СПОСОБ ДЕГАЗАЦИИ ЖИДКОГО ТОПЛИВА В БАКЕ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА Российский патент 2001 года по МПК F02K9/42 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для обеспечения работы двигательной установки на жидком топливе при спуске космического аппарата (КА) на Землю или другую планету, обладающую атмосферой.

В двигательных установках ряда космических аппаратов (например, спускаемых аппаратов космических кораблей серии "Союз") используется однокомпонентное жидкое топливо - пероксид водорода, вещество, склонное к саморазложению в процессе хранения при нормальных температурных условиях (выше 0^oC) с выделением газообразного кислорода. Прохождение через включенные двигатели газообразного кислорода, образовавшегося в жидкостной полости бака, ограниченной разделительной оболочкой, приводит к резкому уменьшению тяги двигателей. Одновременное прохождение определенного количества газа через двигатели может привести к срыву динамических режимов управления спускаемым КА. Чтобы исключить срыв динамических режимов в процессе управления спуском приходится ограничивать длительность полета корабля. Дегазация топлива в баках двигательной установки спускаемого КА позволяет без изменения конструкции исключить снижение тяги при работе двигателей из-за попадания на их вход газовых включений, и таким образом увеличить длительность полета космического корабля.

Известен способ дегазации жидкого топлива в баке двигательной установки КА, включающий сообщение топливу ускорения, временную задержку для сепарации газовых пузырей [1] . Недостатком этого способа является то, что отсепарированный газ жидкостной полости бака не удаляется, вследствие чего при работе двигателя возможны условия (например, в конце выработки топлива) проникновения газа на вход в двигатель.

Известен способ дегазации жидкого топлива в баке двигательной установки, включающий сообщение топливу ускорения, временную задержку для сепарации газовых пузырей и сброс отсепарированного газа за пределы КА через специальное устройство (клапан) [2]. Сообщение топливу ускорения обеспечивается искусственно: за счет установки вспомогательных двигателей или за счет вращения топливного бака. Этот способ принят за прототип.

Однако при реализации этого способа возникает ряд препятствий, связанных с созданием искусственного ускорения топливу: усложнение двигательной установки и КА в целом, увеличение габаритов и массы, снижение надежности. Кроме того, при сбросе газа за пределы КА возникает проблема парирования дополнительных возмущающих моментов, а организация безмоментного сброса газа еще более усложняет конструкцию КА.

Задачей изобретения является обеспечение дешевого и надежного способа дегазации жидкого топлива в баке двигательной установки КА.

Поставленная задача решается за счет того, что в способе дегазации жидкого топлива в баке двигательной установки космического аппарата (КА), включающем сообщение топливу ускорения, временную задержку для сепарации газовых пузырей и сброс отсепарированного газа за пределы КА, используют перегрузку, возникающую при спуске в начале аэродинамического торможения КА в атмосфере планеты, при этом КА ориентируют так, чтобы направление главного вектора аэродинамической силы, действующей на КА, совпадало с направлением от жидкостной полости бака к заборнику вдоль оси заборника, а сброс газа осуществляют через двигатели управления этой же двигательной установки, создающие одинаковые моменты во взаимно противоположных направлениях, во время указанной ориентации в течение промежутка времени, определяемого как отношение массы газа в жидкостной полости бака к суммарному расходу газа через включаемые двигатели управления.

Сущность изобретения поясняется чертежами на следующем примере.

На фиг. 1 изображена схема двигательной установки КА, где цифрами обозначены:
1 - баллон с газом наддува;
2, 9 - пусковые клапаны;
3 - редуктор давления;
4 - топливный бак;
5 - разделительная эластичная оболочка;
6, 7 - газовая и жидкостная полости бака соответственно;
8 - заборник;
10 - двигатели управления по каналу тангажа;
11 - двигатели управления по каналу рыскания;
12 - двигатели управления основные по каналу крена;
13 - двигатели управления дополнительные по каналу крена;
14 - датчик давления.

На фиг. 2 представлен КА с топливным баком при движении его по траектории спуска (произвольная ориентация), где:
4 - топливный бак;
5 - разделительная эластичная оболочка;
6, 7 - газовая и жидкостная полости бака соответственно;
8 - заборник;
15 - космический аппарат;
V - вектор скорости;
R_а - главный вектор аэродинамической силы.

На фиг. 3 представлен КА с топливным баком при движении его по траектории спуска (выбранная ориентация), где:
4 - топливный бак;
5 - разделительная эластичная оболочка;
6, 7 - газовая и жидкостная полости бака соответственно;
8 - заборник;
15 - космический аппарат;
V - вектор скорости;
R_а - главный вектор аэродинамической силы.

В режиме хранения (в период орбитального полета КА) газ наддува находится в баллоне 1 (фиг. 1), топливо - в топливном баке 4. В газовой полости бака 6 находится небольшое количество газа предварительного наддува. Выделяющийся при разложении топлива газ накапливается в жидкостной полости бака 7 внутри разделительной эластичной оболочки 5. Количество выделившегося газа контролируется по повышению давления в газовой полости бака с помощью датчика давления 14.

Перед спуском КА выдается команда на открытие пусковых клапанов 2, 9 и происходит наддув бака от баллона 1 через редуктор давления 3 и заполнение топливных магистралей от заборника бака 8 до двигателей управления 10-13.

По мере входа КА в атмосферу планеты растет перегрузка, возникающая при его аэродинамическом торможении. Двигатели управления 10-13, установленные попарно на каждый канал управления и создающие в каждой паре одинаковые моменты во взаимно противоположных направлениях, включаются для построения ориентации КА и стабилизации его в требуемом положении в условиях действия возмущающих аэродинамических моментов. При превышении некоторого критичного уровня перегрузки в управление КА по каналу крена задействуется кроме основного комплекта двигателей также и дополнительный комплект.

Рассмотрим движение космического аппарата 15 по траектории спуска со скоростью V.

Наличие перегрузки, воздействующей на космический аппарат 15, приводит к сепарации газа в жидкостной полости 7 бака 4 (фиг. 2). Отсепарированный газ накапливается в виде пузыря у стенки разделительной эластичной оболочки 5, обращенной навстречу главному вектору аэродинамической силы R_а, действующей на КА. Разделительная эластичная оболочка 5 отделяет жидкостную полость 7 от газовой полости 6 топливного бака 4. Если вектор R_а обращен к заборнику 8 со стороны жидкостной полости 7 и совпадает по направлению с осью заборника, то газовый пузырь образуется непосредственно у заборника 8 (фиг. 3).

Качество сепарации характеризуется размером неотсепарированных пузырей и находится в зависимости от величины перегрузки и времени ее действия. Если пренебречь массой топлива по сравнению с массой спускаемого аппарата (обычно не превышает 5%), то на основании формулы (13.22)[3], получим зависимость для времени сепарации пузырей
t_с = 1,414(L/n)^0,5 [1 + 0,716(L/(r(1- ρ_г/ρ_ж ))^0,5],
где L - длина бака,
n - ускорение (перегрузка),
r - радиус пузырька,
ρ_г,ρ_ж - плотность газа и жидкости соответственно.

Полученная зависимость позволяет утверждать, что за время t_с действия перегрузки величиной не менее n произойдет сепарация всех пузырьков в баке, радиус которых не менее r. Чем выше уровень перегрузок, тем меньше время сепарации пузырьков данного размера. Максимальный радиус неотсепарированных пузырьков выбирают таким, чтобы при прохождении их через двигатели характеристики последних оставались в заданных пределах. Обычно максимальный радиус неотсепарированных пузырьков имеет порядок радиуса форсунок двигателей.

Способ реализуется следующим образом.

Перед спуском аппарата определяется количество газа в жидкостной полости бака, например, по повышению давления в баке, и рассчитывается длительность включения двигателей t_вк как отношение массы газа в жидкостной полости бака к суммарному расходу газа через работающие двигатели управления (10-13).

На начальном участке спуска, когда уровень перегрузки незначителен, спускаемый космический аппарат 15 ориентируют так, чтобы главный вектор аэродинамической силы R_а был направлен к заборнику 8 топливного бака 4 со стороны жидкостной полости 7 и вдоль оси заборника 8 (фиг. 3). Ориентация спускаемого КА заданным образом может осуществляться с использованием бортовой вычислительной машины по результатам фактических измерений параметров движения датчиками системы управления спуском [4]. При этом, из-за малого уровня перегрузок и, соответственно, возмущающих моментов, система управления обеспечивает заданную ориентацию и последующую стабилизацию спускаемого КА даже в случае работы двигателей с пониженной тягой.

После построения заданной ориентации, спустя время t_с, определяемое по приведенной выше формуле, включают двигатели управления во взаимно противоположных направлениях, например включают двигатели дополнительного комплекта по каналу крена 13 (фиг. 1), которые не задействованы в построении ориентации. Для сокращения времени t_вк возможно одновременное включение всех двигателей управления, при этом стабилизацию спускаемого КА проводят в "негативном" режиме, когда для парирования возмущающего действия аэродинамического момента данного направления выключают двигатель, создающий управляющий момент этого направления. Включение двигателей управления 10-13 производят длительностью t_вк..

Газовый пузырь из жидкостной полости 7 топливного бака 4, находящейся внутри разделительной эластичной оболочки 5, удаляется через заборник 8 и включенные двигатели управления 10-13, то есть происходит дегазация топлива.

Так как сброс газа из спускаемого КА производится через двигатели управления, создающие моменты во взаимно противоположных направлениях, то тем самым осуществляется безмоментный сброс газа.

После окончания операции по дегазации топлива система управления осуществляет управление угловым движением КА в соответствии с задачей обеспечения спуска.

Таким образом, использование предлагаемого изобретения позволяет обеспечить дешевый и надежный способ дегазации жидкого топлива в баке двигательной установки КА.

ЛИТЕРАТУРА
1. Э. Ринг Двигательные установки ракет на жидком топливе. М.: Мир, 1966, с. 177, фиг. 13.16.

2. Э. Ринг Двигательные установки ракет на жидком топливе. М.: Мир, 1966, с. 177, фиг. 13.15.

3. Э. Ринг Двигательные установки ракет на жидком топливе. М.: Мир, 1966, с. 180.

4. Д.Е. Охоцимский, Ю.Ф. Голубев, Ю.Г. Сихарулидзе. Алгоритмы управления космическим аппаратом при входе в атмосферу. М.: Наука, 1975, с. 160.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для обеспечения работы двигательной установки на жидком топливе при спуске космического аппарата (КА) на Землю или другую планету, обладающую атмосферой. В способе дегазации жидкого топлива в баке двигательной установки КА, включающем сообщение топливу ускорения, временную задержку для сепарации газовых пузырей и сброс отсепарированного газа за пределы КА, используют перегрузку, возникающую при спуске в начале аэродинамического торможения КА в атмосфере планеты, при этом КА ориентируют так, чтобы направление главного вектора аэродинамической силы, действующей на КА, совпадало с направлением от жидкостной полости бака к заборнику вдоль оси заборника, а сброс газа осуществляют через двигатели управления этой же двигательной установки, создающие одинаковые моменты во взаимно противоположных направлениях, во время указанной ориентации в течение промежутка времени, определяемого как отношение массы газа в жидкостной полости бака к суммарному расходу газа через включаемые двигатели управления. Изобретение позволяет обеспечить дешевый и надежной способ дегазации жидкого топлива в баке двигательной установки КА. 3 ил.

Способ дегазации жидкого топлива в баке двигательной установки космического аппарата (КА), включающий сообщение топливу ускорения, временную задержку для сепарации газовых пузырей и сброс отсепарированного газа за пределы КА, отличающийся тем, что для сообщения топливу ускорения используют перегрузку, возникающую при спуске в начале аэродинамического торможения КА в атмосфере планеты, при этом КА ориентируют так, чтобы направление главного вектора аэродинамической силы, действующей на КА, совпадало с направлением от жидкостной полости бака к заборнику вдоль оси заборника, а сброс газа осуществляют через двигатели управления этой же двигательной установки, создающие одинаковые моменты во взаимно противоположных направлениях во время указанной ориентации в течение промежутка времени, определяемого как отношение массы газа в жидкостной полости бака к суммарному расходу газа через включаемые двигатели управления.