вытеснительная система перелива с разделением жидкости и газа для заправки на орбите космических аппаратов

Формула изобретения

1. Вытеснительная система перелива топлива с разделением жидкости и газа для заправки на орбите космических аппаратов, содержащая баллоны с газом наддува, регулятор давления, опорожняемый топливный бак с вытеснительной мембраной, разделяющей на жидкостную и газовую полости, линию перелива с клапаном, заправляемый бак с линией дренажа, отличающаяся тем, что на линии перелива между опорожняемым баком и клапаном дополнительно установлен компенсатор теплового расширения топлива с объемом, определяемым из выражения

V=4··R ³·{ _v·[T+T ₀·Pd·Fo·f(Fo)/3]/4-[(1+ ₁·T) ³-1]/3},

где {f(Fo)=26/3·Fo²+1/30·Fo при Fo [0; 0,15]; f(Fo)=-1,22·Fo²+2,19·Fo-0,1 при Fo (0,15, 1]}; V - объем компенсатора, м³;

Т ₀ - начальная температура поверхности опорожняемого топливного бака, К;

T - разница между максимальной и начальной температурами поверхности топливного бака, К;

R - радиус топливного бака, м;

_v - средний коэффициент объемного расширения топлива в интервале [Т₀, Т₀+T], 1/K;

₁ - коэффициент теплового расширения материала опорожняемого бака, 1/K;

Pd, Fo - критерии Предводителева и Фурье соответственно.

2. Вытеснительная система перелива топлива с разделением жидкости и газа для заправки на орбите космических аппаратов по п.1, отличающаяся тем, что компенсатор выполнен в виде емкости с гибким разделителем жидкости и газа, газовая полость которой соединена с газовой полостью опорожняемого бака, а жидкостная полость с жидкостной полостью этого бака.

3. Вытеснительная система перелива топлива с разделением жидкости и газа для заправки на орбите космических аппаратов по п.2, отличающаяся тем, что в качестве гибкого разделителя жидкости и газа использован сильфон.

4. Вытеснительная система перелива топлива с разделением жидкости и газа для заправки на орбите космических аппаратов по п. 3, отличающаяся тем, что сильфонный разделитель выполнен из нержавеющей стали.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к космической технике, а именно к повторной заправке топливом космических летательных аппаратов (КЛА) на орбите функционирования с помощью вытеснительных систем с разделением жидкости и газа.

Повторная заправка (дозаправка) 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. Повторная заправка топливом осуществляется при длительном полете орбитальной станции типа международной космической станции (МКС) с помощью кораблей-заправщиков, например грузовых транспортных КЛА типа "Прогресс" [1, с.105]. Повторная заправка может проходить как с помощью членов экипажа КЛА, так и в автоматическом режиме. Заправка космических ракет топливом на околоземной орбите может потребоваться при осуществлении межпланетных пилотируемых полетов. Повторная заправка на орбите значительно расширяет возможности космических полетов за счет увеличения разгоняемого с орбиты полезного груза.

Осуществление заправки космических летательных аппаратов или перелива компонентов топлива на околоземной орбите является сложной технической задачей, которая включает в себя все операции, необходимые при выведении КЛА на околоземную орбиту с заданными высотой и наклонением. Кроме того, необходимо выполнить такие дополнительные операции, как встреча на орбите корабля-заправщика с заправляемым космическим аппаратом и осуществление их стыковки. Причем в зависимости от используемого метода повторной заправки (в случае участия космонавтов) от членов экипажа может потребоваться выполнение определенных операций вне КЛА.

Рассматривается вытеснительная система с аккумулятором давления газа для перелива компонентов топлива с разделением жидкости и газа в топливном баке. Использование таких систем вызвано, в первую очередь, их простотой и надежностью в работе, поскольку обеспечивает вытеснение компонента топлива независимо от положения КЛА в пространстве, что особенно важно при автоматической дозаправке КЛА на орбите. Такую систему целесообразно применять для компонентов топлива с повышенной плотностью и, как правило, агрессивных, что предъявляет к материалам разделителя требование совместимости с компонентами топлива. В наибольшей степени указанным требованиям удовлетворяют металлические вытеснительные мембраны, выполненные из нержавеющей стали или алюминия [2, с.145].

Повторная заправка на орбите с помощью вытеснительных систем с разделением жидкости и газа ограничивается, как правило, только применением для небольших количеств некриогенных компонентов [4, с.6].

Известны вытеснительные системы перелива топлива с разделением жидкости и газа для заправки на орбите космических аппаратов [2, с.144]. Вытеснительные системы содержат баллоны высокого давления, заполненные газом, топливные баки с вытеснительными мембранами, отделяющие жидкий компонент топлива от вытесняющего газа, газовые магистрали, связывающие баллоны наддува с газовыми полостями топливных баков. На газовых магистралях установлены пускоотсечные клапаны и редукторы давления газа. Под давлением вытесняющего газа мембрана прогибается и вытесняет жидкий компонент топлива из бака. Однако применение таких вытеснительных систем перелива топлива из баков, использующих в качестве разделителя в баках металлические мембраны или диафрагмы, ограничено количеством срабатываний и малым числом повторных циклов заполнения [3, с.20].

Прототипом вытеснительной системы перелива топлива с разделением жидкости и газа для заправки на орбите космических аппаратов выбрана система перелива топлива, описанная на с.6 [4] "Заправка космических ракет на орбите. Обзор изд. ГОНТИ №4, 1971" (источник приведен в патенте РФ №2132804, В 64 G 1/40, 9/00).

Система содержит баллоны с газом наддува, регулятор давления, опорожняемый топливный бак с вытеснительной мембраной, разделяющей жидкость от газа, линию перелива с клапаном, заправляемый бак с линией дренажа. В этой системе заправки газ наддува (Не), сжатый до высокого давления, из баллонов поступает в регулятор давления, настроенный на заданный расход и выходное расчетное давление, необходимое для выдавливания топлива (N₂O₄; N₂H₄ ) из бака. Под давлением газа наддува в газовой полости опорожняемого бака, расположенного на корабле-заправщике, мембрана деформируется в сторону жидкости и вытесняет топливо в жидкостную магистраль и далее в заправляемый бак, установленный на КЛА.

На этапе хранения топлива в опорожняемом баке, до момента наддува бака, в жидкостной полости бака предусмотрена газовая подушка, состоящая из насыщенных паров топлива, компенсирующая расширение топлива при увеличении температуры окружающей среды [5, с.18]. Одним из критических моментов в данной системе перелива является возможное разрушение разделительной мембраны при перерывах в заправке, т.е. при повторных переливах топлива из опорожняемого бака. Данная ситуация возникает при ограничении приема топлива в заправляемый бак и длительном хранении оставшегося топлива или при возникновении каких-либо нештатных ситуаций, требующих прекращения процесса перелива и последующего хранения топлива в баке. В данной ситуации в жидкостной полости опорожняемого бака отсутствует газовая подушка, т.е. имеем однофазное хранение топлива в жидкостной полости бака, что приводит к перемещениям мембраны при расширении или сжатии топлива. При изменении внешних температурных условий с ростом температуры происходит расширение топлива в жидкостной полости бака и вытеснительная мембрана перемещается в сторону газовой полости, а затем при понижении температуры - опять в сторону жидкостной полости. Температурные колебания могут происходить, например, на каждом витке орбитального полета КЛА и вызваны изменением освещенности топливного бака Солнцем. При таких многократных температурных колебаниях мембрана вышла бы из строя [4, с.6].

Недостатком известной системы заправки топлива является низкая надежность системы при повторном переливе, вызванная разрушением разделительной мембраны бака при внешних температурных колебаниях.

Техническим результатом, получаемым при использовании настоящего изобретения, является создание вытеснительной системы перелива топлива с разделением жидкости и газа для заправки на орбите космических аппаратов, которая обладала бы повышенной надежностью при повторной заправке. Указанный технический результат достигается вытеснительной системой перелива топлива с разделением жидкости и газа для заправки на орбите космических аппаратов, содержащей баллоны с газом наддува, регулятор давления, опорожняемый топливный бак с вытеснительной мембраной, разделяющей на жидкостную и газовую полости, линию перелива с клапаном, заправляемый бак с линией дренажа, на линии перелива между опорожняемым баком и клапаном дополнительно установлен компенсатор теплового расширения топлива с объемом, определяемым из выражения

где

V - объем компенсатора, м³;

Т₀ - начальная температура поверхности опорожняемого топливного бака, К;

T - разница между максимальной и начальной температурами поверхности топливного бака, К;

R - радиус топливного бака, м;

_v - средний коэффициент объемного расширения топлива в интервале [Т₀, Т₀+T], 1/K;

₁ - коэффициент теплового расширения материала опорожняемого бака, 1/K;

Pd, Fo - критерии Предводителева и Фурье соответственно.

Компенсатор выполнен в виде емкости с гибким разделителем жидкости и газа, газовая полость которой соединена с газовой полостью опорожняемого бака, а жидкостная полость - с жидкостной полостью этого бака. В качестве гибкого разделителя жидкости и газа использован сильфон. В качестве материала сильфонного разделителя использована нержавеющая сталь.

Емкость компенсатора теплового расширения топлива представляет собой сосуд, герметично разделенный на газовую и жидкостную полости гибким разделителем с меньшей жесткостью, чем жесткость вытеснительной мембраны опорожняемого бака. Поэтому эта емкость, при правильном выборе ее объема, берет на себя все температурные изменения объема топлива в опорожняемом баке и тем самым снимает нагрузку с мембраны.

Основными преимуществами сильфонного разделителя являются: полная герметичность, долговечность применения, большой ход растяжения (с увеличением длины до 30 раз) [2, с.146].

Из-за агрессивности среды, в которой работает сильфонный разделитель в вытеснительной системе перелива топлива с разделением жидкости и газа для заправки на орбите космических аппаратов, предлагается изготавливать сильфон из нержавеющей стали. Такие разделители обеспечивают высокий коэффициент вытеснения и большое (до 1000) число циклов срабатывания [2, с.146].

Суть изобретения поясняется на фиг.1.

Предлагаемая вытеснительная система перелива топлива с разделением жидкости и газа для заправки на орбите космических аппаратов состоит из следующих основных узлов, деталей и агрегатов. Баллон 1 (или батарея баллонов) с газом наддува соединен через газовую магистраль 2 с последовательно установленными на ней пневмоклапаном 3 и регулятором давления 4, с газовой полостью 5 опорожняемого бака 6 с вытеснительной мембраной 7, разделяющей газовую полость 5 от жидкостной полости с топливом 8. Опорожняемый бак 6 через жидкостную магистраль 9 с установленным на ней клапаном 10 связан с заправляемым баком 11 с клапаном дренажа 12, компенсатор 13 - с гибким разделителем 15, выполненным в виде сильфона, отделяющим жидкость и газ. Газовая полость 14 компенсатора 13 соединена с газовой полостью 5 опорожняемого бака 6, а жидкостная полость 16 компенсатора 13 соединена с жидкостной полостью с топливом 8 опорожняемого бака 6.

Работает вытеснительная система перелива топлива с разделением жидкости и газа для заправки на орбите космических аппаратов следующим образом.

После встречи и стыковки на орбите корабля-заправщика и заправляемого топливом КЛА (не показаны) и проведения необходимых проверок качества стыковки жидкостной магистрали 9 (в частности, проверки герметичности состыкованных магистралей), соединяющей опорожняемый бак 6 на корабле-заправщике с заправляемым баком 11 на КЛА. При подтверждении системой контроля и автоматического управления требуемого качества стыковки (в частности, допустимых величин утечки газа из состыкованных магистралей при проверке их герметичности) система готова к заправке. Производят наддув опорожняемого бака 6, для чего открывают нормально закрытый пневмоклапан 3. Газ наддува из баллона 1 по газовой магистрали 2 проходит через регулятор давления 4, настроенный на заданное выходное давление, и попадает в газовую полость 5. Это давление необходимо для перелива топлива 8 посредством вытеснительной мембраны 7 из опорожняемого бака 6. Давление наддува бака 6 подобрано так, чтобы в результате повышения давления в газовой подушке пары топлива сконденсировались до исчезновения газовой подушки, в результате чего имеем однофазное хранение топлива 8 в баке 6. Система готова к переливу топлива 8 в заправляемый бак 11. На жидкостной магистрали 9 открывают клапан 10. Под давлением газа наддува вытеснительная мембрана 7 перемещается в сторону жидкостной полости с топливом 8, происходит перелив топлива 8 по жидкостной магистрали 9 из бака 6 в заправляемый бак 11 с меньшим давлением, регулируемым с помощью клапана дренажа 12. При наддуве бака 6 или после останова процесса перелива топлива 8 в опорожняемом баке 6 до следующего этапа перелива в жидкостной полости с топливом 8 могут происходить периодические температурные изменения объема жидкости, которые берет на себя компенсатор 13. При изменении внешних температурных условий, например, с ростом температуры бака 6 происходит расширение топлива 8 в опорожняемом баке 6 на объем V _т. Поскольку жесткость гибкого разделителя 15 компенсатора 13 меньше жесткости вытеснительной мембраны 7 бака 6, то этот объем топлива V _т (за вычетом увеличения объема бака V _б при расширении материала бака) поступает в жидкостную полость 16 объемом V, рассчитанным по выражению (1), растягивая гибкий разделитель 15 в сторону газовой полости 14. Таким образом, при многократных температурных колебаниях снимается нагрузка с вытеснительной мембраны 7 и тем самым предотвращается ее разрушение.

Объем компенсатора определяется следующим образом. Полагаем, что при нагревании среды температура поверхности бака с топливом, выполненного в виде шара с внутренним радиусом R, является заданной линейной функцией времени

где Т(r,0)=Т₀ - температура в баке и на его поверхности при =0, К;

- текущее время, изменяющееся от 0 до , с;

b=[Т(R,)-Т ₀]/, К/с.

Ограничимся случаями, когда критерий Фурье изменяется в интервале [0,1], что практически и реализуется в большинстве случаев при использовании некриогенных топливных компонентов и [6, с.44-45].

В данной постановке для температуры в центре бака (r=0) получена графическая зависимость в критериальной форме (фиг.2) [7, с.283], которую можно описать зависимостью вида

где

Pd, Fo - критерии Предводителева и Фурье соответственно.

Из (3) с учетом (4) получим зависимость температуры в центре бака

где

Полагаем линейной зависимость изменения температуры по радиусу бака и так как вторая производная функции температуры от радиуса бака больше нуля, как видно из [7, с.283], получим максимально возможное увеличение объема топлива в баке для = из выражения

где _v - средний коэффициент объемного расширения топлива в температурном интервале [Т₀,T(R,)], 1/К;

Т(r,)=T _min+(T_max-T_min)·r/R;

T_min=T(0,);

T_max=T(R,)=T ₀+b.

После интегрирования (6) получаем выражение для V _т

Определим изменение внутреннего объема бака V _б при нагревании его на T=T _max-Т₀.

Поскольку радиус R бака намного больше толщины его стенки, то с достаточной степенью точности можно определить его радиус R^* после нагрева бака на Т из выражения

где ₁ - коэффициент теплового расширения материала бака.

Откуда V _б определим из выражения

Используя выражения (7) и (9) с учетом (5) и (6), определяем объем компенсатора V

V=V _Т ^*-V _б=4··R ³·{ _v·[T+T ₀·Pd·Fo·f(Fo)/3]/4-[(1+ ₁·T) ³-1]/3}.

Приведем пример расчета объема компенсатора, где в качестве топлива используется жидкость типа НДМГ [2, с.69], [3, с.104], [5, с.52], [6, с.45]. Радиус бака примем R=0,37 м. Полагаем, что температура бака изменяется за время =4,32·10 ⁵ с от Т₀=278 К до Т_max=303 К, откуда b=·Т/=(Т _max-Т₀)/=25/4,32·10 ^-5 К/с. Предполагаем, что бак выполнен из алюминия и ₁=2·10^-5 1/К. Коэффициент объемного расширения топлива примем _v=1,4·10^-3 1/К.

Примем для топлива:

- коэффициент теплопроводности =0,162 Вт/(м·К);

- удельная теплоемкость с=2805 Дж/(кг·К);

- плотность =790 кг/м³.

Определим коэффициент температуропроводности а=/(с·)=7,31·10 ^-8м²/с.

Определим число Фурье [7, с.40] Fo=·/(с··R ²)=0,23.

Определим критерий Предводителева [7, с.281] Pd=b·R²/(a·T₀)=0,39. Откуда по выражению (1) определяем объем компенсатора V=4··0,37 ³·{1,4·10^-3·[25+278·0,39·0,23·(-1,22·0,23 ²+2,19·0,23-0,1)/3]/4-[(1+2·10^-5 ·25)³-1]/3}=5,9·10^-3 м³ .

Таким образом, установка компенсатора теплового расширения на линии перелива топлива из опорожняемого бака с объемом, рассчитываемым по формуле (1), для вытеснительной системы перелива топлива с разделением жидкости и газа для заправки на орбите космических аппаратов позволяет повысить надежность системы в процессе ее эксплуатации на орбите и расширить функциональные возможности рассматриваемой системы, поскольку позволяет эксплуатировать систему и после перерывов в заправке космического аппарата, допуская в течение этого перерыва многократные колебания температуры топлива в опорожняемом баке.

Литература

1. Космонавтика. Энциклопедия. - М.: Советская энциклопедия, 1985.

2. В.А.Володин, Ю.Н.Ткаченко. Конструкция и проектирование ракетных двигателей. М.: Машиностроение, 1984.

3. Пневмогидравлические системы двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями. Под ред. акад. В.Н.Челомея. - М.: Машиностроение, 1978.

4. Заправка космических ракет на орбите (Обзор по материалам иностранной печати), ГОНТИ №4, 1971.

5. Д.А.Полухин, В.М.Орещенко, В.А.Морозов. Отработка пневмогидросистем двигательных установок ракет-носителей и космических аппаратов с ЖРД. М.: Машиностроение, 1987.

6. Ракетные двигатели / Т.М.Мелькумов, Н.И.Мелик-Пашаев, П.Г.Чистяков, А.Г.Шиуков. М.: Машиностроение, 1976.

7. А.В.Лыков. Теория теплопроводности. М.: Высшая школа, 1967.