устройство запирания. Тяговое осесимметричное сопло установлено на выходе камеры сгорания и содержит канал в виде сопла Лаваля, сужающийся и быстро расширяющийся в направлении истечения продуктов детонации. Устройство запирания выполнено в виде роторного клапана, расположенного в критическом сечении сопла и выполненного в виде приводного цилиндрического тела с осью вращения, проходящей через критическое сечение тягового сопла и перпендикулярно его оси. В направлении оси сопла в цилиндрическом теле выполнен сквозной канал, внутренний профиль которого совпадает с контуром тягового сопла на длине поперечного размера цилиндрического тела. Ось вращения цилиндрического тела и ось тягового сопла лежат в одной плоскости. Двигатель также содержит лазерную систему импульсного зажигания лазерной искрой, возбуждаемой в камере сгорания, командный датчик синхронной подачи импульса зажигания и запирания выхода камеры сгорания роторным клапаном, один выход которого соединен с лазерной системой, а другой связан с приводом роторного клапана. Изобретение позволяет увеличить стабильность работы двигателя, расширить диапазон его рабочих режимов, уменьшить вибрационные нагрузи. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области систем автоматического регулирования и может быть использовано для наддува топливных баков в двигательных установках с жидкостными ракетными двигателями, в том числе с жидкостными ракетными двигателями малой тяги и газовыми ракетными двигателями систем маневрирования и ориентации космических летательных аппаратов. Система наддува топливных баков состоит из аккумулятора высокого давления и коллектора потребителей газа, связанных между собой трубопроводами с установленными в них последовательно импульсными клапанами и магистральными клапанами, датчиками давления в коллекторе потребителей газа и системы управления импульсными клапанами на триггерном принципе с фиксированными уровнями давления включения и выключения импульсного электроклапана, при этом дополнительно в триггерную схему управления импульсными электроклапанами введена ступень дифференцирования сигнала датчика давления по скорости нарастания давления в коллекторе. Изобретение обеспечивает стабилизацию давления и расширение расходных характеристик регулятора. 2 ил.

Изобретение относится к двигателестроению, в частности к области космической техники, а точнее к области проектирования и эксплуатации реактивных двигательных установок, обеспечивающих дозаправку космических объектов в условиях космического пространства. Предлагаемая система обеспечивает контроль положения и состояния разделительной перекладной мембраны топливных баков в составе системы. Технический результат достигается за счет того, что в системе подачи топлива, содержащей топливные баки горючего и окислителя с разделительными перекладными мембранами, магистрали подачи топлива с пускоотсечными клапанами и систему наддува топливных баков, включающую баллоны высокого давления, связанные пневмомагистралями с газовыми полостями топливных баков, и установленные на пневмомагистралях пускоотсечные клапаны, дроссельные устройства и газовые редукторы, датчики давления и проверочные горловины. Каждый топливный бак снабжен съемным закольцовочным трубопроводом, включенным между входом в газовую полость топливного бака и выходом из его жидкостной полости перед пускоотсечным клапаном, установленным на магистрали подачи топлива, в отличие от известной в нее введен коллектор, встроенный между пускоотсечными устройствами, которыми снабжен съемный закольцовочный трубопровод, и подключенный к источнику газа высокого давления посредством трубопровода подачи газа, снабженного газовым редуктором, дроссельным устройством и также пускоотсечным устройством. Съемный закольцовочный трубопровод подключен к пневмомагистрали посредством установленной на ней проверочной горловины. На конце съемного закольцовочного трубопровода, подключенного к проверочной горловине, через пускоотсечное устройство включен газовый счетчик. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике, а точнее к проектированию и эксплуатации реактивных двигательных установок (РДУ) космических летательных аппаратов (КЛА). 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, по первому варианту 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. По второму варианту в систему наддува топливных баков 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. Изобретение обеспечивает повышение эффективности и надежности за счет исключения образования холодного потока газа, входящего в газовые полости топливных баков горючего и окислителя. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике, а точнее к области проектирования и эксплуатации реактивных двигательных установок (РДУ) космических летательных аппаратов (КЛА). В системе наддува топливных баков в каждую пневмомагистраль после газовых редукторов введены два параллельно включенных трубопровода, каждый из которых имеет ответвление с дополнительным предохранительным клапаном на выходе, включенное в общую дренажную магистраль, каждый из параллельно включенных трубопроводов имеет дополнительный пускоотсечный клапан, при этом эти трубопроводы сообщены между собой перепускным трубопроводом, включенным после ответвления на дополнительный предохранительный клапан перед дополнительным пускоотсечным клапаном, а общая дренажная магистраль сообщена с безмоментным устройством. Изобретение обеспечивает повышение надежности и долговечности системы наддува. 1 ил.

Изобретение относится к области проектирования и эксплуатации систем хранения и подачи компонентов топлива двигательных установок (ДУ) космических летательных аппаратов (КЛА). В систему наддува топливных баков, содержащую баллоны высокого давления, связанные пневмомагистралями с газовыми полостями топливных баков горючего и окислителя, и, установленные на пневмомагистралях дроссельные устройства, пускоотсечные клапаны, газовые редукторы и предохранительные клапаны, сообщенные на выходе с безмоментным устройством, введен подогреватель, выполненный в виде многоконтурного теплообменника, подключенного к бортовой системе терморегулирования, каждый контур которого включен в соответствующую пневмомагистраль после дроссельного устройства, установленного на выходе из баллона высокого давления, причем подогреватель снабжен дополнительными теплообменными контурами, выполненными в виде змеевиков, размещенных в кожухе теплообменника, при этом дополнительные теплообменные контуры включены в соответствующие пневмомагистрали перед предохранительными клапанами. Изобретение обеспечивает повышение надежности и эффективности работы системы. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике, а точнее к области проектирования и эксплуатации реактивных двигательных установок (РДУ) космических летательных аппаратов (КЛА). В системе наддува топливных баков, содержащей баллоны высокого давления, связанные пневмомагистралями с газовыми полостями соответствующих топливных баков горючего и окислителя, и установленные на пневмомагистралях пускоотсечные клапаны, дроссельные устройства в виде дисков с центральным дроссельным отверстием, заключенных в корпус, а также газовые редукторы, в отличие от прототипа диски выполнены за одно целое с цилиндрическими корпусами дроссельных устройств, при этом со стороны торцов корпуса установлены решетки и раструбы для плавного перехода и соединения с пневмомагистралями, причем на поверхностях каждого диска с обеих сторон выполнены локально выступающие и равные по высоте тонкостенные ребра, расположенные противоположно тонкостенным ребрам, выполненным выступающими и равными по высоте на поверхностях соответствующих решеток, при этом ребро, выполненное на поверхности диска и соответствующее ему ребро, выполненное на решетке, лежат в одной плоскости, а между торцами ребер диска и решеток установлены с поджатием фильтрующие элементы, выполненные в виде сетки из высококачественного, коррозионно-стойкого материала, притом дроссельные устройства встроены посредством раструбов в пневмомагистрали до газовых редукторов. Изобретение обеспечивает повышение надежности и эффективности работы системы. 2 ил.

Изобретение относится к области космической техники, а точнее - к области проектирования и эксплуатации реактивных двигательных установок, обеспечивающих дозаправку космических объектов в условиях космического пространства. В системе подачи топлива, содержащей топливные баки горючего и окислителя, магистрали подачи топлива с пускоотсечными клапанами и систему наддува топливных баков, включающую баллоны высокого давления, связанные пневмомагистралями с газовыми полостями топливных баков, и установленные на пневмомагистралях пускоотсечные клапаны, дроссельные устройства, газовые редукторы и предохранительные клапаны, каждый топливный бак снабжен закольцовочным трубопроводом, включенным между входом в газовую полость топливного бака и выходом из его жидкостной полости перед пускоотсечным клапаном, установленным на магистрали подачи топлива, причем в закольцовочный трубопровод встроен датчик перепада давлений, электрически подключенный к блоку управления клапанами. Изобретение обеспечивает повышение надежности и увеличение ресурса работы системы подачи топлива. 1 ил.

Изобретение относится к двигательным системам космических объектов. Согласно предлагаемому способу отсекают газовую магистраль подачи газа наддува и жидкостную магистраль подачи жидкого топлива на космический объект. Тем самым образуют с помощью разделителя два герметически замкнутых объема: газовый и жидкостный. Каждый объем включает в себя газовую (жидкостную) полость топливного бака и часть газовой (жидкостной) магистрали с нормально закрытым пускоотсечным клапаном. Создают предварительным наддувом заданное давление в газовой полости бака и однофазный состав топлива в жидкостной полости бака. Фиксируют начальные давление и температуру газа в газовой полости бака. Периодически измеряют давление и температуру в газовой полости бака и температуру в жидкостной его полости. Диагноз состояния разделителя устанавливают из анализа динамики изменения измеряемого давления в газовой полости бака. При нарушении целостности разделителя это давление будет стремиться к некоторому равновесному значению, вычисляемому по определенной зависимости. Технический результат изобретения состоит в возможности диагностировать, в том числе на ранней стадии и в автоматическом режиме, как быстро, так и медленно развивающиеся неисправности разделителя топливного бака, ведущие к нарушению его целостности. 3 ил.

Изобретение относится к области топливных систем летательных аппаратов, преимущественно беспилотных. Система наддува топливного бака имеет топливный бак (5), топливная полость которого сообщена с линией (6) подачи топлива в двигатель, и газовый баллон (1) с заправочным клапаном (2), сообщенный через пусковой клапан (3) и регулятор давления (4) с баком. С газовым баллоном (1) сообщен твердотопливный газогенератор (7), в процессе работы которого образующийся газ поступает по магистрали в газовый баллон, далее через клапан и регулятор давления продолжает поступать в полость бака, обеспечивая поступление топлива в двигатель. Изобретение обеспечивает снижение объема и массы газового баллона и системы наддува. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к устройствам для хранения и подачи жидкостей и может быть использовано для хранения и подачи компонентов топлива к потребителям на космических кораблях и летательных аппаратах. Предлагаемое устройство содержит раму с установленными на ней системой наддува и топливными баками горючего и окислителя. Каждый из топливных баков содержит корпус и внутреннюю эластичную мембрану. Согласно первому и второму вариантам изобретения внутренняя эластичная мембрана снабжена закрепленным на ее поверхности спиральным элементом жесткости, высота которого на концах плавно сходит на нет. При этом на поверхности внутренней эластичной мембраны параллельно спиральному элементу жесткости выполнена желобообразная канавка. Причем по первому варианту изобретения внутренняя эластичная мембрана непосредственно скреплена с корпусом топливного бака, а по второму - внутренняя эластичная мембрана скреплена с корпусом топливного бака посредством сильфона. Согласно третьему варианту изобретения внутренняя эластичная мембрана выполнена переменной толщины. Причем толщина плавно уменьшается от центра внутренней эластичной мембраны к ее периферии, вплоть до места крепления внутренней эластичной мембраны к корпусу топливного бака. При этом внутренняя эластичная мембрана выполнена из коррозионно-стойкого пластичного материала. Изобретение позволяет исключить дополнительные напряжения во внутренней эластичной мембране при ее многоразовой перекладке и тем самым повысить надежность и живучесть устройства. 3 н.п. ф-лы, 4 ил.

Вытеснительная система перелива топлива с разделением жидкости и газа для заправки на орбите космических аппаратов содержит баллоны с газом наддува, регулятор давления, опорожняемый топливный бак с вытеснительной мембраной, разделяющей на жидкостную и газовую полости, линию перелива с клапаном и заправляемый бак с линией дренажа. На линии перелива между опорожняемым баком и клапаном дополнительно установлен компенсатор теплового расширения топлива. Компенсатор выполнен в виде емкости с гибким разделителем жидкости и газа, газовая полость которой соединена с газовой полостью опорожняемого бака, а жидкостная полость - с жидкостной полостью этого бака. Изобретение повысит надёжность системы перелива топлива и позволит ее эксплуатировать после перерывов в заправке космического аппарата. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Способ заправки топливом космического летательного аппарата на орбите включает наддув топлива в опорожняемом баке газом наддува и перелив компонентов топлива из опорожняемого бака в заправляемый бак. Объем перелитого топлива из опорожняемого бака определяют по соотношению исходя из температуры газа наддува в начале и в конце процесса перелива топлива и температуры и давления в газовой полости опорожняемого топливного бака в конце процесса. Изобретение повысит надежность системы заправки топливом космического летательного аппарата на орбите и упростит конструкцию топливного бака и надежность его герметизации. 1 ил.

Система дозаправки топлива содержит топливные баки горючего и окислителя, гидромагистрали перекачки топлива с пускоотсечными клапанами и гидроразъемами, размещенными в стыковочном узле, систему наддува, подключенную к газовым полостям топливных баков посредством пневмомагистралей с пускоотсечными клапанами и газовым редуктором. В систему дозаправки введены обводные пневмомагистрали с дополнительным пускоотсечным клапаном, газовым редуктором, двумя последовательно расположенными отсечными клапанами и установленными на отрезке магистрали между отсечными клапанами датчиком давления и сигнализатором давления, электрически связанными с блоком управления клапанами. Обводные пневмомагистрали включены между системой наддува и магистралями перекачки топлива, либо на выходе из баллонов высокого давления, либо после газового редуктора на входе в газовые полости топливных баков, непосредственно после пускоотсечных клапанов. Изобретение улучшит герметичность гидроразъемов и повысит эффективность очисткой гидромагистралей от остатков топлива. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательных установок космических летательных аппаратов содержит пневмомагистрали, связанные с системами наддува и газовыми полостями топливных баков горючего и окислителя, и установленные в каждой пневмомагистрали пускоотсечной клапан, газовый редуктор и предохранительный клапан. К предохранительным клапанам на выходе подключена дренажная магистраль, снабженная безмоментным соплом в виде пустотелого диска, стенки которого образуют круговой раструб. В центре пустотелого диска размещена цилиндрическая камера. В стенке цилиндрической камеры, соединяющей сходящиеся стенки кругового раструба, диаметрально противоположно выполнены сквозные отверстия равных размеров и одинаковых конфигураций. Изобретение исключит дестабилизацию полета космического корабля при аварийном сбросе газа системы наддува. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной и авиационной технике, а именно к топливным системам летательных аппаратов. Изобретение включает способ работы топливной системы и устройство для его реализации, состоящее из последовательно соединенных трубопроводами топливных баков, очередность выработки которых определяется интенсивностью нагрева топлива в них. Изобретение позволяет снизить температуру топлива на входе в двигательную установку. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Устройство для перекачки топлива содержит магистрали перекачки топлива с пускоотсечными клапанами, узлы стыковки и разъемные соединения магистралей перекачки топлива. Разъемные соединения выполнены в виде штуцера и наконечника, стяжной и поджимной гаек, набора тарельчатых пружин и чередующихся металлических колец и фторопластовых манжет. Профиль манжет соответствует криволинейному профилю прилегающих металлических колец. Манжеты совместно с тарельчатыми пружинами установлены на наконечнике и расположены в полости соединения в поджатом состоянии посредством поджимной гайки, размещенной на резьбовой части наконечника. В поджимной гайке выполнен ответный стопорному кольцу паз, где размещен отгибной усик стопорного кольца. Концевая часть наконечника снабжена кольцевой проточкой под опорные полукольца. Изобретение повысит надежность устройства для перекачки топлива за счет герметизации разъемных соединений магистралей перекачки топлива. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике, а конкретнее к области проектирования и эксплуатации систем наддува топливных баков горючего и окислителя, используемых в двигательных установках космических летательных аппаратов (КЛА) и в системах дозаправки топлива, размещенных на грузовых космических кораблях. Техническим результатом изобретения является обеспечение простоты и экономичности проведения испытаний топливных баков горючего и окислителя в составе системы наддува. Этот технический результат обеспечивается за счет того, что устройство для испытаний на герметичность системы наддува топливных баков горючего и окислителя космического летательного аппарата содержит датчики давления в магистралях наддува, сообщающиеся газовый баллон высокого давления с газовой полостью топливных баков горючего и окислителя, отсечные клапаны и газовые редукторы, а также проверочные горловины. В устройство введены также съемные обводные магистрали, каждая из которых включает ресивер, дроссельное устройство и дополнительный датчик давления, при этом каждая обводная магистраль одним концом подключена к проверочной горловине, установленной в магистрали наддува на входе в газовую полость одного из топливных баков, а другим - к проверочной горловине, установленной в магистрали подачи топлива на выходе из жидкостной полости того же топливного бака, причем дроссельное устройство установлено в съемной обводной магистрали на конце, подключенном к проверочной горловине, установленной в магистрали наддува. 1 ил.