RU2261357C2 - Способ заправки топливом космического летательного аппарата на орбите - Google Patents
Способ заправки топливом космического летательного аппарата на орбите Download PDFInfo
- Publication number
- RU2261357C2 RU2261357C2 RU2003118963/06A RU2003118963A RU2261357C2 RU 2261357 C2 RU2261357 C2 RU 2261357C2 RU 2003118963/06 A RU2003118963/06 A RU 2003118963/06A RU 2003118963 A RU2003118963 A RU 2003118963A RU 2261357 C2 RU2261357 C2 RU 2261357C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- tank
- fuel
- gas
- refueling
- emptied
- Prior art date
Links
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
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.
Description
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.
Claims (1)
- 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].
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003118963/06A RU2261357C2 (ru) | 2003-06-24 | 2003-06-24 | Способ заправки топливом космического летательного аппарата на орбите |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003118963/06A RU2261357C2 (ru) | 2003-06-24 | 2003-06-24 | Способ заправки топливом космического летательного аппарата на орбите |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2003118963A RU2003118963A (ru) | 2004-12-20 |
RU2261357C2 true RU2261357C2 (ru) | 2005-09-27 |
Family
ID=35850217
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2003118963/06A RU2261357C2 (ru) | 2003-06-24 | 2003-06-24 | Способ заправки топливом космического летательного аппарата на орбите |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2261357C2 (ru) |
-
2003
- 2003-06-24 RU RU2003118963/06A patent/RU2261357C2/ru not_active IP Right Cessation
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP3128298B1 (en) | Methods and systems for direct fuel quantity measurement | |
US4987775A (en) | Propellant measurement system | |
Dipprey et al. | Orbital express propellant resupply servicing | |
RU2261357C2 (ru) | Способ заправки топливом космического летательного аппарата на орбите | |
Hart et al. | Design of the 3-D Printed Cold Gas Propulsion Systems for the VISORS Mission | |
JPS62502187A (ja) | 地球からスペースクラフト及び流体推進剤を地球上空の抵重力環境に輸送するための装置及び方法 | |
CN108454887A (zh) | 一种平衡排放的双组元推进装置及控制方法 | |
ARNZEN | Failure mode and effect analysis: a powerful engineering tool for component and system optimization | |
RU2560645C1 (ru) | Система выдачи импульсов тяг | |
ANGLIM | Space shuttle aft propulsion subsystem | |
RU2345933C1 (ru) | Многоступенчатая ракета-носитель | |
RU2265131C2 (ru) | Вытеснительная система перелива с разделением жидкости и газа для заправки на орбите космических аппаратов | |
RU2301181C2 (ru) | Способ определения массы космической станции в полете | |
Rotenberger et al. | Orbital Express fluid transfer demonstration system | |
Harrington | Pistonless Dual Chamber Rocket Fuel Pump: Testing and Performance | |
RU2407907C1 (ru) | Система подачи топлива | |
RU2533592C1 (ru) | Система подачи топлива двигательной установки космического аппарата | |
Sapozhnikov et al. | Experimental evaluation of rational pre-launch acceleration parameters to provide liquid-propellant rocket sustainer engine launch in microgravity | |
Roudakov et al. | The prospects of hypersonic engines in-flight testing technology development | |
RU2119082C1 (ru) | Система наддува топливных баков двигательной установки космического летательного аппарата | |
Meiss et al. | Evolution and Status of the Orion-ESM Propulsion Subsystem | |
RU2157981C2 (ru) | Автоматическая система для испытания герметичности замкнутых объемов | |
RU2098326C1 (ru) | Способ определения массы сборки космических объектов в процессе изменения параметров орбиты | |
Reisert et al. | Flight and Operational Experiences With Pilot Operated Reaction Contorls | |
Morino et al. | Vibration test of 1/5 scale H-II launch vehicle |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20110625 |