Система термостатирования жидкого компонента ракетного топлива двигательной установки космического объекта
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для длительного хранения на борту жидкого топлива в условиях космоса. Предлагаемая система содержит топливный бак с теплоизоляцией, контур циркуляции теплоносителя с теплообменником и нагнетателем, а также тепловой аккумулятор и радиатор-охладитель. При этом указанный контур включает в себя тепловой аккумулятор, последовательно соединенный с нагнетателем и теплообменником и сообщенный теплопроводом с радиатором-охладителем. На наружной поверхности бака установлена термоэлектрическая батарея. Ее холодная коммутационная пластина по всей своей наружной поверхности образует тепловой контакт с наружной поверхностью бака, а горячая коммутационная пластина - с теплообменником. Аккумулятор преимущественно установлен в указанном контуре между теплообменником и выходом нагнетателя. На пассивных участках полета включены нагнетатель и батарея, а на активных участках - только нагнетатель. При этом температура аккумулятора поддерживается равной номинальной температуре подачи топлива в двигатели. Технический результат изобретения состоит в увеличении срока хранения топлива в полете, без изменения характеристик двигателей космического объекта. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для длительного хранения жидкого компонента ракетного топлива двигательной установки на борту космического объекта в условиях полета.
Известна пассивная система термостатирования жидкого кислорода объединенной двигательной установки многоразового орбитального корабля "Буран", представляющая собой экранно-вакуумную тепловую изоляцию, установленную на наружной поверхности бака. (Многоразовый орбитальный корабль "Буран". Под ред. Ю.П.Семенова и др. - М.: Машиностроение, 1995, с.205).Пассивная система термостатирования не обеспечивает длительного хранения компонента топлива в полете.Наиболее близкой к предлагаемому решению по технической сущности является активная система термостатирования жидкого компонента ракетного топлива двигательной установки космического объекта, выбранная за прототип, содержащая бак с тепловой изоляцией, холодильник с источником электропитания, контур циркуляции теплоносителя с нагнетателем и теплообменником в баке, а также контур циркуляции теплоносителя с нагнетателем и радиатором-охладителем (излучателем) для сброса тепла. (Некоторые вопросы проектирования двигательных установок ракет-носителей, разгонных блоков и орбитальных кораблей, работающих на криогенных компонентах топлива. Сборник статей под ред. Б.А. Соколова. В сб.: Ракетно-космическая техника. Сер. ХII, вып.1-2. Расчет, проектирование и испытания космических систем. ОНТИ, 2000, с.66). Вместо радиатора-охладителя для сброса тепла может быть использован тепловой аккумулятор, представляющий собой теплообменник в баке с другим компонентом топлива. (Там же, с.64 рис. I-III).В известных системах термостатирование компонента топлива в период хранения и в период подачи его в двигатели осуществляется при одной и той же температуре, что не позволяет достичь наиболее длительного срока хранения компонента топлива в полете и одновременно обеспечить номинальные условия работы двигателей.Например, для пероксида водорода номинальная температура подачи компонента в двигатели, как и практически для всех применяемых высококипящих компонентов, составляет (20±5)°С. Срок же хранения жидкого пероксида водорода увеличивается в (2-3) раза при снижении температуры на каждые 10°С вплоть до температуры плавления минус 0,89°С. (Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. Под ред. В.М.Кудрявцева. - М.: Высшая школа, 1993, кн.1, с. 131).Задачей изобретения является увеличение срока хранения жидкого компонента ракетного топлива двигательной установки космического объекта в полете при сохранении характеристик двигателей.С этой целью в системе термостатирования жидкого компонента ракетного топлива двигательной установки космического объекта, содержащей топливный бак с теплоизоляцией, контур циркуляции теплоносителя с теплообменником и нагнетателем, а также тепловой аккумулятор и радиатор-охладитель в контуре циркуляции по теплоносителю последовательно соединены нагнетатель, теплообменник и тепловой аккумулятор, который соединен теплопроводом с радиатором-охладителем, введена термоэлектрическая батарея, установленная на наружной поверхности бака, при этом холодная коммутационная пластина термоэлектрической батареи по всей своей наружной поверхности образует тепловой контакт с наружной поверхностью бака, а горячая коммутационная пластина по всей своей наружной поверхности образует тепловой контакт с теплообменником.Кроме того, тепловой аккумулятор установлен в контуре циркуляции теплоносителя между теплообменником и выходом нагнетателя.Сущность изобретения поясняется чертежом.На чертеже изображен пример устройства для хранения однокомпонентного топлива двигательной установки космического объекта, где цифрами обозначены:1 - топливный бак;2 - термоэлектрическая батарея;3 - нагнетатель;4 - контур циркуляции теплоносителя;5 - теплообменник;6 - холодная коммутационная пластина;7 - горячая коммутационная пластина;8 - теплоизоляция;9 - тепловой аккумулятор;10 - теплопровод;11 - радиатор-охладитель;12 - источник электропитания.До старта космического объекта жидкое топливо заправляется в топливный бак 1. Термоэлектрическая батарея 2, установленная на топливном баке 1, и нагнетатель 3 выключены, прокачка теплоносителя в контуре циркуляции теплоносителя 4 и в теплообменнике 5 отсутствует.После старта на пассивных участках полета космического объекта двигательная установка выключена, топливо из топливного бака 1 не расходуется, термоэлектрическая батарея 2 и нагнетатель 3 включены. При включенной термоэлектрической батарее 2 через нее проходит постоянный электрический ток от источника электропитания 12, в результате чего между коммутационными пластинами холодной 6 и горячей 7 возникает разность температур, обусловленная эффектом Пельтье, причем, чем ниже температура горячей коммутационной пластины 7, тем ниже температура холодной коммутационной пластины 6. При включенном нагнетателе 3 осуществляется прокачка теплоносителя в контуре циркуляции теплоносителя 4 через теплообменник 5, что обеспечивает термостатирование горячей коммутационной пластины 7, имеющей тепловой контакт с теплообменником 5 по всей своей наружной поверхности. Таким образом, при включенных термоэлектрической батарее 2 и нагнетателе 3 между коммутационными пластинами холодной 6 и горячей 7 возникает разность температур и одновременно термостатируется горячая коммутационная пластина 7, что приводит к охлаждению холодной коммутационной пластины 6 и топливного бака 1, имеющего тепловой контакт с холодной коммутационной пластиной 6 по всей ее наружной поверхности и изолированного от окружающей среды теплоизоляцией 8. Тепло от горячей коммутационной пластины 7 отводится теплоносителем в тепловой аккумулятор 9, а затем по теплопроводу 10 сбрасывается в космическое пространство через радиатор-охладитель 11. Параметры устройств, в частности площадь излучения радиатора-охладителя, выбраны с таким расчетом, чтобы температура теплового аккумулятора 9 в установившемся режиме соответствовала номинальной температуре подачи топлива в двигатели. Тепловой аккумулятор 9 установлен между теплообменником 5 и выходом нагнетателя 3, что позволяет более эффективно сбрасывать тепло, выделяемое самим нагнетателем 3. В качестве теплового аккумулятора 9 может быть использован корпус космического объекта.На активных участках полета двигательная установка включена, топливо из топливного бака 1 расходуется, термоэлектрическая батарея 2 выключена, нагнетатель 3 включен. При выключенной термоэлектрической батарее 2 температура холодной коммутационной пластины 6 и находящегося с ней в тепловом контакте топливного бака 1 становится равной температуре горячей коммутационной пластины 7, которая, в свою очередь, поддерживается равной температуре теплового аккумулятора 9 благодаря прокачке теплоносителя в контуре циркуляции теплоносителя 4 при включенном нагнетателе 3. Так как температура теплового аккумулятора 9 равна номинальной температуре подачи топлива в двигатели, то с этой же температурой топливо расходуется из топливного бака 1.Таким образом, данная система обеспечивает хранение топлива на пассивных участках полета космического объекта при более низких температурах, чем номинальная температура подачи топлива в двигатели и тем самым позволяет увеличить срок его хранения, а также обеспечивает подачу топлива в двигатели при номинальной температуре на активных участках полета космического объекта с сохранением характеристик двигателей, что в совокупности позволяет выполнить поставленную задачу изобретения.Формула изобретения
1. Система термостатирования жидкого компонента ракетного топлива двигательной установки космического объекта, содержащая топливный бак с теплоизоляцией, контур циркуляции теплоносителя с теплообменником и нагнетателем, а также тепловой аккумулятор и радиатор-охладитель, отличающаяся тем, что указанный контур включает в себя тепловой аккумулятор, последовательно соединенный с нагнетателем и теплообменником и сообщенный теплопроводом с радиатором-охладителем, а на наружной поверхности бака установлена термоэлектрическая батарея, холодная коммутационная пластина которой по всей своей наружной поверхности образует тепловой контакт с наружной поверхностью бака, а горячая коммутационная пластина по всей своей наружной поверхности образует тепловой контакт с теплообменником.2. Система по п.1, отличающаяся тем, что тепловой аккумулятор установлен в контуре циркуляции теплоносителя между теплообменником и выходом нагнетателя.РИСУНКИ
Рисунок 1