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 (Тн) и в конце (Тк) процесса перелива топлива, а измерение температуры (Тт) и давления (Рт) в газовой полости опорожняемого топливного бака в конце процесса, при этом объем перелитого топлива (Vт) из опорожняемого бака определяют по соотношению
где Mг - масса газа наддува в баллоне в начале процесса, кг;
В - удельная газовая постоянная газа наддува, Дж/(кг·К);
к - показатель адиабаты;
Vт[м3]; Тт[К]; Тк[К]; Тн[К]; Рт[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 Vт 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;
Mг - 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 Тн, Тк - температура газа наддува в начале и в конце процесса;
Рн, Рк - давление газа наддува в начале и в конце процесса;
к - показатель адиабаты.
По уравнению (2) давление газа Рн, Рк в баллоне газа наддува объемом V в начале и в конце процесса перелива топлива при известной в начале процесса массе Мг газа наддува в баллоне определим из выражений
где Мт - масса газа наддува, поступившая в газовую полость 9 опорожняемого бака 8.
Мт определяем из соотношения (2)
где Vт* - увеличение объема газовой полости в опорожняемом баке в конце процесса перелива;
Рт и Тт - давление и температура газа в газовой полости опорожняемого бака 8 в конце процесса перелива.
Подставляя (4), (5), (6) в (3), получим выражение для Vт*
Объем Vт* считаем равным объему вытесненной жидкости, т.е. объему перелитого топлива Vт из опорожняемого бака. Откуда получаем соотношение для определения объема перелитого топлива Vт 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 Мг=1,5 кг.
В начале процесса перелива топлива измерили температуру гелия в баллоне газа наддува, положим, равной Тн=303 К. В конце процесса перелива фиксируем в баллоне газа наддува температуру гелия Тк=283 К, а в газовой полости опорожняемого бака - давление гелия Рт=19·105 Па и температуру гелия Тт=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 включает наддув топлива в опорожняемом баке газом наддува и перелив компонентов топлива из опорожняемого бака в заправляемый бак. Объем перелитого топлива из опорожняемого бака определяют по соотношению исходя из температуры газа наддува в начале и в конце процесса перелива топлива и температуры и давления в газовой полости опорожняемого топливного бака в конце процесса. Изобретение повысит надежность системы заправки топливом космического летательного аппарата на орбите и упростит конструкцию топливного бака и надежность его герметизации. 1 ил.
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 (Тн) и в конце (Тк) процесса перелива топлива, а измеряют температуру (Тт) и давление (Рт) в газовой полости опорожняемого топливного бака в конце процесса, при этом объем перелитого топлива (Vт) из опорожняемого бака определяют по соотношению Vт=В·Тт·Мг·[1-(Тк/Тн)1/(к-1)]/Рт, где Mг - масса газа наддува в баллоне в начале процесса, кг; В - удельная газовая постоянная газа наддува, Дж/(кг·К); к - показатель адиабаты; Vт[м3]; Тт[К]; Тк[К]; Тн[К]; Рт[Па].
| ОТСЕК КОМПОНЕНТОВ ДОЗАПРАВКИ | 1998 |
|
RU2132804C1 |
