Система заправки газом баллонов высокого давления космического объекта и способ ее эксплуатации


 


Владельцы патента RU 2440918:

Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" (RU)

Изобретения относятся к двигательным установкам космических объектов с криогенным топливом. Система включает в себя криогенный топливный бак (1), бак (6) с высококипящим компонентом, баллоны высокого давления (10), разъемное соединение (16), зарядный клапан (9), пусковой клапан (13), редуктор (12) и датчик (11) давления газа в баллонах (10), а также потребителей (14) газа. С помощью теплообменника (5) испаряют криогенный компонент при его теплообмене с баком (6). В трубопровод (15) последовательно включены: насос (2) и клапан (3) подачи криогенного компонента из бака (1) в теплообменник (5), а также обратный клапан (4). Выход теплообменника (5) сообщен с входом в баллоны (10). Датчик (11) электрически связан с клапаном (3) и насосом (2). В процессе подготовки космического объекта к пуску производится зарядка баллонов (10) в два этапа. Сначала их предварительно заряжают от наземной системы стартового комплекса через разъем (16) и клапан (9) до промежуточного давления. Этим исключают недопустимый прогрев баллонов (10) и газа в них. На втором этапе при заправленных топливных баках (1) и (6) дозаправляют баллоны (10) до конечного давления путем подачи криогенного топлива насосом (2) из бака (1) в теплообменник (5). Температура баллонов (10) и газа в них усредняется, исключая их перегрев. В полете ведут подзарядку баллонов (10), подавая насосом (2) криогенный компонент из бака (1) в теплообменник (5). Техническим результатом изобретений является обеспечение работы систем космического объекта в полете при минимальном объеме и массе газа в баллонах высокого давления, расширение функциональных возможностей космического объекта, упрощение и удешевление наземной системы зарядки баллонов высокого давления газом. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть применено в двигательной установке космического объекта, использующего криогенное топливо.

В космических объектах часто применяются баллоны высокого давления, заправленные газом, который используется, например, в системе управляющего давления, снабжающей энергией сжатого газа пневмогидравлические системы, в системе поддержания избыточного давления в топливных баках, в системе питания автономных агрегатов для управления положением космического объекта в пространстве и др. (см. «Ракеты-носители»./Под общей редакцией проф. С.О.Осипова. Москва, Военное издательство МО СССР, 1981, стр.208, 224).

Известны система и способ управления положением космических объектов в пространстве с помощью газореактивной системы с применением сжатого газа в качестве рабочего тела (см. Н.М.Беляев, Е.И.Уваров, Ю.М.Степанчук «Пневмогидравлические системы. Расчет и проектирование». М.: «Высшая школа», 1988, с.19, рис.1.8), которые приняты за прототипы.

В этой системе на управление аппаратом за все время его существования в космическом пространстве в бортовые баллоны высокого давления необходимый запас газа заправляется на стартовом комплексе.

Недостатком данной системы является ограничение времени пребывания космического объекта в работоспособном состоянии запасом взятого на борт газа. Увеличение количества газа приводит к увеличению массы баллонов высокого давления и снижению массы полезного груза космического объекта.

Кроме того, имеется сложность в обеспечении требуемой температуры газа в баллонах высокого давления на момент окончания их зарядки на стартовом комплексе. Для исключения перегрева баллонов высокого давления и, соответственно, снижения прочностных характеристик баллонов высокого давления и обеспечения требуемого количества газа необходимо зарядку баллонов проводить охлажденным газом или существенно ограничивать скорость зарядки с введением длительных перерывов для охлаждения баллонов высокого давления и газа в них. В первом случае усложняется наземная система обеспечения зарядки газом, так как требуется введение в состав системы охладителя газа. Во втором случае существенно увеличивается время зарядки и время подготовки космического объекта к пуску.

Задачей предложенной системы и способа эксплуатации системы заправки газом баллонов высокого давления космического объекта является обеспечение работы систем космического объекта в полете при минимальном объеме и массе газа в баллонах высокого давления, расширение функциональных возможностей космического объекта в течение всего времени его полета, упрощение и удешевление наземной системы зарядки баллонов высокого давления газом.

Задача решается за счет того, что в систему заправки газом баллонов высокого давления космического объекта, включающей криогенный топливный бак, топливный бак, компонент которого имеет высокую температуру кипения, баллоны высокого давления, разъемное соединение, зарядный клапан, пусковой клапан, редуктор давления газа, датчик давления газа в баллонах высокого давления и потребители газа космического объекта, введен теплообменник, с помощью которого ведется испарение криогенного компонента за счет теплообмена теплообменника с баком, заполненным компонентом с высокой температурой кипения, при этом вход теплообменника сообщен трубопроводом с выходом из криогенного топливного бака. В состав трубопровода последовательно, начиная от криогенного топливного бака, включены: насос подачи криогенного компонента из криогенного топливного бака в теплообменник, клапан подачи криогенного компонента в теплообменник и обратный клапан, препятствующий поступлению испаренного криогенного компонента из теплообменника в криогенный топливный бак. Выход теплообменника сообщен с входом в баллоны высокого давления, при этом датчик давления газа в баллонах высокого давления электрически связан с клапаном подачи криогенного компонента в теплообменник и насосом подачи криогенного компонента.

Задача решается за счет того, что в способе эксплуатации системы заправки газом баллонов высокого давления космического объекта с криогенным топливным баком, топливным баком, компонент которого имеет высокую температуру кипения, включающий подачу газа в баллоны высокого давления, в процессе подготовки космического объекта к пуску производится зарядка баллонов высокого давления в два этапа: на первом этапе проводится предварительная зарядка с помощью наземной системы стартового комплекса до промежуточного давления, не достигающего конечного давления зарядки баллонов высокого давления, чем исключается недопустимый прогрев баллонов высокого давления и газа в них, на втором этапе при заправленных топливных баках космического объекта осуществляется дозаправка баллонов высокого давления до конечного давления путем подачи криогенного топлива насосом из криогенного топливного бака в теплообменник, где криогенное топливо испаряется и имеет более низкую температуру по отношению к температуре, полученной при заправке баллонов высокого давления на первом этапе, при этом температура баллонов высокого давления и газа в них осредняется, исключая перегрев баллонов высокого давления и газа в них. Далее в результате расхода газа из баллонов высокого давления в процессе полета космического объекта ведется подзарядка баллонов высокого давления путем подачи насосом подачи криогенного компонента из криогенного топливного бака в теплообменник.

На чертеже схематично представлена система заправки газом баллонов высокого давления космического объекта, где

1. криогенный топливный бак;

2. насос подачи криогенного компонента;

3. клапан подачи;

4. обратный клапан;

5. теплообменник;

6. топливный бак, компонент которого имеет высокую температуру кипения;

7. экранно-вакуумная теплоизоляция;

8. термомосты;

9. зарядный клапан;

10. баллоны высокого давления;

11. датчик давления газа;

12. редуктор давления газа;

13. пусковой клапан;

14. потребители газа;

15. трубопровод;

16. разъемное соединение.

В систему заправки газом баллонов высокого давления 10 космического объекта, включающей криогенный топливный бак 1, топливный бак, компонент которого имеет высокую температуру кипения 6, баллоны высокого давления 10, разъемное соединение 16, зарядный клапан 9, пусковой клапан 13, редуктор давления газа 12, датчик давления газа 11 в баллонах высокого давления 10 и потребители газа 14 космического объекта, введен теплообменник 5, с помощью которого ведется испарение криогенного компонента за счет теплообмена теплообменника 5 с баком, заполненным компонентом с высокой температурой кипения 6, при этом вход теплообменника 5 сообщен трубопроводом 15 с выходом из криогенного топливного бака 1. В состав трубопровода 15 последовательно, начиная от криогенного топливного бака 1, включены: насос подачи криогенного компонента 2 из криогенного топливного бака 1 в теплообменник 5, клапан подачи 3 криогенного компонента в теплообменник 5 и обратный клапан 4, препятствующий поступлению испаренного криогенного компонента из теплообменника 5 в криогенный топливный бак 1. Выход теплообменника 5 сообщен с входом в баллоны высокого давления 10, при этом датчик давления газа 11 в баллонах высокого давления 10 электрически связан с клапаном подачи 3 криогенного компонента в теплообменник 5 и насосом подачи криогенного компонента 2.

В способе эксплуатации системы заправки газом баллонов высокого давления 10 космического объекта с криогенным топливным баком 1, топливным баком, компонент которого имеет высокую температуру кипения 6, включающий подачу газа в баллоны высокого давления 10, в процессе подготовки космического объекта к пуску производится зарядка баллонов высокого давления 10 в два этапа: на первом этапе проводится предварительная зарядка с помощью наземной системы стартового комплекса до промежуточного давления, не достигающего конечного давления зарядки баллонов высокого давления 10, чем исключается недопустимый прогрев баллонов высокого давления 10 и газа в них, что позволяет использовать в наземной системе широко применяемые в промышленности баллоны высокого давления 10 без охлаждения подаваемого в них газа. На втором этапе при заправленных топливных баках 1 и 6 космического объекта осуществляется дозаправка баллонов высокого давления 10 до конечного давления насосом подачи криогенного топлива 2 из криогенного топливного бака 1 в теплообменник 5, где криогенное топливо испаряется и имеет более низкую температуру по отношению к температуре, полученной при заправке баллонов высокого давления 10 на первом этапе, при этом температура баллонов высокого давления 10 и газа в них осредняется, исключая перегрев баллонов высокого давления 10 и газа в них.

Промежуточное давление зарядки баллонов высокого давления 10 (в зависимости от температуры, исключающей перегрев баллонов) в каждом конкретном случае (в зависимости от количества баллонов, их объема, материала, расхода газа и др. параметров) определяется расчетом и подтверждается при экспериментальной отработке системы.

При зарядке баллонов высокого давления 10 в конце первого этапа баллоны высокого давления 10 и газ в них нагреваются, а на втором этапе после прохождения теплообменника 5 криогенное топливо испаряется, при этом газ имеет отрицательную температуру, которая повышается при подаче его в баллоны высокого давления 10, и, перемешиваясь с газом положительной температуры, поданным на первом этапе, температура баллонов высокого давления и газа в них осредняется, чем и достигается температура, не снижающая прочностных характеристик баллонов высокого давления 10.

В процессе полета космического объекта расходуется газ из баллонов высокого давления 10. Для восполнения запасов газа в процессе полета ведется подзарядка баллонов высокого давления 10 путем забора насосом подачи криогенного топлива 2 из криогенного топливного бака 1, испарения и прогрева криогенного топлива в теплообменнике 5, расположенном под экранно-вакуумной теплоизоляцией 7 топливного бака, компонент которого имеет высокую температуру кипения 6, за счет его большой теплоемкости, при этом необходимая температура газа на входе в баллоны высокого давления 10 обеспечивается выбором материала и геометрическими параметрами теплообменника 5.

Теплообменник 5 расположен под экранно-вакуумной теплоизоляцией 7 топливного бака, компонент которого имеет высокую температуру кипения 6, крепится на нем с помощью термомостов 8. Теплообменник 5 может быть выполнен, например, в виде трубопровода, на внешнюю сторону которого нанесено покрытие, имеющее степень черноты не менее 0,9, а термомосты 8 - из малотеплопроводного материала, что исключает намерзание топлива в месте контакта термомостов 8 с топливным баком.

Потребители газа 14, например органы управления положением космического объекта в полете, подключены к баллонам высокого давления 10 магистралью, в состав которой включены пусковой клапан 13 и редуктор давления газа 12, обеспечивающий необходимое давление для работы потребителей газа 14.

Подача газа в баллоны высокого давления 10 от наземной системы газоснабжения стартового комплекса осуществляется через зарядный клапан 9 и разъемное соединение 16, которое разделяется при старте космического объекта.

Система заправки газом баллонов высокого давления 10 космического объекта работает следующим образом.

Предварительная зарядка баллонов высокого давления 10 на стартовом комплексе проводится из наземной системы после открытия зарядного клапана 9. При достижении заданного давления по сигналу датчика давления газа 11 в баллонах высокого давления 10 зарядный клапан 9 закрывается и после заправки топливных баков 1 и 6 начинается зарядка баллонов высокого давления 10 испаренным криогенным топливом до рабочего давления, для чего открывается клапан подачи 3, включается насос подачи криогенного компонента 2, криогенный компонент через обратный клапан 4 поступает в теплообменник 5, где за счет теплообмена конвекцией и излучением в пространстве под экранно-вакуумной теплоизоляцией 7 топливного бака, компонент которого имеет высокую температуру кипения 6, происходит испарение и прогрев криогенного компонента. Геометрические параметры теплообменника 5 обеспечивают требуемую температуру газового криогенного компонента в баллонах высокого давления 10 на момент окончания зарядки.

Аналогично происходит прогрев теплообменника 5 и оставшегося в нем газообразного криогенного топлива после окончания подзарядки баллонов высокого давления 10. Объем баллонов высокого давления 10, параметры теплообменника 5, диапазон изменения давления в баллонах высокого давления 10 взаимно согласованы с учетом затрат газа на работу потребителей газа 14.

Потребители газа 14, например органы управления положением космического объекта в полете, включаются в работу после открытия пускового клапана 13.

Введением предлагаемой системы и способа эксплуатации системы заправки газом баллонов высокого давления 10 космического объекта обеспечивается:

- работа потребителей газа 14 при минимальном объеме и массе газа и баллонов высокого давления 10;

- расширение функциональных возможностей космического объекта в течение всего времени его полета за счет использования газа для работы большего количества потребителей (например, для наддува баков, для управления клапанами двигательной установки, для работы системы ориентации и стабилизации космического объекта и т.д.), при этом количество газа, необходимого для работы потребителей, при необходимости, обеспечивается испарением криогенного компонента, взятого из основного топливного бака космического объекта;

- значительное упрощение и удешевление наземной системы и технологии зарядки баллонов высокого давления 10 газом на стартовом комплексе.

Кроме того, увеличивается время пребывания космического объекта в космических условиях за счет использования криогенного топлива для подзарядки баллонов высокого давления 10 в полете.

1. Система заправки газом баллонов высокого давления космического объекта, включающая криогенный топливный бак, топливный бак, компонент которого имеет высокую температуру кипения, баллоны высокого давления, разъемное соединение, зарядный клапан, пусковой клапан, редуктор давления газа, датчик давления газа в баллонах высокого давления и потребители газа космического объекта, отличающееся тем, что в нее введен теплообменник, с помощью которого ведется испарение криогенного компонента за счет теплообмена теплообменника с баком, заполненным компонентом с высокой температурой кипения, при этом вход теплообменника сообщен трубопроводом с выходом из криогенного топливного бака, причем в состав трубопровода последовательно, начиная от криогенного топливного бака, включены: насос подачи криогенного компонента из криогенного топливного бака в теплообменник, клапан подачи криогенного компонента в теплообменник и клапан, препятствующий поступлению испаренного криогенного компонента из теплообменника в криогенный топливный бак; выход теплообменника сообщен с входом в баллоны высокого давления, при этом датчик давления газа в баллонах высокого давления электрически связан с клапаном подачи криогенного компонента в теплообменник и насосом подачи криогенного компонента.

2. Способ эксплуатации системы заправки газом баллонов высокого давления космического объекта с криогенным топливным баком, топливным баком, компонент которого имеет более высокую температуру кипения, включающий подачу газа в баллоны высокого давления, отличающийся тем, что в процессе подготовки космического объекта к пуску производится зарядка баллонов высокого давления в два этапа: на первом этапе проводится предварительная зарядка с помощью наземной системы стартового комплекса до промежуточного давления, не достигающего конечного давления зарядки баллонов высокого давления, чем исключается недопустимый прогрев баллонов высокого давления и газа в них, на втором этапе при заправленных топливных баках космического объекта осуществляется дозаправка баллонов высокого давления до конечного давления путем подачи криогенного топлива насосом из криогенного топливного бака в теплообменник, где криогенное топливо испаряется и имеет более низкую температуру по отношению к температуре, полученной при заправке баллонов высокого давления на первом этапе, при этом температура баллонов высокого давления и газа в них усредняется, исключая перегрев баллонов высокого давления и газа в них, затем в процессе расхода газа из баллонов высокого давления во время полета космического объекта ведется подзарядка баллонов высокого давления путем подачи насосом подачи криогенного компонента из криогенного топливного бака в теплообменник.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к командно-измерительным средствам ракетно-космических комплексов и может применяться для бесконтактного дистанционного контроля и управления ракетно-космическим комплексом во всех случаях, когда объект контроля и управления находится в радиогерметичном объеме.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для запуска ракет. .

Изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к стартовым комплексам ракет космического назначения. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для запуска ракет. .

Изобретение относится к технике газоотводящих устройств пусковых установок ракетоносителей. .

Изобретение относится к монтажно-стыковочному оборудованию ракетно-космической отрасли и может быть использовано для стыковки головной части с ракетой-носителем, находящейся в вертикальном положении.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в других областях техники, где возможна эксплуатация емкостей при низких температурах.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для запуска с Земли как беспилотных, так и пилотируемых воздушно-космических аппаратов.

Изобретение относится к области космической техники. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к ракетам космического назначения. .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при полетах как в открытом космосе, так и в атмосфере. .

Ракета // 2438932
Изобретение относится к космонавтике. .

Ракета // 2437804
Изобретение относится к космонавтике. .

Ракета // 2437803
Изобретение относится к космонавтике. .

Изобретение относится к корпусам топливных баков для изделий ракетной и космической техники, в частности к устройствам, корпус которых является пневмогидравлической емкостью с эластичной разделительной мембраной для хранения жидкости с возможностью ее вытеснения.

Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов в космосе. .

Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов в космосе. .

Изобретение относится к космонавтике и служит для перевозки грузов в космосе. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к устройствам заправки (слива) окислителя ракетного разгонного блока
Наверх