ПАТЕНТНЫЙ ПОИСК В РФ
НОВЫЕ ПАТЕНТЫ, ЗАЯВКИ НА ПАТЕНТ
БИБЛИОТЕКА ПАТЕНТОВ НА ИЗОБРЕТЕНИЯ

бак топливный космического аппарата для хранения и подачи жидких компонентов

Классы МПК:B64G1/40 размещение и модификация двигательных систем
F02K9/50 с использованием сжатой текучей среды для нагнетания топлива (вытеснительная система подачи)
Автор(ы):, , , , ,
Патентообладатель(и):Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-Прогресс" (ФГУП "ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") (RU),
Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации (RU)
Приоритеты:
подача заявки:
2012-08-17
публикация патента:

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. бак топливный космического аппарата для хранения и подачи жидких   компонентов, патент № 2522763

Рисунки к патенту РФ 2522763

бак топливный космического аппарата для хранения и подачи жидких   компонентов, патент № 2522763 бак топливный космического аппарата для хранения и подачи жидких   компонентов, патент № 2522763 бак топливный космического аппарата для хранения и подачи жидких   компонентов, патент № 2522763

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, в частности к пневмогидравлической системе подачи компонентов топлива в системе управления и ориентации космического аппарата (КА) вытеснительных систем жидкости и газа.

Известны устройства для хранения и подачи жидких компонентов, размещаемые на космических кораблях (см., например, «Космонавтика». Энциклопедия под редакцией В.П.Глушко, Москва, Советская энциклопедия, 1985 г. стр.304-305), содержащие топливные баки горючего и окислителя, установленные на раме в отсеке космического корабля. Подачу компонентов топлива к потребителю в данном устройстве производят посредством наддува газом топливных баков и выдавливания эластичной мембраной топлива в магистрали подачи к потребителю - реактивным двигателям двигательной установки космического корабля.

Известно устройство для хранения и подачи жидких компонентов, установленное в топливном отсеке космического корабля (см. патент RU 2132804, МПК B64G 1/40, 9/00, от 10.07.1999 г.), содержащее раму с установленными на ней системой наддува и топливными баками горючего и окислителя, включающими корпус и внутреннюю эластичную мембрану.

Недостатком вышеописанных устройств является их низкая надежность и малая живучесть из-за возникновения дополнительных напряжений во внутренней эластичной мембране при ее многоразовой перекладке.

Известно также устройство для хранения и подачи жидких компонентов, содержащее раму с установленными на ней системой наддува и топливными баками горючего и окислителя, включающими корпус и внутреннюю эластичную мембрану, отличающуюся тем, что внутренняя эластичная мембрана выполнена переменной толщины, 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 (см. патент на изобретение RU 2301180 - прототип).

Недостатком известного устройства является то, что при суточных колебаниях температуры металлическая диафрагма периодически прогибается, а ее уязвимым местом является место крепления диафрагмы к корпусу бака, выполнение диафрагмы переменной толщины плавно уменьшающейся к центру, часто ведет к ее быстрому разрушению, а также низкая надежность и малая живучесть из-за возникновения дополнительных напряжений во внутренней эластичной мембране при ее многоразовой перекладке.

Задачей заявленного технического решения является повышение эксплуатационных возможностей металлической мембраны, за счет уменьшения нагрузки на мембрану в местах крепления ее к корпусу бака.

Решение указанной задачи достигается тем, что бак, содержащий герметичный корпус, выполненный из двух полусфер с входным и выходным штуцерами и элементами внешнего крепления, расположенную внутри корпуса и герметично соединенную с ним по периметру металлическую диафрагму переменной толщины, отличается тем, что толщина указанной диафрагмы выполнена наибольшей в экваториальной ее части и плавно уменьшающейся к полюсной части.

При этом диафрагма в экваториальной части выполнена в форме усеченного конуса, в средней части - в форме торовой поверхности, а в полюсной части - в форме сегмента сферической поверхности

На фиг.1 представлен общий вид бака топливного КА с возможным положением металлической диафрагмы в начале штатной работы.

На фиг.2 представлен общий вид бака топливного КА с возможным положением металлической диафрагмы в конце штатной работы.

На фиг.3 представлен один из вариантов конструкции диафрагмы с местом заделки ее по экваториальной части емкости и величинами толщин металлической диафрагмы по сечениям от зон заделки до полюсной части.

Бак топливный КА с металлической диафрагмой содержит собственно емкость, состоящую из двух полусфер 1 и 2 (см. фиг.1 и фиг.2), входного штуцера 3, выходного штуцера 4, металлическую диафрагму 5, имеющую переменную толщину, при этом в экваториальной части 6 она выполнена конусной, в средней части 7 - тороидальной, в полюсной части 8 - сферической.

Устройство работает следующим образом: перед началом эксплуатации в полость В заправляется один из компонентов топлива, например спирт, - через штуцер 4. Для вытеснения компонента топлива в систему трубопроводов и далее в камеру сгорания через штуцер 3 в полость Г подается газ под определенным давлением, которое передается на металлическую диафрагму 5. Металлическая диафрагма 5 смещается в сторону топливной полости В и вытесняет топливо через выходной штуцер 4, в трубопроводы к камере сгорания, где происходит его воспламенение и создается управляющий импульс для корректировки орбиты КА, или ориентации КА, относительно центра масс (ЦМ). После завершения корректировки орбиты рост давления газа и расход топлива прекращаются до очередной корректировки орбиты КА. Металлическая диафрагма 5 занимает промежуточное положение в емкости (см. фиг.1), при этом при суточных колебаниях температуры на борту КА в процессе орбитального движения КА и при попадании КА под открытые солнечные лучи топливо в полости В расширяется и металлическая диафрагма 5 прогибается (смещается) в сторону полости Г. Со входом КА в тень Земли температура топлива падает, его объем уменьшается, а металлическая диафрагма 5 за счет давления в полости Г прогибается (смещается) в сторону полости В и т.д.

Экспериментальная отработка предлагаемой конструкции бака топливного КА с металлической диафрагмой 5 переменной толщины, наибольшей в экваториальной части 6 и постепенно уменьшающейся к ее полюсной части 8, а также ее характерного профиля (см. фиг.3) показала необходимую надежность, требуемую для КА при циклическом перемещении металлической диафрагмы 5 в сторону полости В и обратно в сторону полости Г.

Заявленная конструкция бака топливного КА с вытеснительной металлической диафрагмой позволит повысить эксплуатационные характеристики вытеснительной металлической диафрагмы, работающей без усталостного разрушения в зоне перегиба (месте крепления металлической диафрагмы к корпусу бака).

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Бак топливный космического аппарата для хранения и подачи жидких компонентов, содержащий герметичный корпус, выполненный из двух полусфер с входным и выходным штуцерами и элементами внешнего крепления, расположенную внутри корпуса и герметично соединенную с ним по периметру металлическую диафрагму переменной толщины, отличающийся тем, что толщина указанной диафрагмы выполнена наибольшей в экваториальной ее части и плавно уменьшающейся к полюсной части.

2. Бак по п.1, отличающийся тем, что диафрагма в экваториальной части выполнена в форме усеченного конуса, в средней части - в форме торовой поверхности, а в полюсной части - в форме сегмента сферической поверхности.


Скачать патент РФ Официальная публикация
патента РФ № 2522763

patent-2522763.pdf
Патентный поиск по классам МПК-8:

Класс B64G1/40 размещение и модификация двигательных систем

Патенты РФ в классе B64G1/40:
система хранения криогенной жидкости для космического аппарата -  патент 2529084 (27.09.2014)
бортовая электролизная установка космического аппарата -  патент 2525350 (10.08.2014)
летательный аппарат -  патент 2521145 (27.06.2014)
ионная двигательная установка космических аппаратов -  патент 2518467 (10.06.2014)
связка из двух пар баков и летательная пусковая установка, снабженная такой связкой -  патент 2509039 (10.03.2014)
способ ударного воздействия на опасные космические объекты и устройство для его осуществления -  патент 2504503 (20.01.2014)
блок тяги жидкостного ракетного двигателя -  патент 2502645 (27.12.2013)
двигательная установка космического летательного аппарата (варианты) и способ ее эксплуатации -  патент 2497730 (10.11.2013)
покрытие мультипликатора инжекторного ускорителя реактивного двигателя для космических и летательных аппаратов десятого поколения, подводных лодок и морских торпед -  патент 2495790 (20.10.2013)
летательный аппарат -  патент 2494020 (27.09.2013)

Класс F02K9/50 с использованием сжатой текучей среды для нагнетания топлива (вытеснительная система подачи)





Наверх