RU2324628C2 - Способ диагностики состояния разделителя топливного бака вытеснительной системы подачи топлива на космический объект - Google Patents
Способ диагностики состояния разделителя топливного бака вытеснительной системы подачи топлива на космический объект Download PDFInfo
- Publication number
- RU2324628C2 RU2324628C2 RU2006106293/11A RU2006106293A RU2324628C2 RU 2324628 C2 RU2324628 C2 RU 2324628C2 RU 2006106293/11 A RU2006106293/11 A RU 2006106293/11A RU 2006106293 A RU2006106293 A RU 2006106293A RU 2324628 C2 RU2324628 C2 RU 2324628C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas
- tank
- liquid
- fuel
- cavity
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Изобретение относится к двигательным системам космических объектов. Согласно предлагаемому способу отсекают газовую магистраль подачи газа наддува и жидкостную магистраль подачи жидкого топлива на космический объект. Тем самым образуют с помощью разделителя два герметически замкнутых объема: газовый и жидкостный. Каждый объем включает в себя газовую (жидкостную) полость топливного бака и часть газовой (жидкостной) магистрали с нормально закрытым пускоотсечным клапаном. Создают предварительным наддувом заданное давление в газовой полости бака и однофазный состав топлива в жидкостной полости бака. Фиксируют начальные давление и температуру газа в газовой полости бака. Периодически измеряют давление и температуру в газовой полости бака и температуру в жидкостной его полости. Диагноз состояния разделителя устанавливают из анализа динамики изменения измеряемого давления в газовой полости бака. При нарушении целостности разделителя это давление будет стремиться к некоторому равновесному значению, вычисляемому по определенной зависимости. Технический результат изобретения состоит в возможности диагностировать, в том числе на ранней стадии и в автоматическом режиме, как быстро, так и медленно развивающиеся неисправности разделителя топливного бака, ведущие к нарушению его целостности. 3 ил.
Description
Изобретение относится к космической технике, к области проектирования и эксплуатации вытеснительных систем (ВС) подачи топлива двигательной установки (ДУ) космических аппаратов (КА), а именно к системам контроля и диагностики неисправностей в ВС при эксплуатации в космосе.
Рассматриваются ВС, где вытесняющий газ воздействует на жидкие компоненты топлива через разделительный элемент (далее разделитель) бака [1, с.20], что позволяет снять вопросы совместимости топлива и вытесняющего газа, ориентации жидкого компонента топлива в состоянии невесомости и надежной подачи, например, в камеру жидкостного ракетного двигателя [2, с.145].
Выход из строя (повреждения в виде трещин, микронеплотностей сквозного характера или полное разрушение) разделителя бака приводит к попаданию вытесняющего газа в компоненты топлива, что приводит к выделению в системах подачи свободного газа из топлива, попаданию газа на входы в ДУ и нарушению режимов ее работы.
В процессе полета КА разделитель бака ВС подвергается механическим воздействиям (статическим, вибрационным и ударным нагрузкам, линейным ускорениям и акустическому шуму), которые могут приводить к неисправности разделителя. Причем неисправность может быть быстро и медленно развивающейся. Быстрая неисправность, приводящая к существенному нарушению целостности разделителя, при контроле, например за перепадом давления на разделителе, может достаточно ярко проявиться. Однако в ряде случаев (для разделителей с малой жесткостью, для разделителей с переменной жесткостью или когда абсолютная погрешность измерения перепада давления на разделителе сравнима с величиной его жесткости) изменение перепада давления в баке не столь заметно и выявить нарушение целостности разделителя по этому параметру затруднительно. Кроме того, медленные неисправности разделителя бака проявляются в показаниях контрольных параметров значительно слабее. Особенно слабо выражены медленные неисправности малой степени, такие как незначительные утечки компонента топлива в газовую полость бака или газа наддува в жидкостную полость бака при незначительных по величине повреждениях разделителя. В результате чего даже для достаточно отработанных или серийно изготовленных ВС, на которых устранены основные конструктивные недоработки и дефекты, могут проявиться (особенно для такого чувствительного элемента как разделитель бака) скрытые, редко проявляющиеся конструктивные дефекты или неисправности. Они связаны с новыми условиями работы ДУ в составе КА, или случайными производственными дефектами, присущими данному конкретному экземпляру ВС, или ухудшением характеристик надежности из-за изменения технологии изготовления, не улавливаемой используемыми системами контроля качества изготовления.
Так возникает задача диагностики состояния пневмогидравлической системы (ПГС), в частности разделителя топливного бака вытеснительной системы подачи, возможного нарушения целостности разделителя на этапе предварительного наддува топливного бака и не выявленного, после механических воздействий на разделитель, на предыдущих этапах эксплуатации КА.
Таким образом, задачей нового технического решения является создание надежного способа диагностики состояния разделителя топливного бака после механических воздействий на него в процессе эксплуатации КА на этапе предварительного наддува топливного бака предшествующего режиму перелива топлива из жидкостной полости бака.
Техническим результатом, получаемым при использовании настоящего изобретения, является возможность:
- по динамике изменения давления в газовой полости бака диагностировать как быстро развивающуюся неисправность разделителя бака, так и медленно развивающуюся;
- установить факт потери герметичности разделителя бака на более ранней стадии (до режима перелива топлива из бака) и таким образом предотвратить попадание газа наддува на входы в ДУ и нарушение режимов работы ДУ;
- дать прогнозную оценку ожидаемого падения давления в топливном баке при нарушении именно целостности разделителя.
Поставленная задача достигается способом диагностики состояния разделителя топливного бака вытеснительной системы подачи топлива на космический объект, заключающаяся в том, что отсекают газовую магистраль подачи газа наддува и жидкостную магистраль подачи жидкого топлива потребителю на космический объект, образуя разделителем два герметически замкнутых объема - газовый: Vг, включающий газовую полость топливного бака и часть газовой магистрали с нормально закрытым пускоотсечным клапаном, и жидкостный: Vж, включающий жидкостную полость топливного бака и часть жидкостной магистрали с нормально закрытым пускоотсечным клапаном; измеряют начальные давление (Рнг) и температуру (Тнг) газа в газовой полости бака после наддува бака при однофазном составе топлива в жидкостной полости бака; периодически и одновременно измеряют суммарное давление (ΣРкг) газа наддува и давление паров жидкого топлива и температуру (Ткг) в газовой полости бака, температуру (Ткж) в жидкостной полости бака и вычисляют равновесное суммарное давление (ΣРк) газа наддува и давление насыщенных паров жидкого топлива по выражению
где А=Vг+ξ·Vж·В·Ткг; ξ - коэффициент Генри; В - удельная газовая постоянная газа наддува; b1, b2, b3 - коэффициенты зависимости давления насыщенных паров топлива от температуры; по измеренным значениям ΣРкг и вычисленным для тех же моментов времени значениям ΣРк строят кривые зависимости ΣРкг и ΣРк от времени, а диагностику проводят по результатам сравнения этих зависимостей между собой в каждый момент времени и судят о нарушении целостности разделителя бака при выполнении условия mod(ΣРк-ΣРкг)≤ΔY, где ΔY определяется с учетом предельных абсолютных погрешностей Δ(ΣРкг), ΔРнг измерения давлений и погрешностей ΔТкг, ΔТнг, ΔТкж измерения температур, по выражению
В качестве конкретного примера на фиг.1 изображен фрагмент пневмогидравлической схемы, реализующей предлагаемый способ; на фиг.2 приведен возможный вариант кривых для зависимостей ΣPкг и ΣРк от времени, поясняющих суть способа; в таблице на фиг.3 приведены результаты примера реализации предложенного способа.
Фрагмент на фиг.1 состоит из последовательно расположенных регулятора давления 1 рабочего газа наддува, регулятора расхода 2, пускоотсечного клапана 3 на газовой магистрали 4 с установленными на ней датчиками давления 5 и температуры 6; топливного бака 7, включающего газовую полость 8, отделенную разделителем 9 от жидкостной полости 10; датчиков температуры 11 и давления 12 на жидкостной магистрали 13 с установленным на ней пускоотсечным клапаном 14.
Ставится задача диагностики состояния разделителя 9 на этапе предварительного наддува топливного бака 7, т.е. на последнем этапе до начала перелива топлива из бака 7. Поставленная задача реализуется следующим образом.
Отсекают газовую магистраль 4 подачи газа наддува и жидкостную магистраль 13 подачи жидкого топлива потребителю на космический объект, образуя разделителем 9 два герметически замкнутых объема - газовый: Vг, включающий газовую полость 8 топливного бака 7 и часть газовой магистрали 4 с нормально закрытым пускоотсечным клапаном 3, и жидкостный: Vж, включающий жидкостную полость 10 топливного бака 7 и часть жидкостной магистрали 13 с нормально закрытым пускоотсечным клапаном 14.
Эти замкнутые объемы еще на этапе наземной подготовки вакуумируют и жидкостную полость 10 топливного бака 7 заправляют топливом, предварительно освобожденным от посторонних газовых включений, так что давление в свободной газовой подушке [3, с.18] в жидкостной полости 10 будет соответствовать давлению насыщенных паров топлива.
На этапе предварительного наддува топливного бака 7 сжатый газ, имеющий на входе регулятора давления 1 газа наддува произвольное давление, но заведомо большее уставки регулятора давления 1, приобретает на выходе стабильное давление. Регулятор расхода 2 газа наддува при наличии на входе газ со стабильным давлением обеспечивает протекание газа через себя со стабильным расходом. После открытия нормально закрытого пускоотсечного клапана 3 давление в газовой полости 8 плавно нарастает благодаря стабильному расходу газа, задаваемому регулятором давления 1 и регулятором расхода 2. Газ наддува, попадающий через участок газовой магистрали 4 в газовую полость 8 топливного бака 7, при давлении, превышающем жесткость разделителя 9, перемещает его в сторону жидкостной полости 10. Давление наддува топливного бака 7 подобрано так, что в результате повышения давления в газовой подушке в жидкостной полости 10 пары топлива конденсируются до исчезновения газовой подушки, в результате чего создаем заданное давление в газовой полости бака и однофазный состав топлива в жидкостной полости 10 топливного бака 7. Когда давление в контролируемом газовом объеме достигает величины уставки регулятора давления 1, что фиксирует датчик давления 5, поступает команда на закрытие пускоотсечного клапана 3. Фиксируют для начального момента времени τ=τн начальное давление (Рнг) датчиком давления 5 и начальную температуру (Тнг) газа датчиком температуры 6 в газовой полости 8 топливного бака 7. Периодически и одновременно через временной интервал Δτ, в зависимости от информативности информационно-телеметрической системы, для момента времени τ=τк=τн+к·Δτ(к=0,1,2,...) измеряют суммарное давление (ΣРкг) газа наддува и паров жидкого топлива датчиком давления 5 и температуру (Ткг) датчиком температуры 6 в газовой полости 8 топливного бака 7, а также температуру (Ткж) датчиком температуры 11 в жидкостной полости 10 топливного бака 7.
Вычисляют ожидаемое равновесное суммарное давление (ΣРк) газа наддува и насыщенных паров жидкого топлива по выражению (1).
По измеренным значениям ΣРкг и вычисленным для тех же моментов времени значениям ΣРк строят кривые зависимостей ΣРкг и ΣРк от времени, как показано на фиг.2, а диагностику проводят по результатам сравнения этих зависимостей между собой в каждый момент времени и судят о нарушении целостности разделителя бака при выполнении условия mod(ΣРк-ΣРкг)≤ΔY, где ΔY определяется с учетом предельных абсолютных погрешностей измерения давлений и температур по выражению (2).
При нарушении целостности разделителя на поверхности контакта газа наддува с топливом протекает процесс абсорбции газа. Скорость процесса массопереноса газа наддува из объема Vг в топливо (в объем Vж) определяется степенью отклонения системы топливо - газ от равновесия, физическими свойствами топлива и газа, способом соприкосновения фаз [3, с.57]. Также необходимо учитывать, что процесс растворения газа жидкостью сопровождается выделением или поглощением тепла (для жидкостей органического происхождения - поглощением тепла [3, с.56]).
Зависимости (1) и (2) в предположении нарушения целостности разделителя топливного бака получены следующим образом.
Очевидно, для анализируемой системы (Vг+Vж), по мере растворения топливом (массопереноса) газа наддува из объема Vг в объем Vж, давление в газовой полости бака будет падать, приближаясь к равновесному давлению. На фиг.2 приведена кинетика абсорбции, т.е. скорость процесса массопередачи, представленная в виде варианта зависимости от времени t суммарного давления газа наддува и паров жидкого топлива в газовой полости бака при стремлении к равновесному давлению. Определим суммарную массу (ΣМг) газа наддува для τ=τн в объеме Vг, используя уравнение Менделеева - Клапейрона [4, с. 151] для идеального газа, по выражению
Очевидно, при периодическом контроле за изменением давления и температуры в газовой и жидкостной частях топливного бака, для любого момента времени τ=τк при абсорбции должно соблюдаться соотношение
где Мк и mк - масса газа наддува, оставшегося в объеме Vг, и масса газа, растворенного в жидкости объемом Vж.
Массу газа наддува в объеме Vг для момента времени τ=τк, аналогично (3), можно определить из соотношения
где Ркг - парциальное давление газа наддува в объеме Vг.
Статика процесса абсорбции газа определяет состояние, которое устанавливается при весьма продолжительном соприкосновении фаз (газа наддува и жидкого топлива) и для ракетного топлива подчиняется закону Генри, в соответствии с которым растворимость газа наддува прямо пропорциональна парциальному давлению газа наддува (р) над жидкостью
где с - равновесная концентрация газа в жидкости.
Коэффициент растворимости Генри определяется физико-химическими свойствами жидкости и в диапазоне рассматриваемых давлений является функцией температуры [5, с. 13].
Откуда для равновесного состояния жидкости и газа определяем массу (m) растворенного в топливе газа наддува
а массу газа наддува (М), оставшуюся в объеме Vг, аналогично (5), определим из соотношения
где Т - температура газа и жидкости для равновесного состояния.
Подставляя (3), (7), (8) в соотношение ΣМг=М+m, определим парциальное давление газа наддува (р) для равновесного состояния из выражения
Откуда суммарное давление для равновесного состояния в газовой полости топливного бака определим из выражения
где Ps(T) - давление насыщенных паров компонента топлива отвечает зависимости [3, с.18]
где b1, b2, b3 - экспериментально полученные коэффициенты для данной топливной композиции зависимости давления насыщенных паров компонента топлива от температуры топлива.
В объеме Vг для каждого момента времени τ=τк, принимая в первом приближении температуру газа наддува Т=Ткг и температуру топлива Т=Ткж, используя (9) и (10), вычислим ожидаемое при равновесии суммарное давление ΣРк (складывается из суммы парциальных давлений: вычисленной с использованием закона Генри давления газа наддува (Рк) и давления насыщенных паров жидкого топлива (Ps)):
Откуда с учетом (12) выражение (13) представляем в виде (1). Очевидно, с течением времени τ=τк=τн+к·Δτ(к=0,1,2,...), жидкость и газ в объеме Vг+Vж стремятся к равновесному состоянию, при этом параметры (в том числе и периодически контролируемые) ΣРкг, ΣРк, Ркг, Мк, mк, Ткг, Ткж будут соответственно стремиться: ΣРкг→ΣРк→ΣР, Ркг→Рк→р, Мк→М, mк→m, Ткг→Т, Ткж→Т.
Периодически измеряемое суммарное давление ΣРкг (складывается из суммы парциальных давлений газа наддува и давления паров жидкого топлива) в объеме Vг для каждого момента времени τ=τк сравниваем с вычисленным (ожидаемым) суммарным давлением ΣРк, получаемым в результате прогнозной оценки при стремлении системы жидкость - газ, в контролируемом объеме Vг+Vж, к равновесному состоянию.
Вычисленное по (1) значение к-го параметра ΣРк сравниваем с измеренным ΣРкг до тех пор (в пределах планируемой продолжительности данной проверки), пока не получим следующий результат:
где ΔY - величина допустимого расхождения вычисленного и измеренного давлений для данного момента времени τ=τк.
Примем за величину допустимого расхождения в соответствии с теорией погрешностей [6, с.132] предельную абсолютную погрешность ΔY функции f(ΣРкг, Рнг, Ткг, Тнг, Ткж)=ΣРк-ΣРкг переменных ΣРкг, Рнг, Ткг, Тнг, Ткж, считая, что для значений переменных ΣРкг, Рнг, Ткг, Тнг, Ткж известны предельные абсолютные погрешности, равные Δ(ΣРкг), ΣРнг, ΔТкг, ΔТнг, ΔТкж, соответственно. В первом приближении при определении ΔY в диапазоне рассматриваемых давлений будем считать ξ не зависящей от температуры.
ΔY равна сумме произведений модулей частных производных функции f(ΣРкг, Рнг, Ткг, Тнг, Ткж) по переменным ΣРкг, Рнг, Ткг, Тнг, Ткж на предельную абсолютную погрешность соответствующего значения переменной, откуда
Исходя из физического смысла поставленной задачи в выражении (15) слагаемые под знаком модуля могут принимать только положительные значения. Учитывая это обстоятельство, из (15) получаем (2).
Необходимо отметить, что по динамике изменения ΣРкг от времени и скорости сближения кривых зависимостей Ркг и Рк от времени можно судить о степени повреждения разделителя бака и дальнейшей корректировке планируемой продолжительности данной проверки.
Приведем конкретный пример реализации предложенного способа диагностики состояния разделителя топливного бака вытеснительной системы подачи.
При диагностике состояния разделителя топливного бака единицы измерения величин взяты в системе СИ.
В качестве примера ракетного топлива, заправленного в жидкостную полость 10 топливного бака 7, будем рассматривать компонент топлива, примерно соответствующий по своим свойствам четырехокиси азота (N2О4) [5, с.14-16], а в качестве газа наддува рассматриваем азот (N2). Для азота удельная газовая постоянная В=R/μ=8,31·103/28=297 Дж/(кг·К), где R - универсальная газовая постоянная, μ - молекулярный вес газа.
На этапе предварительного наддува топливного бака 7 сжатый газ, имеющий на входе регулятора давления 1 газа наддува произвольное давление, но заведомо большее уставки регулятора давления 1, приобретает на выходе стабильное давление (положим 2·106 Па). Регулятор расхода 2 газа наддува при наличии на входе газа со стабильным давлением обеспечивает протекание газа через себя со стабильным расходом. После открытия нормально закрытого пускоотсечного клапана 3 давление в газовой полости 8 плавно нарастает благодаря стабильному расходу газа, задаваемому регулятором давления 1 и регулятором расхода 2. Газ наддува, попадающий через участок газовой магистрали 4 в газовую полость 8 топливного бака 7, при давлении, превышающем жесткость разделителя 9, перемещает его в сторону жидкостной полости 10. Давление наддува бака 7 подобрано так, что в результате повышения давления в газовой подушке в жидкостной полости 10 пары топлива в полости 10 конденсируются до исчезновения газовой подушки, в результате чего создаем заданное давление в газовой полости 8 бака 7 и однофазный состав топлива в жидкостной полости 10 бака 7. Когда давление в контролируемом газовом объеме Vг достигает величины уставки регулятора давления 1 (2·106 Па), что фиксирует датчик давления 5, поступает команда на закрытие пускоотсечного клапана 3.
В результате разделителем 9 бака 7 и нормально закрытыми пускоотсечными клапанами 3 и 14 газовая и жидкостная части пневмогидравлической магистрали разделены на два герметически замкнутых объема Vг и Vж соответственно. Полагаем объем Vг=10-2 м3, а Vж=2·10-1 м3.
Фиксируем для начального момента времени τ=τн начальное давление (Рнг) датчиком давления 5 (соответствующее уставке регулятора давления 1 Рнг=2·106 Па) и начальную температуру (Тнг) газа датчиком температуры 6 (положим Tнг=293 К) в газовой полости 8 топливного бака 7.
Фиксируем также для τ=τн начальное давление (Рнж) датчиком давления 12 (положим Pнж=19,25·105 Па) и начальную температуру (Тнж) топлива датчиком температуры 11 (положим Тнж=293 К) в жидкостной полости 10 бака 7. Положим известной жесткость (J) разделителя бака J=0,75·105 Па. Как видно из результатов измерения в начальный момент времени перепад давления в баке ΔР=Рнг-Рнж=20,00·105-19,25·105=0,75·105 Па, что соответствует величине жесткости разделителя. Однако при всей полезности данной информации она может быть взята под сомнение, если абсолютная погрешность δ(ΔР) окажется одного порядка с искомой величиной ΔР. Так, полагая абсолютные погрешности непосредственно измеряемых величин Рнг и Рнж, равными, соответственно ΔРнг=0,8·105 Па и ΔРнж=0,7·105 Па, определим среднеквадратичную погрешность измерения величины ΔР [3, с. 229]
δ(ΔР)≈[(ΔРнг)2+(ΔРнж)2]1/2=[(0,8·105)2+(0,7·105)2]1/2=1,06·105 Па,
т.е. величина погрешности δ(ΔР) оказалась даже выше величины ΔР.
Таким образом, для приведенного примера выявить нарушения в разделителе с помощью контроля за перепадом давления в баке по результатам измерения датчиками давления 5 и 12 не представляется возможным.
Периодически и одновременно с интервалом Δτ, в зависимости от информативности информационно-телеметрической системы, для каждого момента времени τ=τк=τн+к·Δτ(к=0,1,2,...), измеряем давление (ΣРкг) датчиком давления 5 и температуру (Ткг) датчиком температуры 6 в газовой полости 8 бака 7, а также температуру (Ткж) датчиком температуры 11 в жидкостной полости 10 бака 7 и находим прогнозируемое по зависимости (1) в первом приближении равновесное давление ΣРк, корректируя его по (1) на каждом временном шаге. В выражении (1) принимаем коэффициенты b1, b2, b3 для выбранной топливной композиции по данным [5, с.15-16] зависимости упругости пара от температуры, равными: b1=56,6064; b2=-5405,09; b3=-4,6977.
По измеренным значениям ΣРкг и вычисленным для тех же моментов времени значениям ΣРк строим кривые зависимости ΣРкг и ΣРк от времени, как показано на фиг.2, а диагностику проводим по результатам сравнения этих зависимостей между собой в каждый момент времени и судим о нарушении целостности разделителя бака при выполнении условия (14). ΔY определяем с учетом предельных абсолютных погрешностей измерения давлений (полагаем Δ(ΣРкг)=0,8·105 Па, ΔРнг=0,8·105 Па) и температур (полагаем ΔТкг=2 К, ΔТнг=2 К, ΔТкж=1,5 К) по выражению (2).
Предположим получили следующие результаты измерений контролируемых параметров (ΣРкг, Ркж, Ткг, Ткж), а также прогнозируемого по зависимости (1) равновесного давления ΣРк, которые сведены в таблицу на фиг.3.
Например, для к=1, измерили ΣРкг=1,3·106 Па и Ткг и Ткж, равными 292 К и 294 К, соответственно. Коэффициент Генри будем принимать для температуры в первом приближении, равной средней арифметической Ткг и Ткж. Тогда коэффициент Генри с учетом [5, с.16] предположим принимает значение ξ=21,1·10-7 кг/м3·Па). Откуда по зависимости (1)
А=Vг+ξ·Vж·В·Ткг=10-2+21,1·10-7·2·10-1·297·292=4,66·10-2 м3 и
ΣРк=Рнг·Vг·Ткг/Тнг/А+exp(b1+b2/Ткж+b3·lnTкж)=2·106·10-2·292/292/4,66·10-2+ехр(56,6064-5405,09/294-4,6977·ln294)=4,28·105+1,01·105=5,29·105 Па.
Определим по зависимости (2)
ΔY=Δ(ΣРкг)+ΔРнг·Vг·Ткг/Тнг/А+ΔТкг·(Рнг·Vнг/Тг/А-Рнг·Vг·Ткг·ξ·Vж·В/Тнг/А2)+ΔТнг·Рнг·Vг·Ткг/Тнг 2/А+ΔТкж·exp(b1+b2/Ткж+b3·lnTкж)·(-b2/Ткж 2+b3/Ткж)=0,8·105+0,8·105·10-2·292/293/4,66·10-2+2·(2·106·10-2/293/4,66·10-2-2·106·10-2·292 21,1·10-7·2·10-1·297/293/(4,66·10-2)2)+22·106·10-2·292/2932/4,66·10-2+1,5ехр(56,6064-5405,09/294-4,6977·ln294)(5405,09/2942-4,6977/294)=1,08·105 Па.
Откуда mod(ΣРк-ΣРкг)=mod(5,3·105-1,3·106)=7,7·105 Па, что больше соответствующего ΔY=1,08·105 Па.
Продолжаем диагностику состояния разделителя для к=2, 3 и т.д. до получения верности условия mod(ΣРк-ΣРкг)≤ΔY. Как видно из результатов примера на фиг.3, для к=4 mod(ΣРк-ΣРкг)=mod(5,3·105-6,0·105)=0,7·105 Па, что меньше соответствующего ΔY=1,08·105 Па. Таким образом, условие (14), начиная с к=4, выполнено, т.е. система жидкость - газ в объеме Vг+Vж стремится к равновесному состоянию, а именно к ожидаемому равновесному давлению ΣРк согласно закону Генри, что позволяет утверждать о нарушении именно целостности разделителя бака.
По кинетике абсорбции, как это видно из фиг.2 и таблицы на фиг.3, возможны варианты различных скоростей падения давления ΣРкг(τ), что позволяет судить о степени отклонения системы топливо - газ от равновесия, о влиянии физических свойств топлива и газа, о возможных способе и суммарной площади соприкосновения фаз, о скорости развития неисправности разделителя (быстрая или медленная неисправности).
Таким образом, предлагаемый способ диагноза состояния разделителя топливного бака вытеснительной системы подачи позволяет:
1) по динамике изменения давления в газовой полости бака диагностировать как быстро развивающуюся неисправность разделителя бака, так и медленно развивающуюся;
2) установить факт потери герметичности разделителя бака на более ранней стадии (до режима перелива топлива из бака) и таким образом предотвратить попадание газа наддува на входы в ДУ и нарушение их работы;
3) дать прогнозную оценку ожидаемого падения давления в топливном баке при нарушении именно целостности разделителя;
4) автоматизировать процесс диагноза состояния разделителя топливного бака с помощью системы управления, используя аналоговую информацию, поступающую с соответствующих датчиков давления и температуры.
ЛИТЕРАТУРА
1. Пневмогидравлические системы двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями. /Под ред. академика В.Н.Челомея. - М.: Машиностроение, 1978, 240 с.
2. В.А.Володин, Ю.Н.Ткаченко. Конструкция и проектирование ракетных двигателей. 2-е изд., перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1984. 272 с.
3. Отработка пневмогидросистем двигательных установок ракет-носителей и космических аппаратов с ЖРД. / Д.А.Полухин, В.М.Орещенко, В.А.Морозов. - М.: Машиностроение, 1987. - 248 с.
4. Б.М.Яворский и А.А.Детлаф. Справочник по физике. - изд. пятое, стереотипное. - М.: Наука, Гл. ред.физ.-мат. лит., 1971. - 940 с.
5. Гидродинамика двухфазных потоков в системах питания энергетических установок. / Э.В.Венгерский, В.А.Морозов, Г.Л.Усов. - М.: Машиностроение, 1982. - 128 с.
6. И.Н.Бронштейн, К.А.Семендяев. Справочник по математике для инженеров и учащихся втузов. Издание тринадцатое, исправленное. М.: Наука, 1986, 544 с.
Claims (1)
- Способ диагностики состояния разделителя топливного бака вытеснительной системы подачи топлива на космический объект, заключающийся в том, что отсекают газовую магистраль подачи газа наддува и жидкостную магистраль подачи жидкого топлива потребителю на космический объект, образуя разделителем два герметически замкнутых объема: газовый (Vг), включающий газовую полость топливного бака и часть газовой магистрали с нормально закрытым пускоотсечным клапаном, и жидкостный (Vж), включающий жидкостную полость топливного бака и часть жидкостной магистрали с нормально закрытым пускоотсечным клапаном, измеряют начальные давление (Рнг) и температуру (Тнг) газа в газовой полости бака после наддува бака при однофазном состоянии топлива в жидкостной полости бака, периодически и одновременно измеряют суммарное давление (ΣРкг) газа наддува и паров жидкого топлива и температуру (Ткг) в газовой полости бака, температуру (Ткж) в жидкостной полости бака и вычисляют равновесное суммарное давление (ΣРк) газа наддува и насыщенных паров жидкого топлива по выражениюгде А=Vг+ξ·Vж·В·Ткг; ξ - коэффициент Генри, В - удельная газовая постоянная газа наддува, b1, b2, b3 - экспериментальные коэффициенты в зависимости давления насыщенных паров топлива от температуры, по измеренным значениям ΣРкг и вычисленным для тех же моментов времени значениям ΣРк строят кривые зависимости ΣPкг и ΣРк от времени, а диагностику проводят по результатам сравнения этих зависимостей между собой в каждый момент времени и судят о нарушении целостности разделителя бака при выполнении условияmod(ΣPк-ΣPкг)≤ΔY,где ΔY определяется с учетом предельных абсолютных погрешностей Δ(ΣРкг), ΔРнг измерения давлений и погрешностей ΔТкг, ΔТнг, ΔТкж измерения температур, выражением
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006106293/11A RU2324628C2 (ru) | 2006-02-28 | 2006-02-28 | Способ диагностики состояния разделителя топливного бака вытеснительной системы подачи топлива на космический объект |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006106293/11A RU2324628C2 (ru) | 2006-02-28 | 2006-02-28 | Способ диагностики состояния разделителя топливного бака вытеснительной системы подачи топлива на космический объект |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2006106293A RU2006106293A (ru) | 2007-10-10 |
RU2324628C2 true RU2324628C2 (ru) | 2008-05-20 |
Family
ID=38952237
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2006106293/11A RU2324628C2 (ru) | 2006-02-28 | 2006-02-28 | Способ диагностики состояния разделителя топливного бака вытеснительной системы подачи топлива на космический объект |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2324628C2 (ru) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2528772C1 (ru) * | 2013-06-19 | 2014-09-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Способ смесевого наддува топливных баков жидкостной ракетной двигательной установки и жидкостная ракетная двигательная установка |
RU2549582C2 (ru) * | 2013-08-01 | 2015-04-27 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Способ баллистического обеспечения полета космического аппарата |
RU2666032C2 (ru) * | 2014-01-09 | 2018-09-05 | ФОРД ГЛОУБАЛ ТЕКНОЛОДЖИЗ ЭлЭлСи | Способ для двигателя (варианты) и топливная система двигателя |
RU2775946C1 (ru) * | 2021-04-16 | 2022-07-12 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ предпусковой инерционной сепарации в невесомости газовых включений в жидком компоненте топлива орбитального блока (варианты) |
-
2006
- 2006-02-28 RU RU2006106293/11A patent/RU2324628C2/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2528772C1 (ru) * | 2013-06-19 | 2014-09-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Способ смесевого наддува топливных баков жидкостной ракетной двигательной установки и жидкостная ракетная двигательная установка |
RU2549582C2 (ru) * | 2013-08-01 | 2015-04-27 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Способ баллистического обеспечения полета космического аппарата |
RU2666032C2 (ru) * | 2014-01-09 | 2018-09-05 | ФОРД ГЛОУБАЛ ТЕКНОЛОДЖИЗ ЭлЭлСи | Способ для двигателя (варианты) и топливная система двигателя |
RU2775946C1 (ru) * | 2021-04-16 | 2022-07-12 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ предпусковой инерционной сепарации в невесомости газовых включений в жидком компоненте топлива орбитального блока (варианты) |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2006106293A (ru) | 2007-10-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP1930568B1 (en) | Method and system for monitoring process states of an internal combustion engine | |
US20060010898A1 (en) | System for refrigerant charging with constant volume tank | |
US7254954B2 (en) | Refrigerant charging system and method using cartridges and scale | |
CN107941307B (zh) | 一种常规大型液体发动机推进剂流量现场校准系统及方法 | |
US11203950B2 (en) | On-board estimator engine sensor fault accommodation in engine control | |
US20140298893A1 (en) | Method for testing the integrity of a hydrophobic porous diaphragm filter | |
RU2324628C2 (ru) | Способ диагностики состояния разделителя топливного бака вытеснительной системы подачи топлива на космический объект | |
EP3527803B1 (en) | On-board estimator actuator system fault accommodation in engine control | |
US10859426B2 (en) | Method of inspecting flow rate measuring system | |
US10082445B2 (en) | Method for monitoring the change in state of a valve by measuring pressure | |
CN102253240B (zh) | 一种石英挠性加速度计安全使用边界确定方法 | |
CN105510039B (zh) | 一种模拟高空环境下发动机起动的测试系统及方法 | |
BR112013009845B1 (pt) | Processo de comando de uma turbomáquina e unidade eletrônica para o comando de uma turbomáquina | |
CN205333312U (zh) | 一种模拟高空环境下发动机起动的测试系统 | |
US11319834B2 (en) | On-board estimator sensor drift detection in engine control | |
US20180258883A1 (en) | Method for controlling the pressure and a mixture ratio of a rocket engine, and corresponding device | |
CN109854957B (zh) | 一种封闭式的低填充率并联贮箱加注方法 | |
KR101676943B1 (ko) | 동적 연료 소비량 측정을 위한 장치의 기능 시험 방법 | |
US11598289B1 (en) | Propellant volume and mixture ratio control | |
RU2327128C2 (ru) | Способ контроля потери герметичности разделителя бака вытеснительной системы подачи топлива двигательной установки космических аппаратов | |
US20110246151A1 (en) | Method and a system for estimating a stream temperature in a turbojet | |
RU2298774C1 (ru) | Способ контроля герметичности емкостей | |
KR101839463B1 (ko) | Pvt 유체 잔량 측정 장치 및 그 방법 | |
EP2447793B1 (en) | Method for ascertaining process values for a process controll | |
RU2297372C2 (ru) | Способ заправки теплоносителем гидравлических систем терморегулирования космических аппаратов, снабженных гидропневматическим компенсатором объемного расширения рабочего тела |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20110301 |