RU2703745C1 - Device for simulation of hydrodynamic processes in spacecraft fuel tank - Google Patents
Device for simulation of hydrodynamic processes in spacecraft fuel tank Download PDFInfo
- Publication number
- RU2703745C1 RU2703745C1 RU2018146136A RU2018146136A RU2703745C1 RU 2703745 C1 RU2703745 C1 RU 2703745C1 RU 2018146136 A RU2018146136 A RU 2018146136A RU 2018146136 A RU2018146136 A RU 2018146136A RU 2703745 C1 RU2703745 C1 RU 2703745C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- container
- walls
- fuel tank
- liquid
- spacecraft
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M10/00—Hydrodynamic testing; Arrangements in or on ship-testing tanks or water tunnels
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к космической технике, в частности к устройствам для моделирования гидродинамических процессов в топливном баке космического аппарата (КА), снабженном капиллярным заборным устройством. Результаты исследований, полученные посредством моделирования указанных гидродинамических процессов, используются при проектировании топливных баков и систем подачи компонентов ракетного топлива (КРТ) в жидкостных ракетных двигательных установках (ЖРДУ) космических аппаратов, работающих в условиях невесомости (микрогравитации) и подвергающихся действию ускорений при выполнении активных маневров в космическом пространстве.The invention relates to space technology, in particular to devices for modeling hydrodynamic processes in the fuel tank of a spacecraft (SC) equipped with a capillary intake device. The research results obtained by modeling the indicated hydrodynamic processes are used in the design of fuel tanks and rocket fuel component supply systems (CRT) in liquid-propellant rocket propulsion systems (LRE) of spacecraft operating under zero gravity (microgravity) conditions and subjected to accelerations when performing active maneuvers in outer space.
Под невесомостью (или микрогравитацией) принято считать такое состояние тел, когда тела (в том числе и жидкости) не взаимодействуют с опорой (отсутствует сила нормального давления, вызываемая Земным притяжением или притяжением другого небесного тела, и, соответственно, нет трения об опору), а движение тел определяется силами взаимного притяжения (гравитации) и поверхностного натяжения (для жидкостей), которые малы. Абсолютная невесомость недостижима. Например, на Международной космической станции все тела находятся в состоянии микрогравитации, потому что неоднородность гравитационного поля Земли, постоянное изменение положение ориентации станции и другие явления создают ускорения, достигающие значений от 10-4 до 10-1 м/с2. Такая же микрогравитация будет иметь место в топливных баках КА, расположенных на орбите Луны или других космических объектов.Zero gravity (or microgravity) is considered to be such a state of bodies when bodies (including liquids) do not interact with the support (there is no normal pressure force caused by the Earth's gravity or the attraction of another celestial body, and, accordingly, there is no friction on the support), and the motion of bodies is determined by the forces of mutual attraction (gravity) and surface tension (for liquids), which are small. Absolute weightlessness is unattainable. For example, at the International Space Station, all bodies are in a state of microgravity, because the inhomogeneity of the Earth’s gravitational field, a constant change in the station’s orientation and other phenomena create accelerations reaching values from 10 -4 to 10 -1 m / s 2 . The same microgravity will take place in the spacecraft fuel tanks located in the orbit of the moon or other space objects.
Кроме того, при летной эксплуатации КА в периоды активных маневров (коррекции и ориентации) вследствие работы ЖРД на КА действуют небольшие ускорения порядка от 10-2 до 10-1 м/с.In addition, during flight operation of the spacecraft during periods of active maneuvers (correction and orientation) due to the operation of the rocket engine, small accelerations of the order of 10 -2 to 10 -1 m / s act on the spacecraft.
В настоящее время для подачи топлива в ЖРДУ КА с большим сроком активного существования известно использование топливных баков, имеющих свободную поверхность жидкости КРТ и содержащих внутрибаковое заборное устройство капиллярного типа (ВБУ КТ) для забора топлива на основе капиллярного эффекта.At present, it is known to use fuel tanks with a free surface of the SRT liquid and containing an internal tank capillary type intake device (VBU КТ) for fuel intake based on the capillary effect to supply fuel to a rocket engine with a long life.
Известные топливные баки с ВБУ КТ можно разделить на два основных вида: баки на основе тотальной капиллярной системы отбора жидкого топлива (ТКСОЖ) [«Капиллярные системы отбора жидкости из баков космических летательных аппаратов», под ред. В.М. Поляева, Москва, УНПЦ «Энергомаш»,1997 г., стр. 72-82, рис. 3.34-3.46] или баки на основе локальной капиллярной системы отбора жидкого топлива (ЛКСОЖ) [«Капиллярные системы отбора жидкости из баков космических летательных аппаратов», под ред. В.М. Поляева, Москва, УНПЦ «Энергомаш»,1997 г., стр. 92-95, рис. 4.15-4.17]. При этом потенциально более высокими характеристиками обладают ДУ на основе тотальной капиллярной системы отбора жидкого топлива (ТКСОЖ), однако они имеют сложную конструкцию и высокую стоимость, в связи с чем предпочтительней использовать баки на основе локальной капиллярной системы отбора жидкого топлива (ЛКСОЖ) в тех случаях, когда они в состоянии обеспечить выполнение требований технического задания для разрабатываемого КА. По этой причине для оценки правильности выбора типа капиллярной системы отбора жидкого топлива и ее конструкции особое значение приобретает использование различных аналитических расчетных методов, позволяющих принять наиболее оптимальное решение.Well-known fuel tanks with VBU CT can be divided into two main types: tanks based on the total capillary liquid fuel sampling system (TCSS) ["Capillary liquid sampling systems from spacecraft tanks", ed. V.M. Polyaeva, Moscow, UNPTs Energomash, 1997, pp. 72-82, Fig. 3.34-3.46] or tanks based on the local capillary liquid fuel sampling system (LKSOZh) ["Capillary liquid sampling systems from spacecraft tanks", ed. V.M. Polyaeva, Moscow, UNPTs "Energomash", 1997, pp. 92-95, Fig. 4.15-4.17]. At the same time, remote control systems based on the total capillary liquid fuel extraction system (LSCLC) have potentially higher characteristics, however, they have a complex structure and high cost, in connection with which it is preferable to use tanks based on the local capillary liquid fuel extraction system (LSCLC) in those cases when they are able to ensure compliance with the technical requirements for the developed spacecraft. For this reason, to assess the correctness of the choice of the type of capillary liquid fuel extraction system and its design, the use of various analytical calculation methods that make it possible to make the most optimal decision is of particular importance.
В связи с этим перед разработчиком в процессе разработки новых образцов топливных баков ДУ КА всегда стоит задача верификации результатов используемых аналитических методов оценки работоспособности конструкции, расчетов физических процессов, диапазонов технических характеристик и т.п.посредством проверки их соответствия существующим экспериментальным данным, подтверждающим выводы вычислений в заданном диапазоне изменений начальных условий.In this regard, the developer is always faced with the task of verifying the results of the used analytical methods for assessing the health of the structure, calculating physical processes, ranges of technical characteristics, etc., in the process of developing new samples of fuel tanks of the spacecraft by checking the compliance with the existing experimental data confirming the conclusions of the calculations in a given range of changes in the initial conditions.
При этом, экспериментальные исследования и испытания являются одним из важнейших, а также самым трудоемким и дорогостоящим компонентом всего цикла создания изделий ракетно-космической техники, в том числе и топливных баков с ВБУ КТ. Хронологически в процессе разработки новых образцов топливных баков ДУ КА разграничивают несколько этапов (видов) испытаний: отработочные и контрольные. Отработочные испытания начинаются в процессе конструирования и завершаются на этапе наземной экспериментальной отработки. По их результатам вносятся изменения в конструкторскую и технологическую документацию. Задачами отработочных испытаний является:At the same time, experimental research and testing is one of the most important, as well as the most time-consuming and expensive component of the entire cycle of creating rocket and space technology products, including fuel tanks with VBU CT. Chronologically, in the process of developing new samples of fuel tanks, the spacecraft remote control distinguishes between several stages (types) of tests: developmental and control. Development tests begin in the design process and are completed at the stage of ground experimental testing. Based on their results, changes are made to the design and technological documentation. The tasks of developmental tests are:
заключение о правильности выбора конструкции и технологии изготовления;conclusion on the correct choice of design and manufacturing technology;
проверка соответствия рабочих параметров и технических характеристик нормативным значениям (наиболее важными контролируемыми техническими параметрами ВБУ КТ является: количество невырабатываемых остатков КРТ, сплошность [отсутствие газовых включений] подачи КРТ во время активных всех маневров КА, обеспечение контроля положения центра масс КРТ в баке на всех этапах полета КА);verification of compliance of operating parameters and technical specifications with regulatory values (the most important controlled technical parameters of the VBU CT are: the number of unavailable SRT residues, the continuity [absence of gas inclusions] of the SRT supply during all active spacecraft maneuvers, ensuring the control of the center of mass of the SRT in the tank at all stages spacecraft flight);
подтверждение возможности достижения требуемого значения вероятности безотказной работы (ВБР);confirmation of the possibility of achieving the desired value of the probability of uptime (FBG);
констатация пригодности расчетных и испытательных методик.statement of the suitability of design and test procedures.
При испытаниях топливные баки ДУ КА подвергаются всему спектру внешних факторов, действующих во время летной эксплуатации. Ключевым фактором при испытаниях является воспроизведение невесомости (микрогравитации), а также воздействия небольших ускорений, возникающих на различных этапах полета КА.During testing, the fuel tanks of the spacecraft remote control are exposed to the whole spectrum of external factors that act during flight operation. The key factor in the tests is the reproduction of weightlessness (microgravity), as well as the effects of small accelerations that occur at different stages of the spacecraft flight.
В наземных условиях имитацию невесомости (микрогравитации) и условий с небольшой гравитацией для твердых тел, производят путем обезвешивания: либо погружения твердых тел в емкость с жидкостью и подбора подъемной гидростатической силы за счет плотности жидкости, либо путем подвешивания твердых тел на нитях с противовесами равными массе тел. Таким способом осуществляют тренировку космонавтов, отработку на Земле космических экспериментов. Моделирование поведения жидкостей, а именно - гидродинамических процессов в топливном баке КА, с помощью нитей невозможно, а моделирование с помощью подъемной гидростатической силы для двух несмешивающихся жидкостей разной плотности позволяет моделировать только установившиеся (стационарные) положения модельной жидкости и жидкости имитатора газа [«Капиллярные системы отбора жидкости из баков космических летательных аппаратов», под ред. В.М. Поляева, Москва, УНПЦ «Энергомаш»,1997 г., стр. 128].In terrestrial conditions, imitation of weightlessness (microgravity) and conditions with little gravity for solids is performed by weighting: either immersing solids in a container with liquid and selecting the lifting hydrostatic force due to the density of the liquid, or by suspending solids on threads with balances of equal mass tel. In this way, cosmonauts are trained, and space experiments are conducted on Earth. It is impossible to simulate the behavior of liquids, namely, hydrodynamic processes in a spacecraft’s fuel tank, using filaments, and modeling using lifting hydrostatic force for two immiscible liquids of different densities allows modeling only steady-state (stationary) positions of a model fluid and a gas simulator fluid [“Capillary systems fluid sampling from spacecraft tanks ”, ed. V.M. Polyaeva, Moscow, UNPTs Energomash, 1997, p. 128].
Известно устройство для моделирования гидродинамических процессов в топливном баке КА, снабженном капиллярным заборным устройством, когда невесомость (микрогравитация) создают в специальной падающей капсуле, которую сбрасывают с «башни невесомости» [В.Б. Сапожников, В.И. Крылов, Ю.М. Новиков, Д.А. Ягодников. «Наземная отработка капиллярных фазоразделителей на основе комбинированных пористо сетчатых материалов для топливных баков жидкостных ракетных двигателей верхних ступеней ракет-носителей, разгонных блоков и космических аппаратов», Инженерный журнал: наука и инновации, 2013, вып.4, стр. 9-10, рис. 1; В. Б. Сапожников, Я. П. Гришко, А. В. Корольков, В. А. Большаков, Ю.М. Новиков, С.Б. Константинов, М.Б. Мартынов «Применение комбинированных пористо-сетчатых материалов в конструкции внутрибаковых устройств двигательных установок космических аппаратов, верхних ступеней ракет-носителей и разгонных блоков, Авиационная и ракетно-космическая техника», 2011, стр. 122-126].A device is known for modeling hydrodynamic processes in a spacecraft fuel tank equipped with a capillary intake device, when weightlessness (microgravity) is created in a special falling capsule, which is dropped from the “weightlessness tower” [V. B. Sapozhnikov, V.I. Krylov, Yu.M. Novikov, D.A. Buttocks. “Ground testing of capillary phase separators based on combined porous mesh materials for fuel tanks of liquid rocket engines of the upper stages of launch vehicles, booster blocks and spacecraft”, Engineering Journal: Science and Innovation, 2013,
Для этого внутри капсулы жестко закрепляют монтажную раму, внутри которой перемещается плавающий контейнер с установленными в нем моделью бака, измерительной и видеорегистрирующей аппаратурой. При сбрасывании падающей капсулы одновременно начинается перемещение контейнера внутри капсулы.To do this, the mounting frame is rigidly fixed inside the capsule, inside which a floating container moves with the tank model installed in it, measuring and video recording equipment. When dropping the falling capsule, the container begins to move at the same time inside the capsule.
Аэродинамическая нагрузка при свободном падении воспринимается корпусом капсулы, а парящий внутри нее контейнер с моделью подвергается ускорениям не более 10-3÷10-4 м/с2.The aerodynamic load during free fall is perceived by the capsule body, and the container with the model hovering inside it is subjected to accelerations of not more than 10 -3 ÷ 10 -4 m / s 2 .
Для создания отрицательных продольных ускорений модели нерастяжимая нить крепится к вершине модели и через систему роликов, установленных в контейнере, соединяется с пружиной или резиновым жгутом, свободный конец которого крепится к верхней крышке корпуса контейнера. В этом случае перемещается только одна модель относительно корпуса парящего контейнера. Положительные продольные ускорения модели обеспечивается за счет фрикционного механизма, закрепленного наверху «башни невесомости».To create negative longitudinal accelerations of the model, an inextensible thread is attached to the top of the model and, through a system of rollers mounted in the container, is connected to a spring or rubber band, the free end of which is attached to the top cover of the container body. In this case, only one model moves relative to the body of the floating container. Positive longitudinal acceleration of the model is provided due to the friction mechanism fixed at the top of the “zero gravity tower”.
Указанное устройство для моделирования обеспечивает возможность проведения испытаний на Земле, при нормальном атмосферном давлении; устанавливать различную измерительную аппаратуру, функционирующую в наземных условиях; оперативно корректировать программу проведения испытаний. Недостатком устройства является невысокая продолжительность времени свободного падения контейнера (например, порядка 1,5÷2,0 с при высоте свободного падения капсулы 20 м), что вносит ограничение на исследование процессов с большой продолжительностью переходного процесса. При этом измерительное оборудование и модели должны выдерживать перегрузки порядка 2÷3 ед., создаваемые системой торможения в конце падения капсулы.The specified device for modeling provides the ability to conduct tests on Earth at normal atmospheric pressure; install various measuring equipment operating in ground conditions; promptly adjust the test program. The disadvantage of this device is the short duration of free fall of the container (for example, about 1.5 ÷ 2.0 s with a height of free fall of the capsule of 20 m), which limits the study of processes with a long transition process. At the same time, the measuring equipment and models must withstand overloads of the order of 2–3 units created by the braking system at the end of the capsule's fall.
Известно создание условий невесомости (микрогравитации) при проведении испытаний моделей топливных баков с использованием самолета-лаборатории [«Капиллярные системы отбора жидкости из баков космических летательных аппаратов», под ред. В.М. Поляева, Москва, УНПЦIt is known to create conditions of weightlessness (microgravity) when testing models of fuel tanks using a laboratory airplane ["Capillary systems for the selection of liquid from tanks of spacecraft", ed. V.M. Polyaeva, Moscow, UNPC
«Энергомаш»,1997 г., стр. 27, 130 - 131, рис. 1.32, 4.40]. Невесомость (микрогравитацию) создают при движении самолета по определенным образом контролируемой пилотом выпуклой-падающей (баллистической) по отношению к земной поверхности траектории."Energomash", 1997, p. 27, 130 - 131, fig. 1.32, 4.40]. Weightlessness (microgravity) is created when the aircraft moves along a convex-falling (ballistic) trajectory controlled by the pilot in a certain way with respect to the earth's surface.
Продолжительность опыта на борту самолета может достигать 30÷40 с, а также имеется возможность установки различной измерительной аппаратуры, функционирующей в наземных условиях. Однако, необходимость наличия специального самолета для проведения испытаний, обеспечивающего возможность свободного плавания модели по объему кабины самолета, а также повышенные требования к измерительному оборудованию и модели в части допустимых перегрузок, возникающих при ускорении достигающем 20÷30 м/с2 на вогнутых участках траектории полета, технически усложняет проведение испытаний, увеличивает расходы на их проведение, а также требует от персонала, проводящей испытания в самолете, специальной подготовки.The duration of the experiment on board the aircraft can reach 30 ÷ 40 s, and it is also possible to install various measuring equipment operating in ground conditions. However, the need for a special aircraft for testing, ensuring the free floating of the model in the volume of the aircraft cabin, as well as increased requirements for measuring equipment and models in terms of permissible overloads arising from acceleration reaching 20 ÷ 30 m / s 2 in concave sections of the flight path , technically complicates the testing, increases the cost of their testing, and also requires special training for the personnel conducting the tests on the plane.
Известно устройство для моделирования поведения модельной жидкости внутри модели топливного бака на борту орбитальной станции, выполненное в виде сменной трехмерной уменьшенной прозрачной модели бака с ВБУ КТ, а также гидравлического стенда, на котором проводят испытания. Гидравлический стенд с установленной на нем моделью бака с ВБУ КТ размещают на КА [«Экспериментально-теоретическое исследование работоспособности топливного бака КА «Купон» с капиллярным ВБУ», Научно-технический отчет, Научно-исследовательский институт прикладной математики и механики МГТУ им. Н.Э. Баумана, Москва, 1997 г., стр. 42-59; патент SU 1799464]. Испытания модели бака с ВБУ КТ проводятся в условиях постоянно действующей невесомости (микрогравитации).A device is known for simulating the behavior of a model fluid inside a fuel tank model on board an orbital station, made in the form of a replaceable three-dimensional reduced transparent model of a tank with a hydraulic control unit CT, as well as a hydraulic test bench. A hydraulic bench with a tank model installed on it with a turbojet engine KT is placed on the spacecraft [Experimental and theoretical study of the operability of the fuel tank of the Kupon spacecraft with capillary turbojet ”, Scientific and Technical Report, Scientific-Research Institute of Applied Mathematics and Mechanics, MSTU named after N.E. Bauman, Moscow, 1997, pp. 42-59; Patent SU 1799464]. Tests of the tank model with the VBU CT are carried out under conditions of permanent zero gravity (microgravity).
Гидравлический стенд оборудован специальной платформой, на которой размещают емкость с модельной жидкостью; электрический насос, обеспечивающий необходимый в экспериментах расход модельной жидкости через модель топливного бака, ее заправку и слив; различные пневматические и гидравлические, ручные и электрические агрегаты (клапана) для управления подачей вытеснительного газа и модельной жидкости в модели топливного бака; комплект различной измерительной аппаратуры и видеорегистраторов.The hydraulic stand is equipped with a special platform on which a container with model fluid is placed; an electric pump that provides the necessary flow of model fluid in the experiments through the model of the fuel tank, its filling and draining; various pneumatic and hydraulic, manual and electrical units (valves) for controlling the flow of displacing gas and model fluid in the fuel tank model; a set of various measuring equipment and video recorders.
Для моделирования воздействия небольших ускорений, платформа с прозрачной модель бака с ВБУ КТ может находиться в покое или вращаться вокруг некоторой оси (например, «X») с регулируемой угловой скоростью (например, 2,5÷30 об/мин). При этом ось топливного бака (например, «Y») фиксируют перпендикулярно оси вращения «X». Для моделирования боковых ускорений, модель поворачивают на необходимый фиксированный угол от направления оси «Y».To simulate the effects of small accelerations, a platform with a transparent tank model with a VBU CT can be at rest or rotate around an axis (for example, “X”) with an adjustable angular speed (for example, 2.5–30 rpm). In this case, the axis of the fuel tank (for example, “Y”) is fixed perpendicular to the axis of rotation “X”. To model lateral accelerations, the model is rotated by the required fixed angle from the direction of the "Y" axis.
Использование указанного устройства обеспечивает проведение испытаний без ограничения во времени действия невесомости возможность моделирования воздействия любого вида (осевых и боковых) ускорений на модель топливного бака, а также возможность не только инструментального измерения и контроля, но и непосредственного участия космонавта в проведении эксперимента.The use of this device provides testing without a time limit of weightlessness, the ability to simulate the effects of any kind (axial and lateral) accelerations on the fuel tank model, as well as the possibility of not only instrumental measurement and control, but also the direct participation of the astronaut in the experiment.
Однако, техническая сложность указанного оборудования и повышенные требования к нему и используемой измерительной аппаратуре в части способности выдерживания перегрузок при старте значительно увеличивают стоимость и трудоемкость проведения испытаний, а также существенно снижают возможность оперативной корректировки программы эксперимента.However, the technical complexity of the specified equipment and the increased requirements for it and the used measuring equipment in terms of the ability to withstand overloads at startup significantly increase the cost and complexity of testing, as well as significantly reduce the possibility of operational adjustment of the experimental program.
Наиболее близким к заявленному устройству аналогом, выбранным в качестве прототипа, является устройство для моделирования гидродинамических процессов в наземных условиях, содержащее плоский прозрачный контейнер, с узкой внутренней полостью, образованной двумя параллельными стенками контейнера, герметично соединенными с боковыми стенками, частично заполненной испытуемой жидкостью, поворотное основание для установки контейнера и механизм разворота основания относительно горизонтальной плоскости [авт.св. 339465, опубл. 24.05.1972].The closest analogue to the claimed device, selected as a prototype, is a device for modeling hydrodynamic processes in terrestrial conditions, containing a flat transparent container, with a narrow internal cavity formed by two parallel container walls, hermetically connected to the side walls, partially filled with the test fluid, rotary the base for installing the container and the mechanism for turning the base relative to the horizontal plane [ed. 339465, publ. 05.24.1972].
Использование указанного устройства обеспечивает возможность длительных наблюдений за гидростатическими и гидродинамическими процессами в контейнерах заполненных испытуемой жидкостью при моделировании условий невесомости в наземных условиях, не требует дорогостоящего оборудования и обеспечивает возможность оперативной корректировки программы эксперимента по результатам испытаний.The use of this device provides the possibility of long-term observations of hydrostatic and hydrodynamic processes in containers filled with the test liquid when simulating the conditions of weightlessness in ground conditions, does not require expensive equipment and provides the ability to quickly adjust the experimental program according to the test results.
Однако, возможности применения устройства для исследования гидродинамических процессов в топливных баках КА, снабженных капиллярным заборным устройством, весьма ограничены, т.к. его конструкция не учитывает особенности конструкции указанных баков, что не позволяет при проведении испытаний обеспечить необходимое соответствие моделируемых гидродинамических процессов реальным процессам, происходящих в топливных баках КА в условиях невесомости и при выполнении активных маневров в космическом пространстве. Соответственно, нельзя обеспечить необходимую достоверность полученной информации и ее пригодность для использования при проектировании топливных баков с капиллярным заборным устройством в системах подачи компонентов ракетного топлива в ЖРДУ.However, the possibilities of using the device for studying hydrodynamic processes in the spacecraft fuel tanks equipped with a capillary intake device are very limited, since its design does not take into account the design features of these tanks, which does not allow testing to ensure the necessary correspondence of the simulated hydrodynamic processes to the real processes occurring in the spacecraft’s fuel tanks under zero gravity and during active maneuvers in outer space. Accordingly, it is impossible to provide the necessary reliability of the information received and its suitability for use in the design of fuel tanks with a capillary intake device in the systems for supplying rocket fuel components to liquid propellant rocket engines.
Технической проблемой, решаемой предлагаемым изобретением, является повышение достоверности моделирования в наземных условиях гидродинамических процессов, происходящих в указанных топливных баках КА в условиях невесомости, при обеспечении возможности проведения испытаний без временных ограничений и снижении затрат на их проведение.The technical problem solved by the invention is to increase the reliability of modeling in ground conditions of the hydrodynamic processes occurring in the indicated spacecraft fuel tanks under zero gravity conditions, while making it possible to conduct tests without time constraints and reduce the cost of carrying them out.
Решение технической проблемы обеспечивается тем, что в отличие от известного устройства для моделирования гидродинамических процессов, содержащего плоский прозрачный контейнер, с узкой внутренней полостью, образованной двумя параллельными стенками контейнера, герметично соединенными с боковыми стенками, частично заполненной испытуемой жидкостью, поворотное основание для установки контейнера и механизм разворота основания относительно горизонтальной плоскости, новым является то, что стенки контейнера выполнены подобными контурам оболочки топливного бака в местах ее сечения двумя параллельными плоскостями, между которыми расположен, по крайней мере, один фрагмент капиллярного заборного устройства, содержащего сетчатый фазоразделительный фильтр и радиальные ребра, причем подобный фрагмент, включающий сегмент сетчатого фазоразделительного фильтра и, по крайней мере, одно радиальное ребро, введен в состав устройства для моделирования и установлен между стенками контейнера с зазором между стенками контейнера и радиальным ребром, при этом боковые стенки контейнера выполнены из материала смачиваемого испытуемой жидкостью, а параллельные стенки контейнера выполнены из материала не смачиваемого испытуемой жидкостью, причем контейнер снабжен штуцерами для подачи и отвода газа и жидкости из контейнера.The solution to the technical problem is provided by the fact that, in contrast to the known device for simulating hydrodynamic processes, comprising a flat transparent container with a narrow internal cavity formed by two parallel container walls, hermetically connected to the side walls, partially filled with the test fluid, a rotary base for installing the container and the mechanism of the base turning relative to the horizontal plane, new is that the container walls are made similar to contours the shell of the fuel tank at the points of its cross-section by two parallel planes, between which at least one fragment of the capillary intake device comprising a mesh phase separation filter and radial ribs is located, moreover, a similar fragment comprising a mesh phase separation filter and at least one radial a rib is included in the device for modeling and installed between the walls of the container with a gap between the walls of the container and the radial edge, while the side walls of the container and made of a material wettable test liquid, and the parallel walls of the container are made of a material not wetted by the test liquid, wherein the container is provided with connecting pipes for supplying and discharging gas and liquid from the container.
Кроме того, величина зазора между стенками контейнера составляет 1,0-4,5 мм, а величина зазора между стенками контейнера и радиальным ребром капиллярного заборного устройства не менее 0,2 мм,In addition, the gap between the walls of the container is 1.0-4.5 mm, and the gap between the walls of the container and the radial edge of the capillary intake device is not less than 0.2 mm,
Кроме того, контейнер перед началом испытаний заполнен испытуемой жидкостью на 94-96% от объема внутренней полости контейнера.In addition, the container before testing begins is filled with the test liquid at 94-96% of the volume of the inner cavity of the container.
Выполнение стенок контейнера подобными контурам оболочки топливного бака в местах ее сечения двумя параллельными плоскостями, между которыми расположен, по крайней мере, один фрагмента капиллярного заборного устройства, содержащего сетчатый фазоразделительный фильтр и радиальные ребра, и введение подобного фрагмента, включающего сегмент сетчатого фазоразделительного фильтра и, по крайней мере, одно радиальное ребро, в состав устройства для моделирования посредством его установки между стенками контейнера с зазором между стенками контейнера и радиальным ребром, позволяет обеспечить необходимое соответствие моделируемых гидродинамических процессов реальным процессам, происходящих в топливных баках КА с капиллярным заборным устройством в условиях невесомости (микрогравитации) и при выполнении активных маневров в космическом пространстве.The walls of the container are made similar to the contours of the shell of the fuel tank in the places of its cross-section by two parallel planes, between which at least one fragment of the capillary intake device containing a mesh phase separation filter and radial ribs is located, and the introduction of such a fragment including a mesh phase separation filter and, at least one radial rib in the structure of the device for modeling by installing it between the walls of the container with a gap between the walls to nteynera and radial rib ensures the necessary hydrodynamic processes matching simulated real processes occurring in the fuel tanks with SC capillary sampling device in weightlessness (microgravity) and active when performing maneuvers in space.
Выполнение боковых стенок контейнера из материала смачиваемого испытуемой жидкостью, а параллельных стенок контейнера из материала не смачиваемого испытуемой жидкостью, позволяет повысить достоверность моделирования условий взаимодействия жидкости в баках КА с его стенками в условиях невесомости (микрогравитации).The implementation of the side walls of the container from the material wetted by the test liquid, and the parallel walls of the container from the material not wetted by the test liquid, can improve the reliability of modeling the conditions for the interaction of the liquid in the spacecraft tanks with its walls under zero gravity (microgravity).
Снабжение контейнера штуцерами для подачи и отвода газа и жидкости из контейнера позволяет обеспечить моделирование гидродинамических процессов в топливном баке КА.Providing the container with fittings for supplying and discharging gas and liquid from the container allows us to provide simulation of hydrodynamic processes in the SC fuel tank.
Выбор величины зазора между стенками контейнера в пределах 1,0-4,5 мм и величины зазора между стенками контейнера и радиальным ребром капиллярного заборного устройства не менее 0,2 мм позволяет повысить достоверность моделирования гидродинамических процессов в топливном баке КА с капиллярным заборным устройством в наземных условиях при использовании для моделирования все возможные модельные жидкости (например, дистиллированную воду, водные растворы этанола различной концентрации, водные растворы глицерина и др.).The choice of the gap between the walls of the container in the range of 1.0-4.5 mm and the gap between the walls of the container and the radial edge of the capillary intake device is not less than 0.2 mm, which makes it possible to increase the reliability of modeling hydrodynamic processes in the spacecraft fuel tank with a capillary intake device in ground conditions when using for modeling all possible model liquids (for example, distilled water, aqueous solutions of ethanol of various concentrations, aqueous solutions of glycerol, etc.).
Заполнение контейнера перед началом испытаний испытуемой жидкостью на 94-96% от объема внутренней полости контейнера позволяет в процессе последующего вытеснения ее в испытаниях охватить весь диапазон начальных условий в топливном баке КА.Filling the container before testing with the test liquid by 94-96% of the volume of the internal cavity of the container allows, during the subsequent displacement of it in the tests, to cover the entire range of initial conditions in the SC fuel tank.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где:The invention is illustrated by drawings, where:
Фиг. 1 - общий вид топливного бака КА с ВБУ КТ в разрезе;FIG. 1 is a sectional view of a spacecraft fuel tank with a propulsion axle assembly;
Фиг. 2 - общий вид устройства для моделирования гидродинамических процессов в топливном баке, снабженном капиллярным заборным устройством;FIG. 2 is a general view of a device for modeling hydrodynamic processes in a fuel tank equipped with a capillary intake device;
Фиг. 3 - сечение контейнера устройства для моделирования; Фиг. 4 - схематическое изображение сил, действующих на выделенный фрагмент модельной жидкости;FIG. 3 - section of the container of the device for modeling; FIG. 4 is a schematic representation of the forces acting on a selected fragment of a model fluid;
Фиг. 5-6 - фотографии границы раздела жидкость-газ в контейнере, снабженном сегментом сетчатого фазоразделительного фильтра, при разной степени заполнения;FIG. 5-6 are photographs of a liquid-gas interface in a container equipped with a mesh phase separation filter segment with different degrees of filling;
Фиг. 7-8 - фотографии границы раздела жидкость-газ в контейнере, снабженном сегментом сетчатого фазоразделительного фильтра и радиальным ребром;FIG. 7-8 are photographs of a liquid-gas interface in a container equipped with a mesh phase separation filter segment and a radial rib;
Фиг. 9-10 - фотографии границы раздела жидкость-газ в контейнере при моделировании топливного бака КА в аварийной ситуации;FIG. 9-10 - photographs of the liquid-gas interface in the container during the simulation of the spacecraft fuel tank in an emergency;
Фиг. 11-12 - фотографии границы раздела жидкость-газ в открытом контейнере, снабженным радиальным ребром.FIG. 11-12 are photographs of a liquid-gas interface in an open container provided with a radial rib.
Предлагаемое устройство предназначено для моделирования в наземных условиях гидродинамических процессов, происходящих в топливном баке, снабженном капиллярным заборным устройством, при летной эксплуатации КА.The proposed device is intended for modeling in the ground conditions of hydrodynamic processes occurring in a fuel tank equipped with a capillary intake device during flight operation of the spacecraft.
Принципиальная конструкция топливных баков КА, показанная на Фиг. 1, включает корпус бака 1, радиальные ребра капиллярного заборного устройства 2, сетчатый фазоразделительный фильтр 3, штуцер для подачи и отвода газа наддува 4, штуцер для подачи и отвода КРТ из бака 5, силовые перемычки 6, опорные элементы 7.The principal construction of the SC fuel tanks shown in FIG. 1, includes a
Предлагаемое устройство для моделирования в наземных условиях гидродинамических процессов при летной эксплуатации в топливном баке КА, показанное на Фиг. 2, содержит плоский прозрачный контейнер 8, с узкой внутренней полостью, образованной двумя параллельными стенками контейнера 9 и 10, герметично соединенными с боковыми стенками 11 и частично заполненный испытуемой (модельной) жидкостью, при этом стенка контейнера 10 показана на Фиг. 2 с выровом. Устройство снабжено поворотным основанием 12 для установки контейнера 8 и механизмом разворота 13 основания 12 относительно горизонтальной плоскости. Стенки контейнера 11 выполнены подобными контурам оболочки топливного бака КА в местах его сечения двумя параллельными плоскостями, между которыми расположен, по крайней мере, один фрагмента капиллярного заборного устройства, содержащий сегмент сетчатого фазоразделительного фильтра и одно радиальное ребро. Подобный фрагмент, включающий сегмент сетчатого фазоразделительного фильтра 14 и, по крайней мере, одно радиальное ребро 15, введен в состав устройства для моделирования и установлен между стенками контейнера 8. Причем сегмент сетчатого фазоразделительного фильтра 14 установлен герметично между стенками контейнера, а радиальное ребро 15 с зазором между ними. Боковые стенки контейнера 11 выполнены из материала смачиваемого испытуемой жидкостью, а параллельные стенки контейнера 9 и 10 выполнены из материала не смачиваемого испытуемой жидкостью. Контейнер 8 снабжен штуцерами для подачи и отвода газа 16 и подвода и отвода жидкости из контейнера 17. Величина зазора между стенками контейнера 8 составляет 1,0-4,5 мм, а величина зазора между стенками контейнера и радиальным ребром 15 капиллярного заборного устройства не менее 0,2 мм. На поворотном основании 12 совместно с контейнером 8 находятся также блок управления 18 подачей вытеснительного газа, модельной жидкости и разворота основания относительно горизонтальной плоскости, соединенный пневматической 19 и гидравлической 20 магистралями с пневматическим 16 и гидравлическим 17 штуцерам соответственно. С блоком управления 18 также соединены трубопроводами емкости со сжатым вытеснительным газом 21 и модельной жидкостью 22. На поворотном основании 12 имеется жестко установленный инклинометр 23 соединенный с блоком управления 18. На Фиг. 2 также показаны:The proposed device for modeling in the ground conditions of hydrodynamic processes during flight operation in the spacecraft fuel tank, shown in FIG. 2, contains a flat
- «ХСТ», «ZCT» и «YCT» - оси координат испытательного стенда;- “X CT ”, “Z CT ” and “Y CT ” - coordinate axes of the test bench;
- «ХМ», «ZM» и «YM» - оси координат поворотного основании 12, которые коллинеарны соответствующим осям контейнера 8;- “X M ”, “Z M ” and “Y M ” are the coordinate axes of the
- «Ом» геометрический центр контейнера 8;- "Ohm" the geometric center of the
- «β» угол отклонения плоскости поворотного основания 12 относительно горизонтальной плоскости (равен углу отклонения нормали к плоскости параллельных стенок контейнера 9 и 10 - оси «ZM» от местной вертикали «g»);- "β" the angle of deviation of the plane of the
- А-А - сечение контейнера 8 произвольной плоскостью.- AA - section of the
На Фиг. 3 показано сечение А - А контейнера 8 одного из вариантов его изготовления. Плоские параллельные стенки контейнера 9 и 10 герметично соединены с боковыми стенками 11 с помощью герметика 24 и болтового соединения 25 (показана ось условного соединения). Причем контейнер 8 частично заполнен модельной жидкостью 26, которая формирует во внутренней полости контейнера 8 одну или несколько газовых полостей 27. Установка сегмента сетчатого фазоразделительного фильтра 14 может осуществляться посредством его плотной посадки в пазы стенок контейнера 9 и 10. Необходимое для создания капиллярного эффекта расстояние между стенкой контейнера и поверхностью ребра порядка 0,2-0,3 мм обеспечивается за счет использования фиксаторов 28 при установке ребра 15 в полости контейнера. Толщину радиальных ребер выбирают в пределах от 0,6 до 4,1 мм. При толщине менее 0,6 мм существенно уменьшается прочность ребер, усложняется технология их изготовления и увеличивается стоимость ВБУ КТ, а при увеличении толщины свыше 4,1 мм излишне возрастает масса ВБУ КТ.In FIG. 3 shows a section A - A of the
На Фиг. 4 изображена часть контейнера 8 и показаны силы, действующие на выделенный фрагмент модельной жидкости, где FT - сила тяжести, действующая на Земле на условный фрагмент модельной жидкости, FH - распределенная сила поверхностного натяжения, действующая на границу раздела фаз: модельная жидкость - вытеснительный газ - внутренняя стенка модели топливного бака, β - угол отклонения вектора нормали верхней и нижней плоскостей от вектора вертикали в месте испытания, который равен углу отклонения плоскости контейнера 8 от горизонтальной плоскости.In FIG. 4 shows the part of
Выбор величины зазора между стенками контейнера в пределах 1,0-4,5 мм осуществляют с условием, чтобы указанный зазор был меньше высоты «сидячей капли»/«лежачей капли» модельной жидкости на материале внутренней поверхности контейнера 8 (стенок 9 и 10), при этом высота «сидячей капли»/«лежачей капли» модельной жидкости, определяется по известным методикам [Конденсированные среды и межфазные границы, Том 15, №3, с. 292-304, «Форма капель жидкости, помещенных на твердую, горизонтальную поверхность», С.И. Матюхин, К.Ю. Фроленков, Государственный университет - учебно-научно-производственный комплекс г. Орел, 2013 г.; Д.В. Татьяненко, А. К. Щекин, Зависимость линейного натяжения и краевого угла сидячей капли от размера капли // В сб. «Физико-химические аспекты изучения нанокластеров, наноструктур и наноматериалов: межвузовский сборник научных трудов» под общей редакцией В.М. Самсонова и Н.Ю. Сдобнякова, Вып. 2. Тверь: Тверской государственный университет, 2010, с. 149; А.Ю. Румянцев, Устойчивость профилей сидячих капель на частично смачиваемой твердой поверхности, Диссертация на соискание степени магистра, Санкт-Петербургский государственный университет, 2012 г. ] из соотношения:The choice of the gap between the walls of the container in the range of 1.0-4.5 mm is carried out under the condition that the specified gap is less than the height of the "sessile drop" / "lying drop" of the model fluid on the material of the inner surface of the container 8 (
[термин - «сидячая капля» взят и з следующих источников:[the term “sedentary drop" is taken from the following sources:
1) «Динамика роста и свертывания слоев жидкости на твердой подложке», Батурин М.В., автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата физико-математических наук, Ставропольская государственная медицинская академия, 2001 г., с. 7-10;1) “Dynamics of growth and coagulation of fluid layers on a solid substrate”, Baturin MV, dissertation abstract for the degree of candidate of physical and mathematical sciences, Stavropol State Medical Academy, 2001, p. 7-10;
2) «Форма капель жидкости, помещенных на твердую горизонтальную поверхность», СИ. Матюхин, К.Ю. Фроленков, Конденсированные среды и межфазные границы, Государственный университет - учебно-научно-производственный комплекс г. Орел, Том 15, №3, с. 296-297];2) “The shape of liquid droplets placed on a solid horizontal surface”, SI. Matyukhin, K.Yu. Frolenkov, Condensed Matter and Interphase Boundaries, State University - Educational-Scientific-Industrial Complex of Orel,
гдеWhere
θ - угол смачивания жидкостью материала нижней плоскости модели топливного бака, градус;θ is the angle of liquid wetting the material of the lower plane of the fuel tank model, degrees;
σМЖ - коэффициент поверхностного натяжения модельной жидкости, Н/м;σ MF — surface tension coefficient of the model fluid, N / m;
ρмж _ плотность модельной жидкости, кг/м;ρ mzh _ the density of the model fluid, kg / m;
g - ускорение свободного падения в месте испытаний, значение равно 9,81 м/с2.g is the acceleration of gravity at the test site, the value is 9.81 m / s 2 .
Если выбрать модельную жидкость 26 и материал стенок контейнера 9 и 10 такими, что θ→180° (полностью несмачивающая жидкость, например, дистиллированная вода на фторопласте; дистиллированная вода на парафине), то минимально допустимый зазор между стенками 9 и 10 будет максимальной величины, равной [Майер В.В. «Капли. Струи. Звук. Учебные исследования. -М.: ФИЗМАТЛИТ, 2008, с. 23-25]If we choose
Для удешевления испытаний прозрачные плоские контейнеры 8 могут изготавливаться в виде части плоского сечения топливного бака КА с ВБУ КТ, в которую включают только участвующие в исследуемом процессе элементы.To reduce the cost of testing transparent
Предлагаемое устройство для моделирования гидродинамических процессов в топливном баке КА работает следующим образом.The proposed device for modeling hydrodynamic processes in the spacecraft fuel tank works as follows.
Перед началом испытаний осуществляют выбор цели и разработку программы проведения испытаний, например, в программу испытаний включают:Before the test, the goal is chosen and the test program is developed, for example, the test program includes:
определение положения центра масс (формы поверхности распределения жидкости КРТ в объеме топливного бака с ВБУ КТ) в невесомости (микрогавитации) или при воздействии ускорений вдоль осей «X» и/или «Y» топливного бака;determination of the position of the center of mass (the shape of the surface of the distribution of liquid КРТ in the volume of the fuel tank with VBU CT) in zero gravity (micro-cavitation) or under the influence of accelerations along the axes "X" and / or "Y" of the fuel tank;
определение величины внешних воздействий и условий (ударных отрицательных ускорений, заполнения бака), которые могут привести к возникновению аварийных ситуаций (оголению внешнего экрана фильтра-фазоразделителя от остатков КРТ в объеме топливного бака с ВБУ КТ);determination of the magnitude of external influences and conditions (shock negative accelerations, filling the tank), which can lead to emergencies (exposing the external screen of the filter-phase separator from residues of SRT in the volume of the fuel tank with the VBU CT);
определение остатков незабора модельной жидкости или другие испытания;determination of residues of non-intake of model fluid or other tests;
определение капиллярной удерживающей способности (КУС) экранов фильтра-фазоразделителя.determination of capillary holding capacity (CBS) of the screens of the filter-phase separator.
Для каждого типа испытаний должна быть составлена своя программа испытаний и изготовлен специальный плоский контейнер 8, в состав которой включают все необходимые плоские модели деталей ВБУ КТ, участвующие в исследуемом физическом процессе (например, плоские радиальные элементы; плоские сегменты капиллярных экранов фильтра-фазоразделителя; различные элементы крепления и перегородки и т.д.). Все элементы могут быть выполнены как в натуральную величину и из проектных материалов, так и в масштабе и из модельных материалов.For each type of test, a separate test program must be compiled and a special
Наземные модельные испытания топливных баков с ВБУ КТ для КА проводят на стенде. Перед началом испытаний на поворотном основании 12 стенда закрепляют контейнер 8 и подсоединят трубопроводы подачи и отвода газа 19 и подачи и отвода модельной жидкости из контейнера 8 к его соответствующим штуцерам. С помощью блока управления 18, инклинометра 23 и механизма разворота 13 устанавливают поворотное основание 12 вместе с контейнером 8 в вертикальное положение и заполняют его на 93-96% модельной жидкостью.Ground-based model tests of fuel tanks with VBU CT for spacecraft are carried out at the stand. Before starting the tests, the
При таком заполнении жидкостью внутренней полости контейнера 8 отношение площади поверхности занятой жидкостью на любой из двух параллельных плоскостях 9 или 10 к свободной поверхности этих плоскостей будет соответствовать заполнению топливного бака в начале летной эксплуатации КА.With this filling of the inner cavity of the
Затем в соответствии с принятой программой испытаний выполняют моделирование соотношения сил, действующих на жидкость КРТ в топливном баке КА и в контейнере 8. Для этого контейнер 8 и поворотное основание 12 поворачивают с помощью блока управления 18, инклинометра 23 и механизма разворота 13 на требуемый угол «β» от положения местной вертикали. Если требуется моделировать гидродинамические процессы в модели топливного бака КА соответствующие условиям невесомости (микрогравитации) на КА, то контейнер 8 устанавливают горизонтально. Если необходимо моделировать воздействие ускорений на жидкость КРТ в топливном баке КА, то контейнер 8 устанавливают под углом «β», который расчитывается в зависимости от величины ускорений на КА (моделируемого штатного активного маневра КА), свойств компонентов ракетного топлива (КРТ), размеров топливного бака с ВБУ КТ, свойств модельной жидкости и размеров контейнера 8.Then, in accordance with the adopted test program, the relationship between the forces acting on the SRT liquid in the spacecraft’s fuel tank and the
Подобие гидродинамических процессов в жидкости КРТ в топливном баке КА при летной эксплуатации процессам в модельной жидкости в контейнере 8 в наземных условиях выполняется в соответствии с теорией подобия в следствии того, что выполняют равенство между критерием Бонда (числом Бонда) для жидкости КРТ в топливном баке КА при летной эксплуатации и критерием Бонда для модельной жидкости в контейнере 8.The similarity of the hydrodynamic processes in the MCT fluid in the spacecraft fuel tank during flight operation to the processes in the model fluid in the
Критерий подобия в гидродинамике - число Бонда - Во, определяющий соотношение между внешними силами (силами тяжести) и силами поверхностного натяжения, вычисляется по формуле:The similarity criterion in hydrodynamics - the Bond-Vaud number, which determines the relationship between external forces (gravity forces) and surface tension forces, is calculated by the formula:
гдеWhere
а - ускорение, действующие на жидкость в топливном баке, значение в топливных баках КА при микрогравитации, значение равно от 10-4 до 5•10-1 м/с2;a - acceleration acting on the liquid in the fuel tank, the value in the SC fuel tanks during microgravity, the value is from 10 -4 to 5 • 10 -1 m / s 2 ;
ρЖ - плотность жидкости КРТ, значение для КРТ КА равно от 700 до 1700 кг/м3;ρ W is the liquid density of the SRT, the value for the SRT of the spacecraft is from 700 to 1700 kg / m 3 ;
L - характерная длина, значение для КА равно от 0,2 до 1,0 м;L is the characteristic length, the value for the spacecraft is from 0.2 to 1.0 m;
σЖ - коэффициент поверхностного натяжения жидкости КРТ, значение для КРТ КА равно от 2,4•10-2 до 2,7•10-2 Н/м.σ W is the coefficient of surface tension of the liquid SRT, the value for SRT KA is from 2.4 • 10 -2 to 2.7 • 10 -2 N / m
Из формулы [3] следует, что, например, для невесомости (микрогравитации) на КА, когда массовые и капиллярные силы соизмеримы между собой, значение числа Бонда удовлетворяют интервалу 100>Во для указанных выше диапазонов величин [«Капиллярные системы отбора жидкости из баков космических летательных аппаратов», под ред. В.М. Поляева, Москва, УНПЦ «Энергомаш»,1997 г., с. 18].From the formula [3] it follows that, for example, for weightlessness (microgravity) on spacecraft, when the mass and capillary forces are commensurate with each other, the value of the Bond number satisfy the interval 100> V0 for the above ranges of quantities ["Capillary systems for the selection of liquid from space tanks aircraft ", under the editorship of V.M. Polyaeva, Moscow, UNPTs "Energomash", 1997, p. eighteen].
Во время работы жидкостных реактивных двигателей на КА возникают ускорения, зависящие от программы полета КА. При этом значение числа Бонда для жидкости КРТ - Во>100 [«Капиллярные системы отбора жидкости из баков космических летательных аппаратов», под ред. В.М. Поляева, Москва, УНПЦ «Энергомаш»,1997 г., с. 33, 97]. Следует подчеркнуть, что граница Во=100 носит приближенный характер.During the operation of liquid-propellant jet engines on spacecraft, accelerations occur depending on the spacecraft flight program. In this case, the value of the Bond number for KRT liquid is Bo> 100 ["Capillary systems for the selection of liquid from spacecraft tanks", ed. V.M. Polyaeva, Moscow, UNPTs "Energomash", 1997, p. 33, 97]. It should be emphasized that the boundary B0 = 100 is approximate.
Исходя из равенства критериев Бонда для топливного бака с ВБУ КТ при воздействии на него ускорений во время активных маневров и критерия Бонда для модельной жидкости в контейнере 8 угол поворота вычисляется как гдеProceeding from the equality of the Bond criteria for a fuel tank with a propulsion unit of the CT during acceleration during active maneuvers and the Bond criterion for a model fluid in
LM - характерный размер контейнера 8 (например, диаметр), м;L M - the characteristic size of the container 8 (for example, diameter), m;
Далее в процессе испытаний выполняют вытеснение модельной жидкости 26 из внутренней полости контейнера 8 с расчетным расходом, который выбирают из условия равенства времени опорожнения контейнера 8 и топливного бака КА при летной эксплуатации при одинаковом начальном заполнении. При этом для модельной жидкости в процессе проведения испытаний соблюдают равенство критериев Вебера, Фруда и числа гомохронности соответствующим критериям для КРТ при летной эксплуатации (набор критериев подобия определяется программой испытаний).Further, in the process of testing,
Указанные критерии вычисляются по формулам: 
гдеWhere
WeM0Д(ЛИ) - критерий Вебера для модельной жидкости в модели топливного бака (или КРТ в топливном баке КА);We M0Д (LI) - Weber criterion for a model fluid in a fuel tank model (or SRT in a spacecraft fuel tank);
WЖМ0Д(ЛИ) _ скорость течения модельной жидкости (или КРТ при летной эксплуатации в топливном баке КА), м/с;W ЖМ0Д (ЛИ) _ flow rate of the model fluid (or SRT during flight operation in the spacecraft’s fuel tank), m / s;
DЭКВ М0Д(ЛИ) эквивалентный диаметр пор сеток ВБУ КТ модели топливного бака (или ВБУ КТ в топливном баке КА), м;D ECV M0D (LI) equivalent pore diameter of the meshes of the VBU CT model of the fuel tank (or VBU CT in the spacecraft fuel tank), m;
ρЖ М0Д(ЛИ) - плотность модельной жидкости (или КРТ при летной эксплуатации в топливном баке КА), кг/м;ρ Ж М0Д (ЛИ) - density of the model fluid (or SRT during flight operation in the spacecraft’s fuel tank), kg / m;
σЖeМ0Д(ЛИ) " коэффициент поверхностного натяжения модельной жидкости (или КРТ в топливном баке КА), Н/м.σ Ж e М0Д (ЛИ) "is the surface tension coefficient of the model fluid (or SRT in the SC fuel tank), N / m.
гдеWhere
fr М0Д(ЛИ) - критерий Фруда для модельной жидкости в модели топливного бака (или КРТ в топливном баке КА);fr М0Д (ЛИ) - Froude criterion for a model fluid in a fuel tank model (or SRT in a spacecraft fuel tank);
LБАКА М0Д(ЛИ) _ характерный размер модели топливного бака (или топливного бака КА) м;L TANK M0D (LI) _ the characteristic size of the model of the fuel tank (or the fuel tank of the spacecraft) m;
гдеWhere
Ho М0Д(ЛИ) - число гомохронности для модели топливного бака (или топливного бака КА);Ho М0Д (ЛИ) - homochronism number for the model of the fuel tank (or the fuel tank of the spacecraft);
τПЕР - характерное время переходного процесса, с. τ PER - characteristic time of the transition process, s.
С использованием предлагаемого технического решения могут быть проведены различные испытания модели топливного бака с ВБУ КТ, при проведении которых проводят моделирование гидродинамических процессов в топливных баках КА при летной эксплуатации и экспериментально определяют значение технических характеристик модели топливного бака с ВБУ КТ. Ниже приведены несколько примеров:Using the proposed technical solution, various tests of a model of a fuel tank with a VBU CT can be carried out, during which modeling of hydrodynamic processes in the fuel tanks of a spacecraft during flight operation and experimentally determine the value of the technical characteristics of a model of a fuel tank with a VBU CT. Below are a few examples:
1) Определение положения центра масс жидкости КРТ в процессе опорожнения топливного бака КА в условиях невесомости (микрогравитации) или при действии ускорений и влияние на его положение элементов ВБУ КТ1) Determining the position of the center of mass of the liquid SRT in the process of emptying the spacecraft fuel tank under conditions of zero gravity (microgravity) or under the action of accelerations and the influence of the elements of the VBU CT on its position
При определении положения центра масс жидкости КРТ одновременно с вытеснением модельной жидкости производят видео-регистрацию формы поверхности жидкость-газ до полного опорожнения контейнера 8. Положение центра масс модельной жидкости в модели топливного бака в условиях невесомости (микрогравитации) для различных степеней заполнения бака вычисляют путем определения центра тяжести сечения, занятого модельной жидкостью.When determining the position of the center of mass of the liquid КРТ simultaneously with the displacement of the model liquid, video recording of the liquid-gas surface shape is carried out until the container is completely empty 8. The position of the center of mass of the model liquid in the fuel tank model under zero gravity (microgravity) for various degrees of tank filling is calculated by determining the center of gravity of the cross section occupied by the model fluid.
Моделирование воздействия ускорений вдоль центральной оси или боковых ускорений для различных степеней заполнения топливного бака с ВБУКТ осуществляют поворотом контейнера 8 на фиксированный расчетный уголф «β». При этом производят видео-регистрацию переходного процесса в модельной жидкости 26 для определения его длительности.Modeling the effects of accelerations along the central axis or lateral accelerations for various degrees of filling the fuel tank with VBUKT is carried out by turning the
2) Определение условий, приводящих к возникновению аварийной ситуации2) Determining the conditions leading to an emergency
Для определения указанных условий проводят серию испытаний по пункту 1) при этом поэтапно увеличивают расход модельной жидкости и угол «β», а также подвергают контейнер 8 другим внешним воздействиям, например, вибрационным колебаниям различной частоты и амплитуды, тепловому воздействию и т.п.To determine these conditions, a series of tests is carried out according to paragraph 1), while the flow rate of the model fluid and the angle “β” are gradually increased, and the
Возникновение аварийной ситуации определяют по количеству прошедшего газа наддува в выходную гидравлическую магистраль 20 или визуально по оголению от модельной жидкости 26 сегмента фильтра-фазоразделителя 14 т.п. Таким образом, устанавливается диапазон технических характеристик и значений параметров внешних воздействий при которых топливный бак с ВБУ КТ работоспособен.The occurrence of an emergency is determined by the amount of boost gas passed into the output
3) Определение невырабатываемых остатков жидкости КРТ в топливном баке КА.3) Determination of undeveloped residues of SRT liquid in the spacecraft fuel tank.
Испытания проводят по пункту 1). После слива модельной жидкости 26 и прорыва газа наддува в выходную гидравлическую магистраль 20 невырабатываемые остатки КРТ в топливном баке КА при летной эксплуатации вычисляют как сумму остатков в виде отдельных капель на стенках бака и элементов ВБУ КТ, а также остатков внутри и около фильтра-фазоразделителя.Tests are carried out according to paragraph 1). After draining the
Для вычисления остатков модельной жидкости 26 внутри сегмента фильтра-фазоразделителя 14 со стороны его внешней поверхности и стенкой корпуса модели, а также внутри фильтра-фазоразделителя 14 проводят фото-регистрацию формы поверхности занятой модельной жидкостью 26 прорыва газа наддува в выходную гидравлическую магистраль 20. Объем этой части невырабатываемых остатков жидкости КРТ в топливном баке КА при летной эксплуатации определяют путем поворота площади поверхности занятой модельной жидкостью 26 в контейнере 8 вокруг оси «X» и умножения его на соотношение диаметров топливного бака и контейнера 8.To calculate the
Объем невырабатываемых остатков жидкости КРТ в виде отдельных капель на радиальном ребре 15 и других плоских элементах конструкции, находящихся во внутренней полости контейнера 8. Объем этой части невырабатываемых остатков жидкости КРТ в штатном баке вычисляют путем перемножения статистического усредненного объема капель на элементе каждого типа на число таких элементов в штатном баке.The volume of non-produced residues of SRT liquid in the form of separate drops on the
4) Определение капиллярной удерживающей способности (КУС) экранов фильтра-фазоразделителя4) Determination of capillary holding capacity (CBS) of the screens of the filter-phase separator
Начальное заполнение модели топливного бака выполняют так, чтобы фильтр-фазоразделитель 14 был покрыт модельной жидкостью 26 при вертикальном положении контейнера 8. Затем разворачивают контейнер 8 в горизонтальное положение.The initial filling of the fuel tank model is performed so that the filter-
Медленно (с максимальным перепадом давления 10 мм вод. ст.) выдавливают модельную жидкость в гидравлическую магистраль 20. Во время прорыва через сегмент фильтра-фазоразделителя 14 газ наддува некоторое время прорывается в виде пузырьков, до тех пор, пока объем за сегментом фильтра-фазоразделителя 14 не заполнится газом. В этот период времени дифференциальным манометром измеряют переменную величину перепада давления на экране через измерительные магистрали. Усредненная величина перепада давления принимается за его КУС.Slowly (with a maximum pressure drop of 10 mm water column) the model fluid is squeezed into the
На Фиг. 5-6 показаны фотографии варианта демонстрационной модели предлагаемого технического решения толщиной контейнера 8 равной 4 мм, внутренние плоские поверхности которого покрыты фторопластом Ф-4, а боковые поверхности (элемент корпуса топливного бака) выполнены из пластика (оргстекла). В качестве модельной жидкости используется подкрашенная вода. Модель ВБУ КТ выполнена только в виде элемента фильтра фазоразделителя из пористого материала и расположена вблизи заправочно-сливной штуцера. Контейнер 8 установлен горизонтально. Фотографии демонстрирует положение свободной поверхности жидкости в зависимости от степени заполнения контейнера 8.In FIG. 5-6 are photographs of a variant of the demonstration model of the proposed technical solution with a
На Фиг. 7-8 показаны фотографии варианта той же демонстрационной модели предлагаемого технического решения, в которую добавлено радиальное ребро. Фотографии демонстрирует, как добавление радиальных ребер в состав ВБУ КТ изменяет положение поверхности раздела вытеснительный газ - модельная жидкости в контейнере 8 в зависимости от степени заполнения.In FIG. 7-8 are photographs of a variant of the same demonstration model of the proposed technical solution, in which a radial rib is added. The photographs show how the addition of radial ribs to the VBU CT structure changes the position of the displacing gas – model liquid interface in
На Фиг. 9-10 показаны фотографии аварийных ситуаций, которые могут возникать при летной эксплуатации топливных баков КА с ВБУ КТ.In FIG. Figures 9-10 show photos of emergencies that may occur during flight operation of spacecraft fuel tanks with a propulsion system of CT.
На Фиг. 11-12 показаны фотографии открытого контейнера, в котором установлено только радиальное ребро. Контейнер частично заполнен модельной жидкостью. Фотографии демонстрирует соответствие полученных экспериментальным путем равновесных положений модельной жидкости рисункам на Фиг. 3 и Фиг. 4.In FIG. 11-12 are photographs of an open container in which only a radial rib is mounted. The container is partially filled with model fluid. The photographs demonstrate the correspondence of the experimentally obtained equilibrium positions of the model fluid to the figures in FIG. 3 and FIG. four.
Использование предлагаемого изобретения позволяет:Using the invention allows:
- повысить достоверность моделирования в наземных условиях гидродинамических процессов, происходящих в топливном баке КА, снабженном капиллярным заборным устройством, устранить временные ограничения на проведение испытаний, расширить диапазон исследуемых технических характеристик на испытаниях за счет возможности моделирования процессов с переменными ускорениями (переходных процессов от состояния невесомости (микрогравитации) к состоянию с небольшими ускорениями), ударных динамических воздействий на модель топливного бака с ВБУ КТ;- increase the reliability of modeling in ground conditions of hydrodynamic processes occurring in a spacecraft fuel tank equipped with a capillary intake device, eliminate time constraints on testing, expand the range of technical specifications under test due to the possibility of modeling processes with variable accelerations (transient from zero gravity ( microgravity) to a state with small accelerations), dynamic shock effects on the model of a fuel tank with a propulsion system T;
- расширить диапазона параметров для моделирования условий невесомости (микрогравитации) и условий с небольшими ускорениями, в которых выполняется равенство критериев Бонда, Вебера, Фруда и числа гомохронности за счет расширения выбора типа модельной жидкости и материала стенок модели топливного бака КА для использования различных материалов, а также снизить затраты на проведение испытаний;- expand the range of parameters for modeling the conditions of weightlessness (microgravity) and conditions with small accelerations in which the Bond, Weber, Froude criteria and the homochronism number are equal by expanding the choice of the type of model fluid and the material of the walls of the spacecraft’s fuel tank model for using various materials, and also reduce the cost of testing;
- упростить проведение испытаний.- simplify testing.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018146136A RU2703745C1 (en) | 2018-12-25 | 2018-12-25 | Device for simulation of hydrodynamic processes in spacecraft fuel tank |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018146136A RU2703745C1 (en) | 2018-12-25 | 2018-12-25 | Device for simulation of hydrodynamic processes in spacecraft fuel tank |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2703745C1 true RU2703745C1 (en) | 2019-10-22 |
Family
ID=68318371
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018146136A RU2703745C1 (en) | 2018-12-25 | 2018-12-25 | Device for simulation of hydrodynamic processes in spacecraft fuel tank |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2703745C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112815847A (en) * | 2021-01-29 | 2021-05-18 | 中国科学院沈阳自动化研究所 | Microgravity environment simulation driving mechanism |
| CN114739621A (en) * | 2022-06-15 | 2022-07-12 | 中国飞机强度研究所 | Three-dimensional motion trajectory real-time observation system for airplane mechanics test and observation method thereof |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1799464A3 (en) * | 1991-05-21 | 1993-02-28 | Шиhakob Дmиtpий Mиxaйлobич;Mopдobиh Bиktop Зaxapobич;Ckpябиh Mapk Иbahobич;Aлekcahдpob Лeb Гpигopьebич;Bлacob Aлekceй Hиkoлaebич;Гoлob Baлepий Cepгeebич;Pудakob Bлaдиmиp Mиxaйлobич | Bench for investigation hydrodynamic processes in fuel tanks of flying vehicle in weightlessness |
-
2018
- 2018-12-25 RU RU2018146136A patent/RU2703745C1/en active
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1799464A3 (en) * | 1991-05-21 | 1993-02-28 | Шиhakob Дmиtpий Mиxaйлobич;Mopдobиh Bиktop Зaxapobич;Ckpябиh Mapk Иbahobич;Aлekcahдpob Лeb Гpигopьebич;Bлacob Aлekceй Hиkoлaebич;Гoлob Baлepий Cepгeebич;Pудakob Bлaдиmиp Mиxaйлobич | Bench for investigation hydrodynamic processes in fuel tanks of flying vehicle in weightlessness |
Non-Patent Citations (3)
| Title |
|---|
| Новиков А.В., Сухов А.В., Андреев Е.А. Экспериментальное исследование гидродинамических процессов в топливных баках с капиллярными системами отбора жидкости. Инженерный журнал: наука и инновации, 2017, вып. 1, стр.1-11 http://dx.doi.org/10.18698/2308-6033-2017-01-1576. * |
| Новиков А.В., Сухов А.В., Андреев Е.А. Экспериментальное исследование гидродинамических процессов в топливных баках с капиллярными системами отбора жидкости. Инженерный журнал: наука и инновации, 2017, вып. 1, стр.1-11 http://dx.doi.org/10.18698/2308-6033-2017-01-1576. Ягодников Д.А., Сапожников В.Б., Авраамов Н.И., Лоханов И.В., Новиков А.В. Экспериментальное и методическое обеспечение исследования гидродинамических процессов в топливных баках с капиллярными системами отбора криогенных компонентов. ВЕСТНИК НПО ИМ. С.А. ЛАВОЧКИНА Издательство: Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина (Химки), стр.36-42 ISSN: 2075-6941 eISSN: 2311-3367. * |
| Ягодников Д.А., Сапожников В.Б., Авраамов Н.И., Лоханов И.В., Новиков А.В. Экспериментальное и методическое обеспечение исследования гидродинамических процессов в топливных баках с капиллярными системами отбора криогенных компонентов. ВЕСТНИК НПО ИМ. С.А. ЛАВОЧКИНА Издательство: Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина (Химки), стр.36-42 ISSN: 2075-6941 eISSN: 2311-3367. * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112815847A (en) * | 2021-01-29 | 2021-05-18 | 中国科学院沈阳自动化研究所 | Microgravity environment simulation driving mechanism |
| CN114739621A (en) * | 2022-06-15 | 2022-07-12 | 中国飞机强度研究所 | Three-dimensional motion trajectory real-time observation system for airplane mechanics test and observation method thereof |
| CN114739621B (en) * | 2022-06-15 | 2022-09-13 | 中国飞机强度研究所 | Three-dimensional motion trajectory real-time observation system for airplane mechanics test and observation method thereof |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Hartwig | Liquid acquisition devices for advanced in-space cryogenic propulsion systems | |
| RU2703745C1 (en) | Device for simulation of hydrodynamic processes in spacecraft fuel tank | |
| Jaekle, Jr et al. | Propellant management device conceptual design and analysis-Galleries | |
| Yang et al. | Propellant sloshing parameter extraction from computational-fluid-dynamics analysis | |
| De Brock et al. | A survey of current developments in surface tension devices for propellant acquisition | |
| Chowdhury | Design and performance simulation of a hybrid sounding rocket. | |
| Zhuang et al. | Numerical simulation of fluid transport along parallel vanes for vane type propellant tanks | |
| Crosby et al. | Liquid propellant mass measurement in microgravity | |
| Klatte et al. | Sloshing and pressurization tests for membrane tank: Tests, validation and models | |
| Fisher et al. | Analysis of cryogenic propellant behaviour in microgravity and low thrust environments | |
| Levine et al. | Surface tension and contact angle analysis with design of propellant measurement apparatus | |
| Lange et al. | MASCOT-Structures design and qualification of an" organic" mobile pander platform for low gravity bodies | |
| Yang | Investigation of liquid–gas interfacial shapes in reduced gravitational environments | |
| Tegart et al. | A vane type propellant management device | |
| Manning et al. | Design of the Europa clipper propellant management device | |
| Liu et al. | Testing Liquid Distribution in a Vane‐Type Propellant Tank under Conditions of Microgravity Using a Drop Tower Test | |
| Anii et al. | Dynamics of low-gravity sloshing in spherical tanks during touchdown phases of landers | |
| Nazario et al. | Mass Gauging and Validation of a Novel In-Space Propellant Storage and Transfer using CFD | |
| Sapozhnikov et al. | Experimental evaluation of rational pre-launch acceleration parameters to provide liquid-propellant rocket sustainer engine launch in microgravity | |
| Furuichi et al. | Evaluation of Sloshing Effect on a Tank during Landing Phases of Spacecrafts in a Micro-Gravity Environment | |
| Delgado | History of Fuel Sloshing | |
| Bossong et al. | Modal Propellant Gauging-Propellant Refueling and on Orbit Transfer Operations | |
| Storey et al. | Principles of Fluid Dynamic Similarity Analysis for Slosh Experiments | |
| Bakkum et al. | Investigation of Propellant Sloshing and Zero Gravity Equilibrium for the Orion Service Module Propellant Tanks | |
| Silvernail | An Investigation to Advance the Technology Readiness Level of the Centaur Derived On-orbit Propellant Storage and Transfer System |