Способ заправки топливом космического летательного аппарата на орбите

Способ заправки топливом космического летательного аппарата на орбите

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к космической технике, а именно к способам заправки топливом космических летательных аппаратов (КЛА) на орбите функционирования с помощью вытеснительных систем с разделением жидкости и газа.

Заправка (повторная заправка) топливом ракеты-носителя или КЛА необходима для получения в топливных баках заданного количества компонентов в соответствии с полетным заданием. Повторная заправка производится в случае изменения полетного задания, требующего увеличения запасов топлива. Заправка топливом осуществляется при длительном полете орбитальной станции с помощью грузовых транспортных КЛА типа "Прогресс" и может проходить как с помощью членов экипажа КЛА, так и в автоматическом режиме. Заправка на орбите значительно расширяет возможности и круг решаемых задач КЛА для создания импульсов тяги, необходимых как для перемещения центра масс КЛА (коррекция траектории движения, торможение КЛА для обеспечения его схода с орбиты), так и для создания управляющих моментов относительно его центра масс (ориентация, развороты и т.д.). Импульсы тяги для различных режимов управления аппаратом в пространстве создаются с помощью имеющихся на борту реактивных двигателей (РД), величины тяг которых в зависимости от их назначения изменяются в широких пределах. Расширение возможностей в работе указанных двигателей с заданными параметрами обеспечивается системами повторной заправки топливных баков.

При переливе топлива из опорожняемого бака в заправляемый бак необходим контроль количества перелитого топлива из опорожняемого бака:

- для измерения остатков топлива, которое в дальнейшем используется в системах выключения РД по полной выработке компонентов топлива либо для телеметрического контроля;

- для построения систем одновременного опорожнения баков горючего и окислителя;

- для дополнительного контроля за массой топлива в заправляемом баке.

Известны способы заправки топливом КЛА на орбите [1, с.105]. Способ заправки топливом КЛА с использованием вытеснительной системы [1, с.118] заключается в вытеснении топлива из заправочной емкости (опорожняемого бака) сжатым газом, поступающим из баллонов высокого давления в заправляемый бак. Для регистрации в процессе заправки количества перелитого топлива из опорожняемого бака в заправляемый бак, давления и температуры топлива, а также давления рабочего газа в пневмосистеме используется контрольно-измерительная система. Уровень топлива в баках, давление и температура регистрируются датчиками, сигналы с которых передаются в систему управления.

При таком способе заправки количество перелитого топлива определяют замером уровня топлива в баке от какой-нибудь базы, используя датчики, устанавливаемые внутри бака, что усложняет конструкцию бака, а следовательно, и его надежность в работе [2, с.83].

Прототипом предложенного способа является способ заправки компонентов топлива на орбите путем вытеснения топлива газом наддува с последующим переливом из опорожняемого бака в заправляемый бак, реализуемый системой перелива, описанной на с.6 [3] "Заправка космических ракет на орбите. Обзор изд. ГОНТИ №4, 1971" (источник приведен в патенте РФ №2132804, В 64 G 1/40, 9/00).

При таком способе заправки оценивают влияние различных параметров и переменных величин, характеризующих функционирование системы перелива с помощью комплексного аналитического аппарата, предлагаемого для криогенных жидкостей [3, с.29], который, в частности, включает: определение перепада давления в магистрали перелива, определение давления в заправляемом баке и давление наддува [3, с.29], скорости перемещения поверхности раздела жидкость-газ в опорожняемом баке [3, с.67] и т.д. Сложный комплексный аналитический аппарат, включающий большое число контролирующих процесс параметров и вносимых ими погрешностей, участвующих в определении количества перелитого топлива из опорожняемого бака, повышает стоимость способа и абсолютную погрешность определения количества перелитого топлива из опорожняемого бака.

Задачей настоящего изобретения является повышение надежности в работе системы заправки топливом космического летательного аппарата и повышение точности контроля объема перелитого топлива.

Поставленная задача достигается способом заправки топливом космического летательного аппарата на орбите, включающим наддув топлива в опорожняемом баке газом наддува, перелив компонентов топлива из опорожняемого бака в заправляемый бак, осуществление измерения температуры газа наддува в начале (Т_н) и в конце (Т_к) процесса перелива топлива, а измерение температуры (Т_т) и давления (Р_т) в газовой полости опорожняемого топливного бака в конце процесса, при этом объем перелитого топлива (V_т) из опорожняемого бака определяют по соотношению

где M_г - масса газа наддува в баллоне в начале процесса, кг;

В - удельная газовая постоянная газа наддува, Дж/(кг·К);

к - показатель адиабаты;

V_т[м³]; Т_т[К]; Т_к[К]; Т_н[К]; Р_т[Па].

Техническим результатом предлагаемого способа заправки топливом космического летательного аппарата на орбите, по сравнению с известными способами, является:

а) повышение надежности в работе системы заправки, позволяющее в процессе непрерывного перелива топлива контролировать объем перелитого топлива из опорожняемого бака без установки каких-либо датчиков внутри бака, что повышает надежность герметизации бака;

б) повышение точности контроля объема перелитого топлива, поскольку использование простого соотношения для определения V_т позволяет уменьшить предельную абсолютную погрешность в определении объема перелитого топлива из опорожняемого бака.

В качестве конкретного примера на чертеже представлен общий вид пневмогидравлической схемы вытеснительной системы заправки, реализующей данный способ.

Система заправки состоит из следующих основных узлов, деталей и агрегатов: газовой магистрали 3, связывающей баллон газа наддува 1 с опорожняемым баком 8. В опорожняемом баке 8 размещена вытеснительная мембрана 10, отделяющая газовую полость 9 от топлива 11. На газовой магистрали 3 установлены пневмоклапан 4 и регулятор давления 5. На выходе из баллона газа наддува 1 на газовой магистрали 3 установлен датчик температуры 2, а на входе в газовую полость 9 опорожняемого бака 8 установлены датчики температуры 7 и давления 6. На жидкостной магистрали 12, соединяющей опорожняемый бак 8 и заправляемый бак 14, установлен клапан 13.

Способ заправки топливом КЛА на орбите реализуется следующим образом.

После встречи и стыковки на орбите корабля-заправщика и заправляемого топливом КЛА (на чертеже не показаны) и проведения необходимых проверок качества стыковки жидкостной магистрали 12, соединяющей опорожняемый бак 8 на корабле-заправщике с заправляемым баком 14 на КЛА, система готова к дозаправке. Производят наддув опорожняемого бака 8, для чего открывают нормально закрытый пневмоклапан 4. Газ наддува из баллона газа наддува 1 по газовой магистрали 3 проходит через регулятор давления 5, настроенный на заданное выходное давление, и попадает в газовую полость 9. Это давление необходимо для выдавливания топлива 11 посредством вытеснительной мембраны 10 из опорожняемого бака 8. После наддува опорожняемого бака 8 начинают процесс непрерывного перелива топлива 11. В начале процесса перелива топлива 11 регистрируют датчиком температуры 2 (датчиков для надежности может быть несколько) температуру газа наддува в баллоне газа наддува 1. Затем на жидкостной магистрали 12 открывают клапан 13. Под давлением газа наддува вытеснительная мембрана 10 перемещается в сторону жидкостной полости с топливом 11, происходит перелив топлива 11 из опорожняемого бака 8 корабля-заправщика в заправляемый бак 14 с меньшим давлением, установленный на КЛА. В конце процесса перелива измеряют датчиком 2 температуру газа наддува в баллоне газа наддува 1, а датчиками температуры 7 и давления 6 соответственно температуру и давление газа наддува в газовой полости 9 опорожняемого бака 8, после чего определяют объем перелитого топлива 11 из опорожняемого бака 8 по выражению (1).

Выражение (1) получено с использованием уравнения Клапейрона-Менделеева для идеального газа [4, с. 151]

где Р - давление газа, Па;

V - объем газа, м³;

M_г - масса газа, кг;

В - удельная газовая постоянная, Дж/(кг·К);

Т - температура, К.

В процессе непрерывного перелива топлива полагаем адиабатную работу газа наддува. Согласно уравнениям Пуассона [5, с.404], используем соотношение между параметрами состояния газа в баллоне газа наддува в начале и в конце процесса перелива топлива.

где Т_н, Т_к - температура газа наддува в начале и в конце процесса;

Р_н, Р_к - давление газа наддува в начале и в конце процесса;

к - показатель адиабаты.

По уравнению (2) давление газа Р_н, Р_к в баллоне газа наддува объемом V в начале и в конце процесса перелива топлива при известной в начале процесса массе М_г газа наддува в баллоне определим из выражений

где М_т - масса газа наддува, поступившая в газовую полость 9 опорожняемого бака 8.

М_т определяем из соотношения (2)

где V_т* - увеличение объема газовой полости в опорожняемом баке в конце процесса перелива;

Р_т и Т_т - давление и температура газа в газовой полости опорожняемого бака 8 в конце процесса перелива.

Подставляя (4), (5), (6) в (3), получим выражение для V_т*

Объем V_т* считаем равным объему вытесненной жидкости, т.е. объему перелитого топлива V_т из опорожняемого бака. Откуда получаем соотношение для определения объема перелитого топлива V_т из опорожняемого бака

В качестве конкретного примера рассмотрим использование способа заправки топливом КЛА на орбите для вытеснительной системы дозаправки с разделением жидкости и газа, как показано на чертеже. В качестве газа наддува используем одноатомный газ гелий, удельная газовая постоянная которого В=2077 Дж/(кг·К), а показатель адиабаты к=1,66 [5, с.402]. Положим, что в начале процесса перелива масса гелия в баллоне газа наддува М_г=1,5 кг.

В начале процесса перелива топлива измерили температуру гелия в баллоне газа наддува, положим, равной Т_н=303 К. В конце процесса перелива фиксируем в баллоне газа наддува температуру гелия Т_к=283 К, а в газовой полости опорожняемого бака - давление гелия Р_т=19·10⁵ Па и температуру гелия Т_т=283 К. Подставляя результаты измерения в (1), определяем объем перелитого топлива из опорожняемого бака

Таким образом, предложен способ заправки топливом космического летательного аппарата на орбите, позволяющий:

а) повысить надежность в работе системы заправки, поскольку при контроле объема перелитого топлива из опорожняемого бака не требует установки в него специальных датчиков, что упрощает конструкцию бака и надежность его герметизации;

б) использовать простое соотношение для определения объема перелитого топлива из опорожняемого бака с малым числом контролируемых на газовой магистрали параметров, что снижает абсолютную погрешность определения объема перелитого топлива;

в) позволяет автоматизировать контроль за расходом топлива из опорожняемого бака с помощью бортовой вычислительной системы или наземными средствами, используя аналоговую информацию, поступающую с соответствующих датчиков давления и температуры.

Литература

1. Космонавтика. Энциклопедия. - М.: Советская энциклопедия, 1985.

2. Пневмогидравлические системы двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями. Под ред. акад. В.Н.Челомея. - М.: "Машиностроение", 1978.

3. Заправка космических ракет на орбите (Обзор по материалам иностранной печати), ГОНТИ №4, 1971.

4. Б.М.Яворский и А.А.Детлаф. Справочник по физике для инженеров и студентов вузов. М.: Наука, 1971.

5. К.А.Путилов. Курс физики, т.1, M.: Из-во физико-математической литературы, 1962.

Способ заправки топливом космического летательного аппарата на орбите, включающий наддув топлива в опорожняемом баке газом наддува, перелив компонентов топлива из опорожняемого бака в заправляемый бак, отличающийся тем, что осуществляют измерение температуры газа наддува в начале (Т_н) и в конце (Т_к) процесса перелива топлива, а измеряют температуру (Т_т) и давление (Р_т) в газовой полости опорожняемого топливного бака в конце процесса, при этом объем перелитого топлива (V_т) из опорожняемого бака определяют по соотношению V_т=В·Т_т·М_г·[1-(Т_к/Т_н)^1/(к-1)]/Р_т, где M_г - масса газа наддува в баллоне в начале процесса, кг; В - удельная газовая постоянная газа наддува, Дж/(кг·К); к - показатель адиабаты; V_т[м³]; Т_т[К]; Т_к[К]; Т_н[К]; Р_т[Па].