RU2662011C1 - Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата - Google Patents
Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2662011C1 RU2662011C1 RU2017103714A RU2017103714A RU2662011C1 RU 2662011 C1 RU2662011 C1 RU 2662011C1 RU 2017103714 A RU2017103714 A RU 2017103714A RU 2017103714 A RU2017103714 A RU 2017103714A RU 2662011 C1 RU2662011 C1 RU 2662011C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- tanks
- pressure
- cavities
- liquid
- fuel components
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетно-космической технике. Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата, содержащая маршевый двигатель с насосной системой подачи компонентов топлива в камеру сгорания из объемных баков 1 низкого давления, двигатели 5 ориентации и стабилизации с подачей компонентов топлива в камеры сгорания из баков 10 высокого давления, при этом баки 10 высокого давления выполнены малообъемными и проточными, разделены подвижным герметичным элементом - сильфоном 14 на жидкостную 11 и газовую 15 полости, при этом объемные баки 1 дополнительно сообщены с жидкостными полостями 11 малообъемных баков 10 магистрали 4, в этих магистралях 4 установлены насосы 6 с приводом от электродвигателей 7, обратные клапаны 9, жидкостные полости 11 малообъемных баков 10 сообщены с входами в двигатели 5 ориентации и стабилизации, их газовые полости 15 заполнены газом наддува и герметично отдалены от жидкостных полостей 11 баков и окружающей среды, а на входах магистралей подачи компонентов топлива в двигатели 5 ориентации и стабилизации последовательно установлены сигнализаторы давления 12 верхнего и нижнего уровня давления компонентов топлива и регуляторы 13 давления. Изобретение обеспечивает снижение массы конструкции двигательной установки. 1 ил.
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкциях жидкостных ракетных двигательных установок (ЖРДУ), в состав которых входят маршевый двигатель с насосной системой подачи компонентов топлива в камеру сгорания из объемных баков низкого давления и двигатели ориентации и стабилизации с вытеснительной системой подачи компонентов топлива из баков высокого давления в камеры сгорания импульсных двигателей малой тяги.
Общеизвестно использование в системе подачи компонентов топлива для питания двигателей малой тяги баков с компонентами топлива с давлением в баках 15-20 кгс/см2. При этом подача компонентов топлива из баков высокого давления в двигатели ориентации и стабилизации осуществляется за счет вытеснения компонентов топлива давлением газа (азот, гелий и т.д.), что требует иметь для этого в составе системы подачи баллоны с газом высокого давления и соответствующую аппаратуру: консервационные клапаны высокого давления, редукторы и т.д.
Все это приводит к усложнению конструкции и увеличению массы системы подачи двигательной установки.
Известна принятая за прототип предлагаемого изобретения двигательная установка, описанная в книге: Г.Г. Гахун и др. «Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей», Москва, Машиностроение, 1989 г., стр. 29-30.
В этой двигательной установке подача компонентов топлива из баков в камеру сгорания маршевого двигателя обеспечивается насосами с приводом от электродвигателей, которые получают электроэнергию от аккумуляторных батарей.
Предлагаемое изобретение направлено на снижение массы конструкции ДУ. Поставленная цель обеспечивается тем, что в жидкостной ракетной двигательной установке космического аппарата, содержащей маршевый двигатель с насосной системой подачи компонентов топлива в камеру сгорания из объемных баков низкого давления, двигатели ориентации и стабилизации с подачей компонентов топлива в камеры сгорания из баков высокого давления, систему наддува объемных баков низкого давления, в соответствии с изобретением баки высокого давления выполнены малообъемными и проточными, разделены подвижным герметичным элементом - сильфоном на жидкостную и газовую полости, при этом объемные баки дополнительно сообщены с жидкостными полостями малообъемных баков магистралями, в этих магистралях установлены насосы с приводом от электродвигателей и обратные клапаны, жидкостные полости малообъемных баков сообщены со входами в двигатели ориентации и стабилизации, их газовые полости заполнены газом наддува и герметично отделены от жидкостных полостей баков и окружающей среды, а на входах магистралей подачи компонентов топлива в двигатели ориентации и стабилизации последовательно установлены сигнализаторы верхнего и нижнего уровня давления компонентов топлива и регуляторы давления.
Сущность изобретения поясняется представленной на чертеже схемой ЖРДУ.
В состав ЖРДУ входят: объемные баки 1 компонентов топлива (горючего и окислителя) низкого давления, система наддува 2 баков, магистрали 3 подачи компонентов топлива в маршевый двигатель, магистрали 4 подачи компонентов топлива в двигатели 5 ориентации и стабилизации.
В магистралях 4 последовательно установлены и сообщены между собой насосы 6 с приводом от электродвигателей 7, питающихся от аккумуляторных батарей 8, обратные клапаны 9. На выходах жидкостных полостей 11 малообъемных баков 10 установлены сигнализаторы давления 12 верхнего и нижнего уровней давления компонентов топлива и регуляторы давления 13.
Малообъемные баки содержат сильфоны 14, разделяющие жидкостную и газовую 15 полости баков.
При работе ДУ компоненты топлива из баков 1 окислителя и горючего под давлением газа системы наддува 2 поступают по трубопроводам 3 в насосную систему подачи маршевого двигателя, а по трубопроводам 4 через насосы 6, обратные клапаны 9, жидкостные полости 11 баков 10, через проточные полости регуляторов давления 13 - на входы в двигатели 5 ориентации и стабилизации.
Питание маршевого двигателя осуществляется по трубопроводам 3 из объемных баков 1 под низким давлением, поддерживаемым системой наддува 2.
Для обеспечения необходимого (более высокого) давления подачи компонентов топлива в двигатели 5 ориентации и стабилизации система управления ДУ подает напряжение электрического тока от аккумуляторов 8 на электродвигатели 7 насосов 6, после чего насосы 6 подают компоненты топлива (горючее и окислитель), повышая их давление, из баков 1 через обратные клапаны 9 в жидкостные полости 11 малообъемных баков 10.
При заполнении жидкостных полостей 11 газовые полости 15 баков 10, герметично отделенные от жидкостных полостей 11 подвижным герметичным элементом, например сильфоном 14, сжимаются, вследствие чего давления в них и, соответственно, в жидкостных полостях 11 увеличиваются.
При повышении давления в жидкостных полостях 11 баков 10 до определенного уровня сигнализаторы давления 12 верхнего уровня дают команду на снятие напряжения от аккумуляторов 8 на электродвигатели 7 насосов 6 горючего и окислителя. Насосы 6 отключается. Прекращается подача компонентов топлива в жидкостные полости 11 баков 10 и повышение давления в них.
При необходимости система управления изделия выдает команду на включение двигателей 5. Компоненты топлива поступают в двигатели 5 через регуляторы 13 из жидкостных полостей 11 баков 10. При этом регуляторы 13 поддерживают постоянство нужных величин давлений компонентов топлива на входах в двигатели 5, увеличивая или уменьшая величины своих проходных сечений. Давление компонентов топлива в жидкостных полостях 11 баков 10 начинает снижаться. До определенного момента регуляторы давления 13 поддерживают постоянство давлений на входах в двигатели 5.
При падении величин давления в малообъемных баках 6 ниже определенного уровня по команде сигнализаторов 12 нижнего уровня давлений система управления изделия дает команду на подачу напряжения электрического тока от аккумуляторов 8 на электродвигатели 7 насосов 6. Насосы 6 начинают подавать компоненты топлива из объемных баков 1 низкого давления в жидкостные полости 11 малообъемных баков 6. Давление в баках 10 и на входах в двигатели 5 повышается до величин, при которых срабатывают сигнализаторы давления 12 верхнего уровня, по сигналам которых система управления выключает электродвигатели 7. Таким образом, обеспечивается требуемое давление питания двигателей 5 компонентами топлива.
Claims (1)
- Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата, содержащая маршевый двигатель с насосной системой подачи компонентов топлива в камеру сгорания из объемных баков низкого давления, двигатели ориентации и стабилизации с подачей компонентов топлива в камеры сгорания из баков высокого давления, систему наддува объемных баков низкого давления, отличающаяся тем, что баки высокого давления выполнены малообъемными и проточными, разделены подвижным герметичным элементом - сильфоном на жидкостную и газовую полости, при этом объемные баки дополнительно сообщены с жидкостными полостями малообъемных баков магистралями, в этих магистралях установлены насосы с приводом от электродвигателей и обратные клапаны, жидкостные полости малообъемных баков сообщены с входами в двигатели ориентации и стабилизации, их газовые полости заполнены газом наддува и герметично отделены от жидкостных полостей баков и окружающей среды, а на входах магистралей подачи компонентов топлива в двигатели ориентации и стабилизации последовательно установлены сигнализаторы верхнего и нижнего уровня давления компонентов топлива и регуляторы давления.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017103714A RU2662011C1 (ru) | 2017-02-03 | 2017-02-03 | Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017103714A RU2662011C1 (ru) | 2017-02-03 | 2017-02-03 | Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2662011C1 true RU2662011C1 (ru) | 2018-07-23 |
Family
ID=62981664
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017103714A RU2662011C1 (ru) | 2017-02-03 | 2017-02-03 | Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2662011C1 (ru) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109668737A (zh) * | 2019-01-23 | 2019-04-23 | 北京星际荣耀空间科技有限公司 | 一种火箭发动机喷注器液流试验系统 |
| CN111120150A (zh) * | 2019-12-13 | 2020-05-08 | 上海空间推进研究所 | 提高航天器推进系统液路管理系统性能的方法及装置 |
| RU2749933C1 (ru) * | 2020-06-17 | 2021-06-21 | Виктор Федорович Карбушев | Жидкостный реактивный двигатель |
| RU2760369C1 (ru) * | 2021-06-15 | 2021-11-24 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химического машиностроения имени А.М. Исаева" | Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2115009C1 (ru) * | 1995-06-28 | 1998-07-10 | Московский государственный авиационный институт (технический университет) | Кислородно-водородная двигательная установка многократного включения |
| FR2991391A1 (fr) * | 2012-05-30 | 2013-12-06 | Snecma | Dispositif et procede d'alimentation d'une chambre propulsive de moteur-fusee |
| FR3009586A1 (fr) * | 2013-08-06 | 2015-02-13 | Snecma | Dispositif d'alimentation en ergol de moteur-fusee |
-
2017
- 2017-02-03 RU RU2017103714A patent/RU2662011C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2115009C1 (ru) * | 1995-06-28 | 1998-07-10 | Московский государственный авиационный институт (технический университет) | Кислородно-водородная двигательная установка многократного включения |
| FR2991391A1 (fr) * | 2012-05-30 | 2013-12-06 | Snecma | Dispositif et procede d'alimentation d'une chambre propulsive de moteur-fusee |
| FR3009586A1 (fr) * | 2013-08-06 | 2015-02-13 | Snecma | Dispositif d'alimentation en ergol de moteur-fusee |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Гахун Г.Г. и др. "Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей", М., Машиностроение, 1989, с.29-30. * |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109668737A (zh) * | 2019-01-23 | 2019-04-23 | 北京星际荣耀空间科技有限公司 | 一种火箭发动机喷注器液流试验系统 |
| CN111120150A (zh) * | 2019-12-13 | 2020-05-08 | 上海空间推进研究所 | 提高航天器推进系统液路管理系统性能的方法及装置 |
| RU2749933C1 (ru) * | 2020-06-17 | 2021-06-21 | Виктор Федорович Карбушев | Жидкостный реактивный двигатель |
| RU2760369C1 (ru) * | 2021-06-15 | 2021-11-24 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химического машиностроения имени А.М. Исаева" | Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2662011C1 (ru) | Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата | |
| CN111120147B (zh) | 多级液体燃气增压系统及其使用方法 | |
| JP6289652B2 (ja) | 流体を加圧し供給する装置、システム、および方法。 | |
| US4723736A (en) | Rocket staging system | |
| US20170254296A1 (en) | Rocket Engine Bipropellant Supply System | |
| CN105422317A (zh) | 一种用于发动机的起动箱式多次起动系统及起动方法 | |
| CN108019296B (zh) | 一种氧化亚氮分解自增压系统 | |
| CN109707538B (zh) | 火箭的一子级及火箭 | |
| CN107891999A (zh) | 基于增材制造技术的单组元微推进模块装置及其增压方法 | |
| CN112412660B (zh) | 挤压和电动泵辅助增压结合的空间动力系统 | |
| US20180201394A1 (en) | Space flight body with a drive unit and with a fuel material generating device for a space flight body | |
| CN112594093B (zh) | 用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统 | |
| RU176706U1 (ru) | Устройство для создания давления в топливном баке катапультируемого аппарата | |
| RU2692884C1 (ru) | Электрогидравлический привод | |
| US20180283321A1 (en) | System for feeding liquid propellants to combustion chamber of an engine | |
| RU2408506C1 (ru) | Способ выведения космического аппарата с геопереходной орбиты на геостационарную орбиту | |
| RU2522763C2 (ru) | Бак топливный космического аппарата для хранения и подачи жидких компонентов | |
| RU2132477C1 (ru) | Система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки космического летательного аппарата | |
| US3792580A (en) | Portable underwater fuel feed system | |
| WHITEHEAD | Bipropellant propulsion with reciprocating pumps | |
| RU2760369C1 (ru) | Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата | |
| RU2784126C2 (ru) | Система управления двигательной установки летательного аппарата с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания | |
| US3831546A (en) | Portable swimmer propulsion unit | |
| RU2629048C1 (ru) | Ракета и ракетный двигатель твёрдого топлива | |
| RU2339832C2 (ru) | Система подачи топлива |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200204 |