СПОСОБ ХРАНЕНИЯ ЖИДКОГО КОМПОНЕНТА РАКЕТНОГО ТОПЛИВА ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ КОСМИЧЕСКОГО ОБЪЕКТА Российский патент 2004 года по МПК B64G1/50 F02K9/42 B01L7/00 F01P7/12 F01P7/16 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для длительного хранения химически нестабильного компонента жидкого ракетного топлива двигательной установки на борту космического объекта в условиях полета.

Известен способ хранения жидкого компонента ракетного топлива на борту космического объекта в герметичных баках без термостатирования в полете - см. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. /Под ред. В.М. Кудрявцева. М., Высшая школа, 1993 г., кн.1, с. 133.

Известный способ хранения компонентов топлива без термостатирования в полете не может быть применен в случае космических объектов с длительными сроками полетов.

Наиболее близким к предлагаемому способу является известный способ хранения жидкого компонента топлива в герметичном баке на борту космического объекта при термостатировании бака с компонентом топлива в полете с помощью автономной системы обеспечения теплового режима - см. Многоразовый орбитальный корабль "Буран". /Под ред. Ю.П. Семенова. и др. М., Машиностроение, 1995 г. , с. 195. Способ включает размещение жидкого компонента и активное термостатирование его в полете.

В известном способе термостатирование компонента топлива в период хранения и в период подачи его в двигатели осуществляется в одном и том же температурном диапазоне, что не позволяет достичь наиболее длительного срока хранения химически нестабильного жидкого компонента топлива в полете и одновременно обеспечить номинальные условия работы двигателей.

Например, хранение в баках двигательной установки космического объекта такого химически нестабильного жидкого компонента ракетного топлива, как пероксид водорода, сопровождается его саморазложением на воду и газообразный кислород, что приводит к ухудшению характеристик двигателей. Чтобы характеристики двигателей не выходили за пределы допустимого, накладывают ограничения на массу разложившегося топлива, что в свою очередь приводит к ограничению срока хранения топлива в полете, при этом допустимый срок хранения обратно пропорционален скорости разложения, которая в соответствии с законом Аррениуса зависит от температуры хранения Т:
k=k₀exp(-E/RT),
где k - константа скорости реакции при температуре Т,
k₀ - постоянная величина,
Е - энергия активации,
R - газовая постоянная,
и снижается в (2-3) раза с уменьшением температуры на каждые 10^oС, достигая минимального значения при температуре плавления (минус 0,89^oС, см. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. /Под ред. В.М. Кудрявцева. М., Высшая школа, 1993 г., кн.1, с. 131).

С другой стороны, подача пероксида водорода в двигатели при температуре плавления ухудшает характеристики двигателей по сравнению с подачей при номинальной температуре, в частности значительно увеличивается время выхода двигателя на режим.

Задачей изобретения является увеличение срока хранения химически нестабильного жидкого компонента ракетного топлива двигательной установки космического объекта при сохранении характеристик двигателей.

Для этого в способе хранения жидкого компонента ракетного топлива двигательной установки космического объекта, включающем размещение компонента топлива в баке внутри космического объекта и термостатирование бака с компонентом топлива, термостатирование осуществляют в двух разных непересекающихся температурных диапазонах: на активных участках полета - в диапазоне (Т_н-ΔТ_н, Т_н+ΔТ_н), где Т_н - номинальная температура подачи компонента топлива в двигатели, ΔТ_н - эксплуатационный допуск на номинальную температуру, а на пассивных участках полета - в диапазоне (Т_х-ΔТ_х, Т_х+ΔТ_х), где Т_х - температура хранения компонента топлива, ΔТ_х - эксплуатационный температурный допуск в условиях хранения, причем Т_х+ΔТ_х<Т_н-ΔТ_н.

Кроме того, нижняя граница температурного диапазона при термостатировании бака с компонентом топлива на пассивных участках полета равна максимальной температуре плавления компонента топлива в условиях хранения.

Реализация способа может быть осуществлена, например, с помощью устройства, изображенного на чертеже, где цифрами обозначены:
1 - бак с топливом;
2 - теплообменник,
3 - контур циркуляции "горячего" теплоносителя;
4 - контур циркуляции "холодного" теплоносителя;
5 - общий контур циркуляции теплоносителя.

На активных участках полета спускаемого аппарата (двигательная установка включена) бак с топливом 1 термостатируют в диапазоне температур подачи топлива в двигатели (Т_н-ΔТ_н, Т_н+ΔТ_н), где Т_н - номинальная температура подачи, ΔТ_н - эксплуатационный допуск на номинальную температуру, за счет прокачки через теплообменник 2, установленный на баке 1, "горячего" теплоносителя, поступающего из контура циркуляции "горячего" теплоносителя 3.

На пассивных участках полета спускаемого аппарата (двигательная установка выключена) подача "горячего" теплоносителя из контура 3 прекращена, бак 1 с хранящимся в нем топливом термостатируют в диапазоне температур (Т_х-ΔТ_х, Т_х+ΔТ_х), где Т_х - температура хранения, ΔТ_х - эксплуатационный допуск в условиях хранения, с более низкими температурами, чем в диапазоне температур подачи топлива в двигатели (Т_х+ΔТ_х<Т_н-ΔТ_н), за счет прокачки "холодного" теплоносителя, поступающего из контура циркуляции "холодного" теплоносителя 4 в теплообменник 2, установленный в общем контуре циркуляции теплоносителя 5. Для получения наибольшего эффекта нижнюю границу температурного диапазона Т_х-ΔТ_х выбирают равной максимальной температуре плавления компонента топлива в условиях хранения.

Способ реализуется в следующей последовательности действий и режимов.

После старта космического корабля и в период нахождения спускаемого аппарата на орбите в теплообменник бака подают "холодный" теплоноситель и термостатируют бак с топливом 1, например с пероксидом водорода, в температурном диапазоне с нижней границей, равной максимальной температуре плавления пероксида водорода в условиях хранения, в данном случае - в диапазоне (0,6)^oС.

Перед сходом спускаемого аппарата с орбиты до включения двигательной установки прекращают подачу в теплообменник бака "холодного" теплоносителя и подают "горячий" теплоноситель с температурой (20±5)^oС, что соответствует номинальной температуре подачи пероксида водорода в двигатели с учетом эксплуатационного допуска. Время переключения подачи "холодного" теплоносителя на "горячий" определяют с таким расчетом, чтобы в момент включения двигательной установки бак с пероксидом водорода был прогрет до заданной температуры.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для длительного хранения химически нестабильного компонента жидкого ракетного топлива двигательной установки на борту космического объекта в условиях полета. Способ включает размещение компонента топлива в баке внутри космического объекта и термостатирование бака с компонентом топлива. Термостатирование осуществляют в двух разных непересекающихся температурных диапазонах: на активных участках полета в диапазоне (Т_н-ΔТ_н, Т_н+ΔТ_н), где Т_н - номинальная температура подачи компонента топлива в двигатели, ΔТ_н - эксплуатационный допуск на номинальную температуру, а на пассивных участках полета - в диапазоне (Т_х-ΔТ_х, Т_х+ΔТ_х), где Т_х - температура хранения компонента топлива, ΔТ_х - эксплуатационный температурный допуск в условиях хранения, причем Т_х+ΔТ_х<Т_н-ΔТ_н. Кроме того, нижняя граница температурного диапазона при термостатировании бака с компонентом топлива на пассивных участках полета равна максимальной температуре плавления компонента топлива в условиях хранения. Технический результат - увеличение срока хранения жидкого компонента ракетного топлива двигательной установки космического объекта. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Способ хранения жидкого компонента ракетного топлива двигательной установки космического объекта, включающий размещение компонента топлива в баке внутри космического объекта и термостатирование бака с компонентом топлива, отличающийся тем, что термостатирование бака с компонентом топлива осуществляют в двух разных непересекающихся температурных диапазонах: на активных участках полета – в диапазоне (Т_н–ΔТ_н, Т_н+ΔТ_н), где Т_н – номинальная температура подачи компонента топлива в двигатели, ΔТ_н – номинальный эксплуатационный допуск, а на пассивных участках полета – в диапазоне (Т_х–ΔТ_х, Т_х+ΔТ_х), где Т_х – температура хранения компонента топлива, ΔТ_х – эксплуатационный допуск в условиях хранения, причем Т_х+ΔТ_х<Т_н–ΔТ_н.2. Способ по п.1, отличающийся тем, что термостатирование бака с компонентом топлива на пассивных участках полета космического аппарата осуществляют в температурном диапазоне, нижняя граница которого равна максимальной температуре плавления компонента топлива в условиях хранения.