СИСТЕМА ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ ЖИДКОГО КОМПОНЕНТА РАКЕТНОГО ТОПЛИВА ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ КОСМИЧЕСКОГО ОБЪЕКТА Российский патент 2004 года по МПК B64G1/50 

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

Известна пассивная система термостатирования жидкого кислорода объединенной двигательной установки многоразового орбитального корабля "Буран", представляющая собой экранно-вакуумную тепловую изоляцию, установленную на наружной поверхности бака. (Многоразовый орбитальный корабль "Буран". Под ред. Ю.П.Семенова и др. - М.: Машиностроение, 1995, с.205).

Пассивная система термостатирования не обеспечивает длительного хранения компонента топлива в полете.

Наиболее близкой к предлагаемому решению по технической сущности является активная система термостатирования жидкого компонента ракетного топлива двигательной установки космического объекта, выбранная за прототип, содержащая бак с тепловой изоляцией, холодильник с источником электропитания, контур циркуляции теплоносителя с нагнетателем и теплообменником в баке, а также контур циркуляции теплоносителя с нагнетателем и радиатором-охладителем (излучателем) для сброса тепла. (Некоторые вопросы проектирования двигательных установок ракет-носителей, разгонных блоков и орбитальных кораблей, работающих на криогенных компонентах топлива. Сборник статей под ред. Б.А. Соколова. В сб.: Ракетно-космическая техника. Сер. ХII, вып.1-2. Расчет, проектирование и испытания космических систем. ОНТИ, 2000, с.66). Вместо радиатора-охладителя для сброса тепла может быть использован тепловой аккумулятор, представляющий собой теплообменник в баке с другим компонентом топлива. (Там же, с.64 рис. I-III).

В известных системах термостатирование компонента топлива в период хранения и в период подачи его в двигатели осуществляется при одной и той же температуре, что не позволяет достичь наиболее длительного срока хранения компонента топлива в полете и одновременно обеспечить номинальные условия работы двигателей.

Например, для пероксида водорода номинальная температура подачи компонента в двигатели, как и практически для всех применяемых высококипящих компонентов, составляет (20±5)°С. Срок же хранения жидкого пероксида водорода увеличивается в (2-3) раза при снижении температуры на каждые 10°С вплоть до температуры плавления минус 0,89°С. (Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. Под ред. В.М.Кудрявцева. - М.: Высшая школа, 1993, кн.1, с. 131).

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

С этой целью в системе термостатирования жидкого компонента ракетного топлива двигательной установки космического объекта, содержащей топливный бак с теплоизоляцией, контур циркуляции теплоносителя с теплообменником и нагнетателем, а также тепловой аккумулятор и радиатор-охладитель в контуре циркуляции по теплоносителю последовательно соединены нагнетатель, теплообменник и тепловой аккумулятор, который соединен теплопроводом с радиатором-охладителем, введена термоэлектрическая батарея, установленная на наружной поверхности бака, при этом холодная коммутационная пластина термоэлектрической батареи по всей своей наружной поверхности образует тепловой контакт с наружной поверхностью бака, а горячая коммутационная пластина по всей своей наружной поверхности образует тепловой контакт с теплообменником.

Кроме того, тепловой аккумулятор установлен в контуре циркуляции теплоносителя между теплообменником и выходом нагнетателя.

Сущность изобретения поясняется чертежом.

На чертеже изображен пример устройства для хранения однокомпонентного топлива двигательной установки космического объекта, где цифрами обозначены:

1 - топливный бак;

2 - термоэлектрическая батарея;

3 - нагнетатель;

4 - контур циркуляции теплоносителя;

5 - теплообменник;

6 - холодная коммутационная пластина;

7 - горячая коммутационная пластина;

8 - теплоизоляция;

9 - тепловой аккумулятор;

10 - теплопровод;

11 - радиатор-охладитель;

12 - источник электропитания.

До старта космического объекта жидкое топливо заправляется в топливный бак 1. Термоэлектрическая батарея 2, установленная на топливном баке 1, и нагнетатель 3 выключены, прокачка теплоносителя в контуре циркуляции теплоносителя 4 и в теплообменнике 5 отсутствует.

После старта на пассивных участках полета космического объекта двигательная установка выключена, топливо из топливного бака 1 не расходуется, термоэлектрическая батарея 2 и нагнетатель 3 включены. При включенной термоэлектрической батарее 2 через нее проходит постоянный электрический ток от источника электропитания 12, в результате чего между коммутационными пластинами холодной 6 и горячей 7 возникает разность температур, обусловленная эффектом Пельтье, причем, чем ниже температура горячей коммутационной пластины 7, тем ниже температура холодной коммутационной пластины 6. При включенном нагнетателе 3 осуществляется прокачка теплоносителя в контуре циркуляции теплоносителя 4 через теплообменник 5, что обеспечивает термостатирование горячей коммутационной пластины 7, имеющей тепловой контакт с теплообменником 5 по всей своей наружной поверхности. Таким образом, при включенных термоэлектрической батарее 2 и нагнетателе 3 между коммутационными пластинами холодной 6 и горячей 7 возникает разность температур и одновременно термостатируется горячая коммутационная пластина 7, что приводит к охлаждению холодной коммутационной пластины 6 и топливного бака 1, имеющего тепловой контакт с холодной коммутационной пластиной 6 по всей ее наружной поверхности и изолированного от окружающей среды теплоизоляцией 8. Тепло от горячей коммутационной пластины 7 отводится теплоносителем в тепловой аккумулятор 9, а затем по теплопроводу 10 сбрасывается в космическое пространство через радиатор-охладитель 11. Параметры устройств, в частности площадь излучения радиатора-охладителя, выбраны с таким расчетом, чтобы температура теплового аккумулятора 9 в установившемся режиме соответствовала номинальной температуре подачи топлива в двигатели. Тепловой аккумулятор 9 установлен между теплообменником 5 и выходом нагнетателя 3, что позволяет более эффективно сбрасывать тепло, выделяемое самим нагнетателем 3. В качестве теплового аккумулятора 9 может быть использован корпус космического объекта.

На активных участках полета двигательная установка включена, топливо из топливного бака 1 расходуется, термоэлектрическая батарея 2 выключена, нагнетатель 3 включен. При выключенной термоэлектрической батарее 2 температура холодной коммутационной пластины 6 и находящегося с ней в тепловом контакте топливного бака 1 становится равной температуре горячей коммутационной пластины 7, которая, в свою очередь, поддерживается равной температуре теплового аккумулятора 9 благодаря прокачке теплоносителя в контуре циркуляции теплоносителя 4 при включенном нагнетателе 3. Так как температура теплового аккумулятора 9 равна номинальной температуре подачи топлива в двигатели, то с этой же температурой топливо расходуется из топливного бака 1.

Таким образом, данная система обеспечивает хранение топлива на пассивных участках полета космического объекта при более низких температурах, чем номинальная температура подачи топлива в двигатели и тем самым позволяет увеличить срок его хранения, а также обеспечивает подачу топлива в двигатели при номинальной температуре на активных участках полета космического объекта с сохранением характеристик двигателей, что в совокупности позволяет выполнить поставленную задачу изобретения.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для длительного хранения на борту жидкого топлива в условиях космоса. Предлагаемая система содержит топливный бак с теплоизоляцией, контур циркуляции теплоносителя с теплообменником и нагнетателем, а также тепловой аккумулятор и радиатор-охладитель. При этом указанный контур включает в себя тепловой аккумулятор, последовательно соединенный с нагнетателем и теплообменником и сообщенный теплопроводом с радиатором-охладителем. На наружной поверхности бака установлена термоэлектрическая батарея. Ее холодная коммутационная пластина по всей своей наружной поверхности образует тепловой контакт с наружной поверхностью бака, а горячая коммутационная пластина - с теплообменником. Аккумулятор преимущественно установлен в указанном контуре между теплообменником и выходом нагнетателя. На пассивных участках полета включены нагнетатель и батарея, а на активных участках - только нагнетатель. При этом температура аккумулятора поддерживается равной номинальной температуре подачи топлива в двигатели. Технический результат изобретения состоит в увеличении срока хранения топлива в полете, без изменения характеристик двигателей космического объекта. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Система термостатирования жидкого компонента ракетного топлива двигательной установки космического объекта, содержащая топливный бак с теплоизоляцией, контур циркуляции теплоносителя с теплообменником и нагнетателем, а также тепловой аккумулятор и радиатор-охладитель, отличающаяся тем, что указанный контур включает в себя тепловой аккумулятор, последовательно соединенный с нагнетателем и теплообменником и сообщенный теплопроводом с радиатором-охладителем, а на наружной поверхности бака установлена термоэлектрическая батарея, холодная коммутационная пластина которой по всей своей наружной поверхности образует тепловой контакт с наружной поверхностью бака, а горячая коммутационная пластина по всей своей наружной поверхности образует тепловой контакт с теплообменником.2. Система по п.1, отличающаяся тем, что тепловой аккумулятор установлен в контуре циркуляции теплоносителя между теплообменником и выходом нагнетателя.