Система контроля температур топливного бака окислителя ракеты космического назначения "союз-2"

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройствам обеспечения непрерывного контроля температуры заправленного окислителя в топливном баке ракеты космического назначения (РКН) «Союз-2». Система контроля температур топливного бака окислителя снабжена системой температурных датчиков. Датчики контроля температуры расположены непосредственно на датчиках системы управления расходом топлива (СУРТ) в топливном баке окислителя. Количество температурных датчиков, устанавливаемых в топливный бак окислителя каждой ступени РКН, зависит от длины бака, требуемой точности измерения и с возможностью резервирования при заданной вероятности отказа. Техническим результатом изобретения является обеспечение непрерывного контроля фактической температуры окислителя в топливном баке окислителя и, как следствие, оценки возможности успешного выполнения задачи РКН, а также накопления статистической информации об изменении температур окислителя в процессе эксплуатации. 1 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники, в частности к устройствам обеспечения непрерывного контроля температуры заправленного окислителя в топливном баке ракеты космического назначения РКН «Союз-2». Актуальность данного изобретения определяется необходимостью определения фактической температуры окислителя (кислорода) в баках I, II, III ступеней путем установки датчиков температуры по длине баков для расчета весовых характеристик РКН и априорной экспресс-оценки энергетических возможностей РКН по выведению заданного полезного груза на расчетную орбиту.

Предпосылки создания изобретения

В настоящее время важным вопросом исследований остается определение фактических весовых характеристик заправленной РКН непосредственно после окончания заправки перед стартом. Это необходимо прежде всего для того, чтобы оценить энергетическую возможность РКН вывести полезный груз определенной массы на расчетную орбиту.

В настоящее время при определении фактического полного веса РКН вес окислителя определяется как произведение объема конкретного бака на плотность окислителя (кислорода) при неизменной температуре -181,5°С. Но при воздействии температуры окружающей среды, длительной стоянки РКН перед стартом, неравномерностью прогрева слоев жидкости по всей длине бака, сложностью процесса кипения кислорода с одновременной его подпиткой, воздействием гидростатического давления на слои жидкости, находящиеся внизу бака, происходит изменение расчетной температуры кипения кислорода (181,5°С) и возникает необходимость создания системы обеспечения непрерывного контроля температуры в баке.

Также необходимо привести такой факт, что отличие фактической температуры окислителя от расчетной температуры на 1°С приводит к значительному изменению фактической массы заправляемого компонента (до 500 кг по II ступени РН) и, соответственно, энергетических характеристик РКН.

Для оценки температуры в баках окислителя РН необходимо не только использовать критерии и гипотезы, постулирующие на длительное время те или иные закономерности поведения жидкости, как испаряющегося компонента, но и осуществлять прямые наблюдения за фактическим состоянием жидкости в топливных баках в течение стоянки заправленного изделия с использованием современных подходов к системам мониторинга равновесного состояния.

Известен температурный датчик (патент РФ №2327122 от 20.06.2008), который относится к измерительной технике, в частности к датчикам температуры, используемым для измерения температуры ответственных объектов.

Известно устройство, предназначенное для измерения температур в жидкой среде (патент RU 24131 от 27.02.2011, патент РФ 2506543 от 10.02.2014). Причиной, препятствующей получению данными устройствами технического результата, который обеспечивается предлагаемым техническим решением, является измерение температур только поверхностного слоя жидкости (при прохождении датчика «зеркала» жидкости), необходимость установки температурных датчиков, их взаимное расположение и интеграции их в состав топливного бака, что изначально приводит к техническим трудностям при их установке и съеме информации с них.

Задачей изобретения является разработка системы контроля температур, обеспечивающей возможность непрерывно отслеживать температуру жидкого кислорода с минимальным изменением конструкции топливного бака, используя для крепления датчиков и съема информации систему датчиков СУРТ (система управления расходом топлива) РКН, уже установленную в топливном баке.

Заявлен топливный бак окислителя с системой контроля температур 1, показанный схематично на фиг. 1, снабженный системой температурных датчиков 3, расположенных на системе СУРТ 2.

В настоящее время датчики контроля температуры кислорода в баках РН «Союз-2» отсутствуют. Средства комплекса НИУКСИ (наземный информационный управляющий комплекс системы измерений) позволяют ввести дополнительный контроль трех температурных параметров (без изменения объема измерений других параметров) только на одном боковом блоке. Датчики температуры в баке конструктивно устанавливаются на датчик СУРТ. При этом потребуется также небольшая доработка бортовой кабельной сети РН, наземной кабельной сети на заводе-изготовителе, техническом и стартовом комплексах. Ожидаемая погрешность измерения параметров комплексом НИУКСИ составит ±3°С.

В случае доработки входов НИУКСИ для измерений параметров в области криогенных температур с высокой точностью погрешность измерения температурных параметров может быть уменьшена до ±1°С. Такая доработка проведена только на СК 17П32-4С (пл. 43 космодрома Плесецк), где без дополнительных доработок блоков кроссировки имеется возможность измерения только одного температурного параметра с погрешностью ±1°С. Но и в этом случае погрешность контроля температуры будет близка к расчетному отклонению (-1,0/+1,2)°С.

Предлагаемое изобретение отличается от известных тем, что содержит систему контроля температур, датчики которой расположены непосредственно на датчиках системы СУРТ (системы управления расходом топлива) в топливном баке окислителя. Количество температурных датчиков, устанавливаемых в топливный бак окислителя каждой ступени РКН, зависит от длины бака, требуемой точности измерения и возможностью резервирования при заданной вероятности отказа.

Техническим результатом изобретения является возможность определения фактической температуры окислителя в топливном баке и, как следствие, оценки возможности успешного выполнения задач РКН, а также накопления статистической информации об изменении температур окислителя в процессе эксплуатации.

Требуемый технический результат достигается тем, что система контроля температур позволяет использовать типовые криогенные датчики с минимальной доработкой их крепления к датчикам системы СУРТ, систему съема информации существующим комплексом НИУКСИ и передачи ее по каналам связи без дополнительной доработки баков РКН.

Действие системы контроля температур топливного бака заключается в следующем: комплекс НИУКСИ производит непрерывный опрос системы датчиков температуры и передает их показания в БЦВК, которая рассчитывает среднюю температуру окислителя и совместно с другими исходными данными производит расчет весовых характеристик РКН и расчет энергетических возможностей РКН по выведению заданной массы полезного груза на расчетную орбиту выведения.

Таким образом, положительный эффект установки системы контроля температур в топливном баке состоит:

- в обеспечении непрерывного контроля температуры окислителя в топливном баке РКН;

- в невысокой стоимости предлагаемого изобретения, так как его составные части просты в изготовлении и освоены отечественной промышленностью

В связи с тем, что разброс массы окислителя при заправке, соответствующий погрешности (-1,0/+1,2)°С, не учтен в расчетах энергетических характеристик РН, необходимо и целесообразно проведение измерений температурных параметров окислителя при заправке РН 14А14, о чем получено согласие и подтверждение разработчика комплекса. Вышеуказанные технические доработки РН для установки температурных датчиков могут быть проведены разработчиком при оговорке «по решению генерального заказчика и при наличии достаточного финансирования» (Исх. АО «РКЦ «ПРОГРЕСС» №/1155 от 23.08.15 г.).

Источники информации

1. Эльясберг. П.Е. Введение в теорию полета искусственных спутников Земли. М., Наука, 1965. 538 с.

2. Эльясберг П.Е. Определение движения по результатам измерений. М.: Главная редакция физико-математической литературы издательства «Наука», 1976. 416 с.

3. Управление расходованием топлива как средство повышения энергетики жидкостной ракеты / Б.Н. Петров, Ю.П. Портнов-Соколов, А.Я. Андриенко, В.П. Иванов // Навигация, наведение и оптимизация управления. - М.: Наука, 1978. - С. 67-76.

4. Проектирование и испытания баллистических ракет/ Под ред. В.И. Варфоломеева и М.И. Копытова. - М.: Оборонгиз, 1970. - 392 с., ил.

5. Конструкция и проектирование космических летательных аппаратов: Учебник для средних учебных заведений / Н.И. Паничкин, Ю.В. Слекушкин, В.П. Шинкин, Н.А. Яцинин. - М.: Машиностроение, 1986. - 344 с., ил.

6. Пенцак И.П. Теория полета и конструкция баллистических ракет: Учебное пособие для техникумов. - М.: Машиностроение, 1974. - 344 с., ил.

7. Володин В.А., Ткаченко Ю.Н. Конструкция и проектирование ракетных двигателей - 2-е изд., перераб. и доп. / Под ред. В.П. Советского. - М.: Машиностроение, 1984. - 272 с., ил.

8. Паушкин Я.М. «Жидкие и твердые ракетные топлива», - Изд. Наука, Москва, 1978 г. - 243 с.

Система контроля температур топливного бака окислителя РКН «Союз-2», содержащая систему датчиков температур криогенного компонента, расположенных непосредственно на датчиках системы управления расходом топлива (СУРТ), с возможностью непрерывного опроса датчиков температур средствами наземного информационного управляющего комплекса системы измерений (НИУКСИ) и передачи показаний в бортовой цифровой вычислительный комплекс.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области измерения температур, в частности, измерения температуры резания при точении. Исследование процессов резания предполагает измерение и фиксирование различных явлений, протекающих в технологической системе.

Изобретение относится к способу измерения температуры намотанного компонента, содержащему подачу известного постоянного тока в калибровочный провод (1) из резистивного материала; причем сопротивление калибровочного провода меняется вместе с температурой согласно известному закону; измерение разности потенциалов между зажимами (7a, 7b) упомянутого калибровочного провода; и этап вычисления, в ходе которого разность потенциалов преобразуется в среднюю температуру калибровочного провода; причем упомянутый калибровочный провод (1) намотан внутри катушки и уложен в ряд витков «Вперед» (5) и в ряд витков «Обратно» (6), объединенных попарно по существу с одинаковыми геометрической формой и местом расположения.

Изобретение относится к области измерительной техники и может быть использовано в обрабатывающих установках жидкости и газа. Измерительная система включает в себя модуль (930) построения фильтра, который строит фильтр верхних частот (902) для фильтрации показаний датчика, характеризующих переменную процесса.

Изобретение относится к области термометрии и может быть использовано в медицинской технике при цифровых измерениях температуры. Предложено устройство для измерения температуры, содержащее блок индикации, кнопку "Сброс" и последовательно соединенные датчик температуры и частотный преобразователь, регистр и схему сравнения сигналов, один вход которой связан с выходом регистратора, другой - с выходом регистра, а выход - с управляющим входом регистра, установочный вход которого соединен с кнопкой "Сброс".

Изобретение относится к области измерения температуры. Предложено устройство для измерения температуры, содержащее датчик теплового потока, который состоит из чувствительного элемента, в качестве которого, например, используются термоэлектрические преобразователи, контактирующие через образцовую теплопроводную пластину с нагревателем, которые размещены в теплоизоляционном корпусе.

Изобретение относится к области термометрии, где в качестве преобразователя используется полупроводниковый диод. Цифровой измеритель температуры содержит источник 1 тока, соединенный своим выходом с термопреобразователем 2 и первым входом схемы вычитания 3, выход которой через последовательно соединенные усилитель 4, генератор управляемой частоты 5 (ГУЧ) и преобразователь частоты в напряжение 6 (ПЧН) соединен со вторым входом схемы вычитания 3.

Устройство предназначено для измерения плотности потока энергии электромагнитного излучения в миллиметровом диапазоне длин волн и может быть также использовано в качестве образцового приемника для калибровки средств измерения.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для одновременного измерения давления, температуры и теплового потока с компенсацией влияния температуры на результаты измерения давления.

Изобретение относится к области измерительной техники и может быть использовано для измерении плотности сырой нефти в градусах API. Устройство для применения при измерении плотности сырой нефти в градусах API содержит трубопровод (1) для нефти, термопару (4) в трубопроводе для измерения температуры нефти при контакте с ней, сапфировое окно (3) в трубопроводе, инфракрасный термометр (5, 6) для измерения температуры нефти через окно и средство (20) для сравнения измерений температуры, полученных термометрами, с получением меры излучательной способности сырой нефти и, таким образом, ее плотности в градусах API.

Изобретение относится к области измерительной техники и может быть использовано для контроля процесса производства. Датчик 10, контролирующий температуру процесса производства, включает температурный сенсор, предусмотренный для подачи выходного сигнала сенсора 18, связанного с температурой процесса производства.

Изобретение относится к космическим аппаратам (КА), создаваемым на базе CubeSat. КА содержит корпус в форме параллелепипеда, состоящий из боковых панелей (18а,…18г), закрепленных на шпангоуте (17) служебной аппаратуры в виде фрезерованной плиты.

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА). ЛА содержит корпус с реактивным двигателем и цилиндром, размещенный в цилиндре поршень, углубление в корпусе, где размещен взаимодействующий с поршнем механический амортизатор, амортизационный упор в конце цилиндра, цилиндрический соленоид в конце углубления в корпусе, блок электропитания соленоидов внутри корпуса, выдающий электрические импульсы для втягивания поршня внутрь соленоида до начала амортизации и отталкивания поршня с корпусом после амортизации.

Изобретение относится к электротехническому оборудованию систем ориентации и стабилизации космических аппаратов (ИСЗ). Электромеханический исполнительный орган (ЭМИО) содержит маховик (1) с ротором (2) обращенного электродвигателя явнополюсного («когтевого») типа, имеющего статор (6) с трехфазной обмоткой (7).

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции двигательных модулей. Двигательный модуль космического летательного аппарата (КЛА) состоит минимум из двух шпангоутов и трех баков для топлива с верхними полюсными элементами, соединенными с верхним шпангоутом, и нижними полюсными элементами, являющимися опорами всего двигательного модуля, взаимодействующими с соответствующими опорами КЛА, минимум одного баллона высокого давления, ракетных двигателей и агрегатов управления.

Изобретение относится к устройствам разделения отсеков летательных аппаратов (ЛА). Узел разделения отсеков ЛА включает силовые элементы отсеков, соединяющий их болт, упорный элемент в посадочном месте хвостовой части тела болта со стороны его боковой поверхности, и сдвигаемый ограничитель положения упорного элемента, сообщенный с источником газа избыточного давления.

Изобретение относится к управлению относительным движением космического аппарата (КА). Разгрузка управляющих двигателей-маховиков (ДМ) в выбранном канале ориентации осуществляется по двухконтурной схеме.

Изобретение относится к стыковочным устройствам космических аппаратов. Механизм герметизации стыка стыковочного агрегата космического корабля содержит стыковочный шпангоут с равномерно распределенными по периметру стыка системами замков, электроприводы, торцевое уплотнение на стыковочной поверхности шпангоута.

Изобретение относится к системе захолаживания и продувки контуров криогенного ракетного топлива летательного аппарата. Объектом изобретения является устройство захолаживания оборудования (6, 7, 8) криогенных контуров летательного аппарата во время полета, содержащее средства забора воздуха снаружи летательного аппарата, средства извлечения азота из этого воздуха при помощи сепаратора азота типа OBIGGS (3) и средства (4, 5) распределения этого азота вокруг указанных компонентов.

Изобретение относится к способу электрических проверок космического аппарата (КА). Для электрической проверки производят включение и выключение КА, подключение и отключение наземных имитаторов бортовых источников электропитания, автоматизированную выдачу команд управления, допусковое телеизмерение и контроль параметров бортовой вычислительной системы, контроль сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формирование директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формирование протокола испытаний, отображение текущего состояния процесса испытаний.

Изобретение относится к наземным электрическим проверкам космических аппаратов (КА) при их изготовлении. В процессе проверок КА (1) используют: имитаторы ИБС (2) солнечных и имитаторы ИАБ (3) аккумуляторных батарей.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике и может быть использовано для отделения отсека летательного аппарата (ЛА). Система отделения отсека ЛА содержит устройство крепления отсека к ЛА по стыковочным шпангоутам, выполненное с возможностью расфиксации крепления, и устройство отделения, установленное на ЛА и снабженное толкателем. Толкатель контактирует с упорным элементом отсека. На стыковочном шпангоуте отсека выполнен посадочный пояс для стыковочного шпангоута ЛА. В состав устройства отделения введена охватывающая его оболочка с закрепленными на ней передним и задним фланцем. Передним фланцем оболочка закреплена на торце толкателя, задним фланцем установлена в центральном отверстии стыковочного шпангоута отсека с возможностью упора в торец посадочного пояса, являющийся упорным элементом отсека. Техническим результатом изобретения является повышение надежности отделения отсека ЛА. 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройствам обеспечения непрерывного контроля температуры заправленного окислителя в топливном баке ракеты космического назначения «Союз-2». Система контроля температур топливного бака окислителя снабжена системой температурных датчиков. Датчики контроля температуры расположены непосредственно на датчиках системы управления расходом топлива в топливном баке окислителя. Количество температурных датчиков, устанавливаемых в топливный бак окислителя каждой ступени РКН, зависит от длины бака, требуемой точности измерения и с возможностью резервирования при заданной вероятности отказа. Техническим результатом изобретения является обеспечение непрерывного контроля фактической температуры окислителя в топливном баке окислителя и, как следствие, оценки возможности успешного выполнения задачи РКН, а также накопления статистической информации об изменении температур окислителя в процессе эксплуатации. 1 ил.

Наверх