RU2662011C1

RU2662011C1 - Liquid jet propulsion plant of spacecraft

Info

Publication number: RU2662011C1
Application number: RU2017103714A
Authority: RU
Inventors: Юрий Александрович Дерягин; Евгений Львович Заславский; Владимир Александрович Панченко; Игорь Александрович Смирнов; Алексей Геннадиевич Яковлев
Priority date: 2017-02-03
Filing date: 2017-02-03
Publication date: 2018-07-23

Abstract

FIELD: astronautics.

SUBSTANCE: invention relates to aerospace engineering. Liquid rocket propulsion system of a spacecraft, comprising a propulsion engine with a pumping system for supplying fuel components to the combustion chamber from volumetric low pressure tanks 1, orientation and stabilization engines 5 with feeding the fuel components to the combustion chambers from high pressure tanks 10, high-pressure tanks 10 are made small-volume and flow-through, separated by a movable airtight element – bellows 14 to liquid 11 and gas 15 cavities, wherein volume tanks 1 are further connected to liquid cavities 11 of small volume tanks 10 of lines 4, pumps 6 driven by electric motors 7 are installed in these lines 4, check valves 9, liquid cavities 11 of small volume tanks 10 are connected with inputs to motors 5 for orientation and stabilization, their gas cavities 15 are filled with a boost gas and hermetically remote from liquid cavities 11 of the tanks and the environment, and at the inputs of fuel supply lines to orientation and stabilization engines 5, pressure switches 12 of the upper and lower pressure level of the fuel components and pressure regulators 13 are sequentially installed.

EFFECT: invention provides a reduction in the mass of the structure of the propulsion system.

1 cl, 1 dwg

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.The invention relates to rocket and space technology and can be used in the construction of liquid rocket propulsion systems (LRE), which include a mid-flight engine with a pump system for supplying fuel components to the combustion chamber from volumetric low pressure tanks and orientation and stabilization engines with a displacement feed system fuel components from high pressure tanks to the combustion chambers of pulsed thrusters.

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.It is well known to use in the fuel component supply system for powering low-thrust engines of tanks with fuel components with a pressure in the tanks of 15-20 kgf / cm ² . At the same time, the supply of fuel components from high pressure tanks to the orientation and stabilization engines is carried out by displacing the fuel components with gas pressure (nitrogen, helium, etc.), which requires high pressure gas cylinders and the corresponding equipment : high pressure preservation valves, gearboxes, etc.

Все это приводит к усложнению конструкции и увеличению массы системы подачи двигательной установки.All this leads to a complication of the design and an increase in the mass of the propulsion system supply system.

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.Known adopted for the prototype of the invention, the propulsion system described in the book: G.G. Gakhun et al. "Design and Design of Liquid Rocket Engines", Moscow, Mechanical Engineering, 1989, pp. 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.In this propulsion system, the supply of fuel components from the tanks to the combustion chamber of the main engine is provided by pumps driven by electric motors, which receive electric power from the batteries.

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.The present invention is aimed at reducing the mass of the design of the remote control. This goal is ensured by the fact that in a liquid-propellant rocket propulsion system of a spacecraft containing a cruising engine with a pumping system for supplying fuel components to the combustion chamber from bulky low pressure tanks, orientation and stabilization engines with supplying fuel components to the combustion chamber from high pressure tanks, a boost system volumetric low-pressure tanks, in accordance with the invention, high-pressure tanks are small and flow-through, separated by a movable sealed element - a bellows to the liquid and gas cavities, while the volumetric tanks are additionally communicated with the fluid cavities of the low-volume tanks by mains, pumps connected to electric motors and check valves are installed in these mains, the fluid cavities of the small-sized tanks are connected to the entrances to the orientation and stabilization engines, their gas cavities are filled by pressurization gas and are hermetically separated from the liquid cavities of the tanks and the environment, and at the entrances of the supply lines of the fuel components to the orientation and stabilization engines The signaling devices for the upper and lower pressure levels of the fuel components and pressure regulators were subsequently installed.

Сущность изобретения поясняется представленной на чертеже схемой ЖРДУ.The invention is illustrated in the drawing diagram of the rocket engine.

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.The composition of the liquid propellant rocket engine includes: volumetric tanks of 1 low-pressure fuel component (fuel and oxidizer), pressurization system of 2 tanks, highways 3 for supplying fuel components to the main engine, highways 4 for supplying fuel components to the 5 orientation and stabilization engines.

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.In the lines 4, pumps 6 driven by electric motors 7, powered by rechargeable batteries 8, check valves 9 are installed in series and connected to each other 9. At the outputs of the liquid cavities 11 of the small tanks 10, pressure alarms 12 of the upper and lower pressure levels of the fuel components and pressure regulators 13 are installed .

Малообъемные баки содержат сильфоны 14, разделяющие жидкостную и газовую 15 полости баков.Small tanks contain bellows 14 separating the liquid and gas 15 cavity of the tanks.

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.During the operation of the remote control, the fuel components from the tanks 1 of the oxidizer and the fuel under pressurized gas of the boost system 2 enter through pipelines 3 to the pumping system for supplying the main engine, and through pipelines 4 through pumps 6, check valves 9, fluid cavities 11 of tanks 10, and through flow cavities of regulators pressure 13 - at the entrances to the engines 5 orientation and stabilization.

Питание маршевого двигателя осуществляется по трубопроводам 3 из объемных баков 1 под низким давлением, поддерживаемым системой наддува 2.The main engine is powered by pipelines 3 from volumetric tanks 1 at low pressure supported by a boost system 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.To ensure the necessary (higher) pressure of the supply of fuel components to the orientation and stabilization engines 5, the remote control control system supplies electric current from the batteries 8 to the electric motors 7 of the pumps 6, after which the pumps 6 supply the fuel components (fuel and oxidizer), increasing their pressure, from tanks 1 through check valves 9 into the fluid cavities 11 of small tanks 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.When filling the fluid cavities 11, the gas cavities 15 of the tanks 10, hermetically separated from the fluid cavities 11 by a movable sealed element, for example a bellows 14, are compressed, as a result of which the pressures in them and, accordingly, in the fluid cavities 11 increase.

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.With increasing pressure in the liquid cavities of 11 tanks 10 to a certain level, pressure switches 12 of the upper level give a command to relieve voltage from the accumulators 8 to the electric motors 7 of the fuel and oxidizer pumps 6. Pumps 6 shuts down. The supply of fuel components to the liquid cavities 11 of the tanks 10 and the pressure increase in them is stopped.

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.If necessary, the product control system issues a command to turn on the engines 5. The fuel components enter the engines 5 through regulators 13 from the fluid cavities 11 of the tanks 10. Moreover, the regulators 13 maintain the constancy of the required values of the pressure of the fuel components at the entrances to the engines 5, increasing or decreasing their pass sections. The pressure of the fuel components in the liquid cavities 11 of the tanks 10 begins to decrease. Up to a certain point, pressure regulators 13 maintain a constant pressure at the entrances to the engines 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.When the pressure values in the small tanks 6 are lower than a certain level at the command of the low pressure pressure signaling devices 12, the product control system gives the command to supply voltage of the electric current from the accumulators 8 to the electric motors 7 of the pumps 6. The pumps 6 begin to supply fuel components from the volumetric tanks 1 low pressure liquid cavities 11 of small tanks 6. The pressure in the tanks 10 and at the entrances to the engines 5 rises to values at which the pressure switches 12 of the upper level are triggered, according to the signals of which YSTEM off control motors 7. Thus, a desired pressure supply motor 5 propellants.

Claims

A liquid-propellant rocket propulsion system of a spacecraft, comprising a cruising engine with a pumping system for supplying fuel components to the combustion chamber from volumetric low pressure tanks, orientation and stabilization engines with supplying fuel components to the combustion chamber from high pressure tanks, a system for pressurizing volumetric low pressure tanks, characterized in that high-pressure tanks are made small and flow-through, separated by a movable sealed element - a bellows into a liquid and gas cavity, while the lift tanks are additionally communicated with the liquid cavities of the low-volume tanks by the mains, pumps with the electric motor drive and check valves are installed in these lines, the liquid cavities of the low-volume tanks are connected with the entrances to the orientation and stabilization engines, their gas cavities are filled with boost gas and hermetically separated from the liquid cavities of the tanks and the environment, and at the inputs of the lines for supplying fuel components to the orientation and stabilization engines, the upper and low pressure fuel components and pressure regulators.