УПРАВЛЯЕМАЯ СИСТЕМА ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ ЖИДКОГО КОМПОНЕНТА РАКЕТНОГО ТОПЛИВА ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ КОСМИЧЕСКОГО ОБЪЕКТА В УСЛОВИЯХ ПЕРЕМЕННОЙ ВНЕШНЕЙ ТЕПЛОВОЙ НАГРУЗКИ Российский патент 2007 года по МПК B64G1/50 F25B21/02 

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.

Известны системы термостатирования жидкого компонента ракетного топлива двигательной установки космического объекта (см RU 2222479 В 64 G 1/50 27.01.2004, RU 2225810 В 64 G 1/50 20.03.2004, GB 2002907 G 01 N 27/12 1979, JP 62000727 F 23 N 5/24 1987).

Наиболее близким по технической сути к предложенному является изобретение RU 2225810 В 64 G 1/50 20.03.2004, которое характеризует систему термостатирования жидкого компонента ракетного топлива двигательной установки космического объекта, содержащую топливный бак с теплоизоляцией, контур циркуляции теплоносителя с теплообменником и нагнетателем, а также тепловой аккумулятор и радиатор-охладитель, отличающуюся 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.

Предполагается, что при постоянном напряжении питания термобатарея поддерживает постоянную разность температур между своими обкладками и, следовательно, температура охлаждаемого бака с топливом имеет уровень отличный на эту разность от температуры аккумулятора холода, но стабильность, равную стабильности температуры аккумулятора холода.

Известное устройство действительно реализует заявленную схему стабилизации температуры, но при одном условии - величина внешних притоков тепловой энергии будет постоянной.

Это условие большей частью не соблюдается, например для космического корабля, меняющего в процессе полета свою ориентацию относительно солнца. В предложенном устройстве нестабильность притока внешней энергии обусловит нестабильность температуры охлаждаемого бака, что заставило предпринять поиск новых технических решений устройств, реализующих приведенный выше способ обеспечения длительной сохранности топлива космического корабля.

Технический результат заключается в увеличении срока хранения жидкого компонента ракетного топлива двигательной установки космического объекта в полете при сохранении характеристик двигателей.

Для достижения указанного результата предлагается управляемая система термостатирования жидкого компонента ракетного топлива двигательной установки космического объекта в условиях переменной внешней тепловой нагрузки, содержащая топливный бак, контур циркуляции теплоносителя с теплообменником и нагнетателем, радиатор-охладитель, а также термоэлектрическую батарею, установленную на наружной поверхности бака, «холодная» коммутационная пластина которой, на которой установлен первый датчик температуры, по всей своей наружной поверхности образует тепловой контакт с наружной поверхностью бака, а «горячая» коммутационная пластина, на которой установлен второй датчик температуры, по всей своей наружной поверхности образует тепловой контакт с теплообменником, при этом термоэлектрическая батарея получает электропитание от управляемого блока питания, при этом система содержит еще одну термоэлектрическую батарею и управляемый блок питания, две термоэлектрические батареи разделены по электропитанию на два одинаковых канала, каждый из которых питается от независимых управляемых блоков питания, управляемые блоки питания выполнены с возможностью изменения напряжения питания по сигналу от блоков управления, которые получают сигналы от индивидуальных первых датчиков температуры и общего второго датчика температуры, причем при перегреве «горячей» коммутационной пластины по сигналу второго датчика температуры электропитание соответствующей термоэлектрической батареи отключается и восстанавливается при понижении температуры, а по сигналам первых датчиков температуры производится изменение напряжения питания.

На фиг.1 представлена структурная функциональная схема управляемой системы термостатирования жидкого компонента ракетного топлива двигательной установки космического объекта в условиях переменной внешней тепловой нагрузки, где топливный бак 1, термоэлектрическая батарея 2, контур циркуляции теплоносителя 3, первый и второй датчики температуры 4 и 5 соответственно, управляемый блок питания 6 и блок управления 7.

Управляемая система термостатирования жидкого компонента ракетного топлива двигательной установки космического объекта в условиях переменной внешней тепловой нагрузки работает следующим образом.

Управляемый блок питания 6 подает на термоэлектрическую батарею 2 напряжение, пропорциональное подаваемому на него сигналу от блока управления 7.

Блок управления 7 получает сигналы от первого и второго датчиков температуры 4 и 5, расположеных с горячей и холодной сторон термоэлектрической батареи 2, и по заданному алгоритму вырабатывает сигнал управления управляемым блоком питания 6. Алгоритм обеспечивает автоматическое управление величиной холодопроизводительности термоэлектрической батареи 2 с учетом максимальной экономичности потребления электроэнергии.

Алгоритм блока управления 7 составлен таким образом, что при прекращении подачи теплоносителя и перегрева теплоперехода с горячей стороны по сигналу второго датчика 5, на нем электропитание термомодулей отключается и восстанавливается при понижении температуры на теплопереходе.

Следует отметить, что предлагаемое устройство не требует в своем составе наличия аккумулятора тепла. Автоматика устройства парирует изменение температуры теплоносителя путем изменения режима работы термоэлектрической батареи 3.

Существенное повышение надежности дает дублирование системы термоэлектрического охлаждения. Применение двух независимых каналов охлаждения позволяет повысить равномерность охлаждения бака с топливом, поскольку при поломке электронники одного из каналов одна термоэлектрическая батарея, питаемая исправным блоком остается работоспособной и препятствует перетоку тепловой энергии от теплоносителя к баку.

Изобретение относится к устройствам регулирования температуры на борту объектов ракетно-космической техники, преимущественно в условиях полета. Предлагаемая система термостатирования содержит топливный бак, контур циркуляции теплоносителя с теплообменником и нагнетателем, радиатор-охладитель, а также две термоэлектрические батареи. "Холодные" коммутационные пластины этих батарей, на которых установлены первые датчики температуры, по всей своей наружной поверхности образуют тепловой контакт с наружной поверхностью бака. "Горячие" коммутационные пластины, на которых установлен второй, общий для них датчик температуры, образуют аналогичный тепловой контакт с теплообменником. Термоэлектрические батареи получают электропитание от независимых управляемых блоков питания, которые выполнены с возможностью изменения напряжения питания по сигналу от блоков управления. Последние получают сигналы от индивидуальных первых датчиков температуры и общего второго датчика температуры. При перегреве какой-либо "горячей" коммутационной пластины по сигналу второго датчика температуры электропитание термоэлектрической батареи отключается и восстанавливается при понижении температуры. По сигналам первых датчиков температуры производится изменение напряжения питания. Технический результат изобретения заключается в увеличении срока хранения жидкого компонента ракетного топлива двигательной установки космического объекта в полете при сохранении характеристик двигателей. 1 ил.

Управляемая система термостатирования жидкого компонента ракетного топлива двигательной установки космического объекта в условиях переменной внешней тепловой нагрузки, содержащая топливный бак, контур циркуляции теплоносителя с теплообменником и нагнетателем, радиатор-охладитель, а также термоэлектрическую батарею, установленную на наружной поверхности бака, "холодная" коммутационная пластина которой, на которой установлен первый датчик температуры, по всей своей наружной поверхности образует тепловой контакт с наружной поверхностью бака, а "горячая" коммутационная пластина, на которой установлен второй датчик температуры, по всей своей наружной поверхности образует тепловой контакт с теплообменником, при этом термоэлектрическая батарея получает электропитание от управляемого блока питания, отличающаяся тем, что содержит еще одну термоэлектрическую батарею и управляемый блок питания, при этом две термоэлектрические батареи разделены по электропитанию на два одинаковых канала, каждый из которых питается от независимых управляемых блоков питания, управляемые блоки питания выполнены с возможностью изменения напряжения питания по сигналу от блоков управления, которые получают сигналы от индивидуальных первых датчиков температуры и общего второго датчика температуры, причем при перегреве "горячей" коммутационной пластины по сигналу второго датчика температуры электропитание соответствующей термоэлектрической батареи отключается и восстанавливается при понижении температуры, а по сигналам первых датчиков температуры производится изменение напряжения питания.