DE3786715T2

DE3786715T2 - Passive Bewirtschaftungsanordnung für Treibstoff.

Info

Publication number: DE3786715T2
Application number: DE87304211T
Authority: DE
Inventors: Tso-Ping Yeh
Original assignee: Loral Space Systems Inc
Current assignee: Maxar Space LLC
Priority date: 1986-06-16
Filing date: 1987-05-12
Publication date: 1994-03-03
Anticipated expiration: 2007-05-13
Also published as: CA1292673C; EP0476720B1; DE3750727T2; EP0250084B1; CA1298169C; EP0250084A3; EP0476720A3; EP0476720A2; DE3750727D1; DE3786715D1; JPS62299500A; US4743278A; EP0250084A2

Description

Technisches Gebiet

Die vorliegende Erfindung betrifft das Gebiet des Ausstoßens von flüssigem Treibstoff und nicht von Druckgas aus einem Flüssigtreibstofftank an Bord eines Raumflugkörpers.

Technischer Hintergrund

In "A Survey of Current Developments in Surface Tension Devices for Propellant Acquisition" (Überblick über aktuelle Entwicklungen auf dem Gebiet von Oberflächenspannungsvorrichtungen zur Treibstoffaufnahme) von DeBrock et al. in Journal of Spacecraft and Rockets, Vol. 8, No. 1, Februar 1971, S. 83-98 wird eine Reihe von Treibstoffversorgungsvorrichtungen für Flüssigtreibstofftanks von Raumflugkörpern aufgezeigt. So stellt beispielsweise Fig. 4 ein System von siebabgedeckten Gängen dar, die aus rechteckigen Kanälen hergestellt sind, und die über das gesamte Innere des Tanks verlaufen. Bei der vorliegenden Erfindung erstrecken sich Siebabdeckungen oder relativ geschlossene Abschnitte 10 von Flüssigkeitsübertragungskanälen 2 nicht ganz bis in die obere Hälfte 3 des Tanks 1; und die Flüssigkeitsübertragungskanäle 2 sind vorzugsweise V-förmig.
U.S.-Patent 3,923,188 stellt einen weiteren Typ eines Treibstoffversorgungssystems (propellant management system - PMS) mit siebabgedeckten Gängen mit rechteckigem Querschnitt dar, in dem sich die Siebabdeckungen bis zum oberen Bereich des Tanks erstrecken. Im Unterschied zur vorliegenden Erfindung ermöglicht die Vorrichtung, auf die Bezug genommen wird, kein Flachspinabfangen (flat spin recovery) und keine Umkehrbeschleunigung, wenn die Treibstoffmenge gering ist.
U.S.-Patent 4,272,257 stellt ein Treibstoffversorgungssystem dar, bei dem Flüssigkeit-Dampf-Separatoren in die Gänge eingesetzt sind. Die Separatoren, die die gleiche Funktion wie die Siebabdeckungen erfüllen, erstrecken sich bis in die obere Hälfte des Tanks. Dies führt zu den gleichen Nachteilen wie bei den Vorrichtungen nach dem Stand der Technik, bei denen Siebabdekkungen verwendet werden, wobei diese Nachteile, wie weiter unten erläutert, durch die vorliegende Erfindung überwunden werden. Die Vorrichtung, auf die Bezug genommen wird, offenbart keine Flachspinfähigkeit wie bei der vorliegenden Erfindung. In Spalte 1, Zeile 35-36 des Bezugspatents werden dreieckige Kanalöffnungen in PMS mit siebabgedeckten Gängen nach dem Stand der Technik erwähnt.
U.S.-Patent 4399831 stellt ein Treibstoffversorgungssystem mit siebabgedeckten Gängen mit rechteckigem Querschnitt dar, die sich bis in die obere Hälfte des Tanks erstrecken. Kammer 27, die den Festkörper 26 umgibt, wird als Blasensammler verwendet.
U.S.-Patent 4553565 stellt ein Treibstoffversorgungssystem mit Klappenkanälen (Fig. 5A und 5B) dar. Die Kanäle haben eine geringere Treibstoffrückhalte- und -aufnahmekapazität als die V- förmigen Kanäle 2, die in der vorliegenden Beschreibung erläutert werden. Die Vorrichtung, auf die Bezug genommen wird, besitzt nicht wie die vorliegende Erfindung die Fähigkeit zum Flachspin oder zur Spinbeschleunigung (spinup cabability).
Eine oberflächenspannungs-Speichervorrichtung wird im U.S.-Patent 4397408 (entspricht EP-A-043777) offenbart. Die Vorrichtung umfaßt eine Umhüllung, die eine Flüssigkeit enthält und ein Druckgas und eine Flüssigkeitsausstoßvorrichtung, die eine Konstruktion umfaßt, die aus starren Elementen besteht, die eine gitterartige Innenfläche bilden, die eine Gassperre bildet, und die eine mittlere Auslaßöffnung begrenzen, und Spalten, deren Breite als Funktion der Entfernung zum mittleren Durchlaß von einem für die Gassperre gewählten Minimalwert zu einem Maximalwert zunimmt, der so gewählt wird, daß das Ausstoßen der in der Konstruktion enthaltenen Flüssigkeit in die Umhüllung so lange verhindert wird, wie die Beschleunigung einen vorgegebenen Grenzwert nicht überschreitet, wobei die Konstruktion einen Puffertank bildet, aus dem die Flüssigkeit unter der Wirkung des Gases in jeder Nutzungsphase durch den mittleren Durchlaß ausgestoßen werden kann, und der durch eine Versorgungsvorrichtung, die zu einem in der Konstruktion vorhandenen Flüssigkeitseinlaß führt, mit in der Umhüllung enthaltener Flüssigkeit nachgefüllt werden kann.

Kurze Beschreibung der Zeichnungen

Diese und andere ausführlichere und besondere Aufgaben und Merkmale der vorliegenden Erfindung werden in der folgenden Beschreibung vollständiger offenbart, wobei auf die beigefügten Zeichnungen Bezug genommen wird, bei denen:
Fig. 1 eine isometrische, teilweise aufgebrochene Ansicht eines Flüssigkeitstanks 1 eines Raumflugkörpers ist, bei dem die vorliegende Erfindung eingesetzt wird;
Fig. 2 eine als Schnitt ausgeführte Seitenansicht des Tanks 1 aus Fig. 1 ist;
Fig. 3 ein Schnitt durch einen relativ offenen Abschnitt 11 von V-Kanal 2C aus Fig. 2 entlang der Linie 3-3 ist;
Fig. 4 ein Schnitt durch einen relativ geschlossenen Abschnitt 10 von V-Kanal 2C aus Fig. 2 entlang der Linie 4-4 ist;
Fig. 5 eine isometrische, teilweise aufgebrochene Darstellung einer Blasensammeleinheit 9 von Tank 1 aus Fig. 1 ist;
Fig. 6 eine als Schnitt ausgeführte Seitenansicht von Tank 1 aus Fig. 1 ist, die die Verteilung von Flüssigtreibstoff während eines Spinbeschleunigungs-Manövers darstellt;
Fig. 7 eine als Schnitt ausgeführte Seitenansicht von zwei Tanks 1A, 1B der Art nach Fig. 1 ist, die die Verteilung von Flüssigtreibstoff für einen Spin um die Hauptachse des Raumflugkörpers für den Fall darstellt, daß die Tanks 1A, 1B zu mehr als 50% mit Treibstoff gefüllt sind;
Fig. 8 eine als Schnitt ausgeführte Seitenansicht von Tank 1 aus Fig. 1 ist, die die Verteilung von Flüssigtreibstoff nach einem Zündmanöver des Apogäums-Kickmotor darstellt;
Fig. 9 eine als Schnitt ausgeführte Seitenansicht von zwei Tanks 1A, 1B der Art nach Fig. 1 ist, die die Verteilung von Flüssigtreibstoff für einen Spin um die Hauptachse des Raumflugkörpers für den Fall darstellt, daß die Tanks 1A, 1B zu weniger als 50% mit Treibstoff gefüllt sind;
Fig. 10 eine als Schnitt ausgeführte Seitenansicht des Tanks 1 aus Fig. 1 ist, die die Verteilung von Flüssigtreibstoff bei einem Manöver zur Nord-Positionsbeibehaltung darstellt; und
Fig. 11 eine als Schnitt ausgeführte Seitenansicht des Tanks 1 aus Fig. 1 ist, die die Verteilung von Flüssigtreibstoff bei einem Manöver zur west-Positionsbeibehaltung darstellt.

Beste Ausführungsform der Erfindung

Dreiaxial stabilisierte Raumflugkörper einschließlich Satelliten erfordern Antriebssysteme mit einem Treibstoffversorgungssystem (propellant management system - PMS), das gasfreie Treibstoffversorgung auf Anforderung für alle orbitalen Manöver während der gesamten Mission gewährleistet. Das PMS muß auch so konstruiert sein, daß es hohen Ausstoßwirkungsgrad gewährleistet und so "Treibstoffrückstände", d. h. Treibstoff, der zum Antrieb nicht zur Verfügung steht, auf ein Minimum verringert.
Aktive PMS mit Balgen, Blasen oder Membranen waren früher verbreitet. Passive PMS, wie das im folgenden beschriebene, die auf der Grundlage von Oberflächenspannung arbeiten, haben aktive PMS auf vielen Anwendungsgebieten in Raumflugkörpern ersetzt. PMS mit Klappen- oder siebabdeckten Gängen sind die beiden am meisten verwendeten Oberflächenspannungs-PMS. Der größte Nachteil von PMS mit siebabgedeckten Gängen ist der, daß Druckgas im Gangsystem angesammelt und zurückgehalten (eingeschlossen) wird. Das führt zu schlechterer Leistung und letztendlich zum Verlust der Kapillar-Rückhaltekapazität. Darüberhinaus ist der siebabgedeckte Gang teuer und schwer herzustellen. PMS mit Klappen weisen zwar das Gaseinschlußproblem nicht auf, haben aber lediglich offene Flüssigkeitsübertragungsklappen, wodurch ihre Fähigkeit, Flüssigtreibstoff zurückzuhalten, erheblich eingeschränkt wird.
Mit der vorliegenden Erfindung werden diese Probleme gelöst, indem ein verbessertes Treibstoffaufnahme- und Versorgungssystem geschaffen wird. Mit dem verbesserten System verringert sich das Problem des eingeschlossenen Gases auf ein Minimum, wobei sich gleichzeitig die Fähigkeit, Treibstoff zurückzuhalten, auf zunehmen und zu pumpen, verbessert. Treibstoffrückstände werden auf ein Minimum begrenzt. Darüberhinaus führt die vorliegende Erfindung zu einer verbesserten Treibstoffrückhaltefähigkeit beim Betrieb unter Umkehrbeschleunigung und bewältigt Flachspin, Spinbeschleunigung, seitliche Beschleunigung und andere Manöver.
Die Erfindung beruht, wie in Fig. 1 dargestellt, auf einem hohlen, geschlossenen Treibstoff-Drucktank (Behälter) 1. Tank 1 kann aus Stahl oder aus Titan bestehen. Bei der dargestellten Ausführung hat Tank 1 die Form einer Kugel, die obere und untere Halbkugelabschnitte 3 bzw. 5 umfaßt und einen Durchmesser von 101,6 cm (40'') hat. Tank 1 könnte ebensogut länglich-zylindrische oder eine andere Form haben. Tank 1 enthält einen Druckgaseinlaß 7, einen Treibstoffauslaß 8 (der auch als Treibstoffeinlaß zum Füllen dient), vier längliche, V-förmige Flüssigkeitsübertragungskanäle 2 und eine Flüssigkeits-/Blasensammeleinheit 9.
Die vier V-förmigen Kanäle (2A bis 2D) sind in Paaren einander gegenüberliegender Kanäle angeordnet. Die Kanäle 2A und 2C bilden ein erstes Paar und die Kanäle 2B und 2D bilden ein zweites Paar. Die Ebene des ersten Paares liegt im rechten Winkel zur Ebene des zweiten Paares, wodurch jeder einzelne Kanal 2 im rechten Winkel zu den beiden an ihn angrenzenden Kanälen 2 ist. Die Kanäle 2 sind gekrümmt und passen sich allgemein der Krümmung der inneren Wand von Tank 1 an.
Vier ist eine optimale Zahl für die Kanäle 2, weil dadurch die Kanäle 2 alle Achsen abdecken können. Es könnte jedoch auch eine andere Anzahl von Kanälen 2 verwendet werden, wie beispielsweise drei. Der Einbau von unnötigen Kanälen 2 in den Tank 1 würde die Masse unnötigerweise erhöhen, die stets eine wichtige Rolle bei Anwendungen in der Raumfahrt spielt.
Das Treibstoffrückhaltesystem enthält eine Flüssigkeits-/Blasensammeleinheit 9, die sich an der Verbindung der vier Kanäle 2 und des Treibstoffauslasses 8 befindet. Die Flüssigkeits-/Blasensammeleinheit 9 ist aus perforiertem Blech hergestellt, das vorzugsweise Löcher in Form von gleichseitigen Dreiecken hat, wie weiter unten ausführlicher beschrieben wird.
Im Betrieb nehmen die V-förmigen Kanäle 2 Flüssigtreibstoff auf und befördern ihn bei Phasen der Mission des Raumflugkörpers mit Null- oder geringer Schwere zur Flüssigkeits-/Blasensammeleinheit 9. Die Flüssigkeits-/Blasensammeleinheit 9 dient auch als Rückhaltevorrichtung zur Aufrechterhaltung der Position des Flüssigtreibstoffs im Bereich des Auslasses 8, wenn Null- oder geringe Schwere vorliegt. Das System verhindert auch, daß Treibstoff sich bei Umkehrbeschleunigung vom Auslaß 8 weg bewegt, wodurch eine kontinuierliche Zufuhr von gasfreiem Treibstoff gewährleistet wird.
Die V-förmigen Kanäle 2 sind leichter herzustellen und billiger als die komplizierten, siebabgedeckten rechteckigen Gänge nach dem Stand der Technik und weisen eine bessere Treibstoffaufnahme auf. Bei einer vorgegebenen Querschnittsfläche, erhöhen V-förmige Kanäle 2 die Flüssigkeitspumpkapazität gegenüber siebabgedeckten rechteckigen Kanälen um 10-15%. Das vorliegende PMS verringert im Vergleich zu den PMS mit rechteckigen Gängen die Treibstoffrückstände. Siebabdeckungen entfallen an den oberen Abschnitten 11 der Kanäle 2; daher verringern sich die erheblichen Probleme, die bei den Systemen mit den siebabgedeckten Gängen nach dem Stand der Technik auftraten, wie beispielsweise in den Gängen eingeschlossenes Gas, oder das Verdampfen von Treibstoff an den Siebabdeckungen usw., auf ein Minimum.
Kanäle 2 haben eine bessere Treibstoffrückhaltefähigkeit als die Klappen-PMS nach dem Stand der Technik.
Das Innere von Tank 1, das mit Gas und nicht mit Flüssigtreibstoff gefüllt ist, wird als "Leerraum" bezeichnet. Das Druckgas ist normalerweise Helium unter einem Druck von ungefähr 161,7 Pa (230 psi). Bei einer Apogäumsmotorzündung des dargestellten Satelliten werden ein äußerer Druckgastank und ein Druckregler verwendet, um während der Apogäumszündung einen konstanten Druck im Tank 1 aufrechtzuerhalten. Nach der Apogäumszündung wird kein neues Druckgas in Tank 1 eingeleitet.
Der Raumflugkörper hat normalerweise zwei Tanks 1A, 1B, die praktisch identisch sind. Tank 1A ist für den Flüssigtreibstoff bestimmt, der Monomethyhydrazin (MMH) sein kann. Tank 1B ist für den flüssigen Sauerstoffträger bestimmt, der Stickstofftetroxid sein kann. (Tank 1, der in Fig. 1 dargestellt ist, ist entweder für den Treibstoff oder den Sauerstoffträger bestimmt.) Bei der dargestellten Satellitenausführung befindet sich Treibstofftank 1A über der Hauptachse des Satelliten. Die Hauptachse verläuft durch Sauerstoffträgertank 1B, der sich unmittelbar unter dem Treibstofftank 1A (Fig. 7 und 9) befindet. Die Hauptachse wird manchmal als die Flachspinachse oder die stabile Achse bezeichnet.
Die Halbkugeln 3, 5 des Tanks 1 sind mittels Anbauring 4 aneinandergeschweißt. Die Kanäle 2 sind mechanisch mittels eines Kanalhalters 6 an der oberen Halbkugel 3 angebracht, der sich mittig darin befindet.
Das hier dargestellte passive Treibstoffversorgungssystem ist für einen spinstabilisierten Raumflugkörper nicht erforderlich, da Zentrifugalkraft ausgenutzt werden kann, um den Flüssigtreibstoff aus den Tanks auszustoßen. Daher handelt es sich bei der speziellen, in dieser Beschreibung dargestellten Anwendung um einen dreiaxial stabilisierten Synchronsatelliten. Selbst bei einem solchen Satelliten jedoch führt der Satellit häufig Spins aus, z. B. unmittelbar vor dem Zünden seines Perigäumsmotors, um dem Satelliten Drehimpulssteifigkeit (angular momentum stiffness) zu verleihen. Bei dieser Anwendung ist Tank 1 innerhalb des Satelliten angebracht, so daß die Spinachse des Satelliten durch den Kanalhalter 6 und die Flüssigkeits-/Blasensammeleinheit 9 verläuft, wie in Fig. 1 dargestellt ist. Starke Motorbeschleunigungen, verursacht z. B. durch das Zünden des Perigäums- oder des Apogäumsmators, haben eine dargestellte Richtung; während eines derartigen Manövers wird Flüssigtreibstoffin die unteren Bereiche von Tank 1 gedrückt. Die dargestellte Umkehrbeschleunigung (siehe Fig. 1 und 11) ist die bei einem Manöver zur west-Positionsbeibehaltung auftretende. Die Nord-, Süd-, Ost- und Westseite des Tanks 1 bei der dargestellten Satellitenanwendung sind ebenfalls in Fig. 1 dargestellt.
Flüssigtreibstoff wird über den Treibstoffeinlaß/-auslaß 8 eingefüllt, so daß kein Gas in der Nähe der Flüssigkeits-/Blasensammeleinheit 9 eingeschlossen wird. Tank 1 wird normalerweise zu 75% bis 92% mit Flüssigtreibstoff gefüllt.
Fig. 1 stellt eine bevorzugte Ausführung dar, bei der Kanäle 2B und 2D lediglich aus relativ offenen Kanalabschnitten 11 bestehen. Andererseits umfassen die Kanäle 2A und 2C relativ offene Abschnitte 11 und relativ geschlossene Abschnitte 10, die in Fig. 1 und 2 durch Punkte schematisch dargestellt sind. Die relativ geschlossenen Abschnitte 10 nehmen die Bereiche der Kanäle 2A und 2C in der unteren Halbkugel 5 und kleine angrenzende Bereiche der Kanäle 2A und 2C in der oberen Halbkugel 3 ein. Die Funktion der relativ geschlossenen Bereiche 10 besteht darin, bei Nord-Süd-Positionsbeibehaltungs-Manövern, bei Flachspin und Spinbeschleunigungsmanövern kontinuierlichen Flüssigkeitsstrom aufrechtzuerhalten.
Wie in Fig. 3 und 4 dargestellt ist, befindet sich ein kleiner Spalt von 6,35 mm ([0,25''] zu den oberen Enden geschlossener Bereiche 10, sich bei dem Beispiel-Satelliten auf ungefähr 2,54 mm [0,1''] zu den unteren Ende geschlossener Bereiche 10 hin verjüngend) zwischen dem offenen Ende des V's jedes V-Kanals 2 und der Innenwand von Tank 1. Diese Spalte können durch mechanische Abstandshalter erzeugt werden, die an jedem Kanal 2 verteilt sind. Bei jedem relativ geschlossenen Kanalabschnitt 10 bildet dieser Spalt, wie in Fig. 4 dargestellt ist, einen auffüllbaren Flüssigkeitsspeicher 12, da Oberflächenspannung Flüssigkeit darin hält. Die Spaltgröße von Speicher 12 beruht auf der Größenordnung der bei der Mission erwarteten Umkehrbeschleunigung. Je höher die Umkehrbeschleunigung, desto kleiner muß der Spalt sein. Wenn der Spalt sehr klein ist, wird es mechanisch schwierig, ihn herzustellen. Bei dem Beispielsatelliten beträgt die Umkehrbeschleunigung 8,829·10&supmin;³ ms² (0,0009 g). Speicher 12 besitzen eine erheblich bessere Treibstoffrückhaltefähigkeit als die zu den Klappenflüssigkeitsübertrager nach dem Stand der Technik gehörenden.
Fig. 3 und 4 zeigen, daß jeder V-Kanal 2 hergestellt wird, indem zwei längliche Metallplatten 13 verbunden werden und bei der dargestellten Ausführung einen Winkel von 60º bilden. Damit hat der Flüssigkeitsweg im wesentlichen die Form eines gleichseitigen Dreiecks. Bei dem Beispielsatelliten beträgt die Öffnung zwischen dem offenen Ende der Platten 13 25,4 mm (1''), d. h. die gleichseitigen Dreiecke haben Schenkel, die ein Inch lang sind.
Als Alternative zur Verwendung der Form des gleichseitigen Dreiecks können die Platten 13 auch mit einem kleineren Winkel als 600 hergestellt werden, und der entstehende Flüssigkeitsübertragungsweg hat den Querschnitt eines gleichschenkligen Dreiecks. Bei gleicher Querschnittsfläche bewegt das gleichschenklige Dreieck die Flüssigkeit schneller als das gleichseitige Dreieck, weil sein Umfang größer ist. Jedoch ist ein derartiger Kanal 2 schwerer als der Kanal 2 in Form des gleichseitigen Dreiecks.
Fig. 4 stellt ein Verfahren dar, mit dem der relativ geschlossene Abschnitt 10 hergestellt werden kann: eine dünne, löchrige (perforierte) Platte 14 wird über den oberen Abschnitt des V gelegt. Die Löcher in der Platte 14 sind zahlreich und klein (in der Größenordnung von 30 um [0,0015 Inch] im Durchmesser). Die gewünschte Lochgröße hängt von der spinerzeugten Beschleunigung und Treibstofflast ab. Die Form eines Lochs wird so gewählt, daß das Loch einen kleinstmöglichen hydraulischen Radius für eine bestimmte Querschnittsfläche hat. Das maximiert die Rückhaltekraft der Platte 14. Ein Loch mit der Form eines gleichseitigen Dreiecks hat einen kleineren hydraulischen Radius als ein rundes oder rechteckiges Loch mit der gleichen Querschnittsfläche, aber einen größeren hydraulischen Radius als ein Loch in Form eines gleichschenkligen Dreiecks. Jedoch ist ein Loch in Form eines gleichseitigen Dreiecks leichter herzustellen als ein Loch in Form eines gleichschenkligen Dreiecks. Daher werden bei dem Beispielsatelliten Löcher in Form von gleichseitigen Dreiecken verwendet. Die perforierten Platten 14 werden durch Photoätzen oder Laserbohren aus solchen Materialien wie Titan oder Stahl einfach und kostengünstig hergestellt.
Als Alternative zur Verwendung einer Lochplatte 14 könnte ein Sieb oder Maschengewebe die Öffnungen der V-Kanäle 2 bedecken, um die relativ geschlossenen Abschnitte 10 zu erzeugen.
Das vorliegende Treibstoffversorgungssystem ist so gestaltet, daß jeder Tank 1 lateralen Beschleunigungen mit Umkehr-Folgen ausgesetzt sein kann. Seitliche Beschleunigungen treten auf, wenn der Beispiel-Satellit vom US-Weltraum-Transportsystem (Raumfähre) gestartet wird. In diesem Fall wirkt eine seitliche Beschleunigung von ungefähr 45,126 ms² (4,6 g) auf Tank 1. Der Vektor der seitlichen Beschleunigung ist von der Mitte von Tank 1 durch Kanal 2D gerichtet. Weil dieser Kanal 2D so konstruiert ist, daß er lediglich einen relativ offenen Abschnitt 11 über seine Länge umfaßt, und dies aus dem gleichen Grund, aus dem die oberen Bereich aller Kanäle 2 aufgrund des Perigäumsmanövers relativ offene Abschnitte 11 umfassen, verteilt die seitliche Beschleunigung von 45,126 ms&supmin;² den Leerraum über die gesamte Länge des Kanals 2D (aber nicht über irgendeinen anderen Kanal 2, weil kein Teil des Treibstoff zu diesem Zeitpunkt der Mission ausgedehnt worden ist). Dieser Leerraum wäre ausreichend um Gaseinbruch (gas breakdown) im Kanal 2D zu verursachen, auch wenn er relativ geschlossen wäre. Dieses Gas würde in Kanal 2D eingeschlossen. Dieses Problem kann durch die Herstellung von Kanal 2D aus lediglich einem relativ offenen Abschnitt 11 vermieden werden, wodurch darüberhinaus vorteilhafterweise Gewicht eingespart wird.
Bei der dargestellten Ausführung besteht auch Kanal 2B ausschließlich aus einem relativ offenen Abschnitt 11, wodurch zusätzliches Gewicht gespart wird. Dies ist möglich, da die relativ geschlossenen Abschnitte 10 der Kanäle 2A und 2C ausreichen, um die erforderliche Flüssigkeitspumpkapazität zu erzeugen.
Fig. 6-11 stellen die Wirkungsweise des vorliegenden Treibstoffversorgungssystems bei verschiedenen Manövern des Beispielsatelliten dar. In Fig. 6-11 wird Flüssigtreibstoff durch Kreuzschraffur dargestellt; der Strom der Flüssigkeit durch Pfeile gekennzeichnet, und die relative Größe der Flüssigkeits/Blasensammeleinheit 9 ist der Klarheit halber vergrößert.
Fig. 6 betrifft die Spinbeschleunigungs- und Nutationssteuerung. Der Satellit dreht sich 20 Minuten lang auf ungefähr π/50 rad&supmin;¹ (36 RPM) um seine Spinachse. 3,458 Liter (211 Kubikinch) Treibstoff werden aus jedem der beiden Tanks 1 verbraucht. Die maximal erzeugte Beschleunigung beträgt 3,139 ms&supmin;² (0,32 g). Je höher die Spingeschwindigkeit und je weniger Treibstoff sich im Tank 1 befindet, desto mehr Flüssigkeitsrückhaltekapazität ist erforderlich. Die relativ geschlossenen Abschnitte 10 der Kanäle 2A und 2C erzeugen genug Rückhaltekapazität, so daß es nicht zum Gaseinbruch durch die Gas/Flüssigkeits-Schnittfläche in der unteren Halbkugel 5 kommt. Aus Zylinder 29 der Einheit 9 tritt keine Flüssigkeit aus, da die Löcher darin klein genug sind.
Nach der Spinbeschleunigung wird der Perigäumsmotor des Satelliten gezündet. Der Flüssigtreibstoff wird zur unteren Halbkugel 5 gedrückt. Aufgrund dieser Erscheinung ist das vorliegende Treibstoffversorgungssystem so gebaut, daß die oberen Bereiche aller V-Kanäle 2 relativ offene Abschnitte 11 umfassen. Das ist so, weil beim Zünden des Perigäumsmotors die Beschleunigung so hoch ist, daß, selbst wenn die oberen Bereiche der Kanäle 2 relativ geschlossen wären, auf jeden Fall Gas in die Kanäle 2 gedrückt würde. Das Gas würde eingeschlossen, und es wäre danach sehr schwierig, es wieder zu entfernen. Bei Verwendung relativ offener Abschnitte 11 fließt die Flüssigkeit auf jeden Fall durch Kapillarwirkung wieder in die Kanäle 2 zurück und in ihnen in diesen oberen Bereichen entlang. Indem Sieb- oder Lochplatten 14 in diesen oberen Bereichen der Kanäle 2 weggelassen werden, wird darüberhinaus vorteilhafterweise Gewicht gespart.
Nach dem Zünden des Perigäuinsmotors geht der Satellit in einen stabilen Spin von ungefähr 12 U/min um seine Hauptachse (die durch den Massenmittelpunkt des Satelliten verläuft) über, und der Perigäumsmotor trennt sich vom Satelliten. Bei diesem Manöver ist kein Fluß aus den Treibstofftanks 1 erforderlich. Dieses Manöver ist in Fig. 7 dargestellt, wo Tank 1A der Treibstofftank ist und Tank 1B der Sauerstoffträgertank. Dieses Manöver ist für den Sauerstoffträgertank 1B kein Problem, da der Leerraum sich in der oberen Halbkugel 3 des Tanks 1B befindet. Dieses Manöver ist jedoch eine große Belastung für die Rückhaltefähigkeit der Kanäle 2 im Treibstofftank 1A, da sich der Leerraum in der unteren Halbkugel 5 von Tank IA befindet. Da diese hohe Rückhaltekapazität erforderlich ist, umfassen die unteren Bereiche wenigstens zwei der Kanäle, in diesem Fall 2A und 2C, relativ geschlossene Abschnitte 10.
Nach der Abtrennung des Perigäumsmotors bewegt sich der Massenmittelpunkt und damit die Hauptachse nach oben, sie liegt aber nach wie vor im Sauerstoffträgertank 1B.
Nachdem der Satellit Flachspin ausführt, stabilisiert er sich in einen dreiaxial stabilisierten Zustand. Zu diesem Zeitpunkt ist jeder Tank zu mehr als 50% gefüllt. Die Form der Flüssigkeit in den Tanks 1 ist die gleiche wie die in Fig. 7 dargestellte. Im Treibstofftank 1A schaffen Kanäle 2 direkte Verbindung zur Treibstoffmasse an der Oberseite des Tanks 1A und setzen die Zufuhr von Treibstoff zur Auslaßöffnung 8 fort.
Fig. 8 stellt die Bewegung von Flüssigtreibstoff unmittelbar nach dem Zünden des Apogäumsmotors dar. Der Treibstoff setzt sich über Auslaß 8 durch axiale Beschleunigung entlang der Spinachse ab. Mit fortschreitender Zündung sind die oberen Bereiche der Kanäle 2 nicht mehr von Treibstoff bedeckt. Die relativ geschlossenen Abschnitte 10 der Kanäle 2 müssen verhindern, daß Gas in das System eindringt. Ungefähr 85% des gesamten Treibstoffvorrates werden während der Apogäumszündung verbraucht.
Fig. 9 stellt die Stabilisierung des Satelliten in einen dreiaxial stabilisierten Zustand nach der Apogäumszündung dar. Zu diesem Zeitpunkt ist jeder Tank 1 zu weniger als 50% gefüllt. Der Treibstoff in Tank 1A wird zunächst vom äußeren, nachfüllbaren Sammler 15 und dem Stromauf-Gas-Auffänger 19 geliefert. Wenn dieser zur Neige geht, wird der Treibstoff schließlich vom oberen Scheibenabschnitt von Flüssigkeitssammler 27 geliefert. Gas tritt in den Blasensammler 28 ein. Im Sauerstoffträgertank 1B wird Sauerstoffträger vom Flüssigkeitssammler 27 geliefert und wird durch das Einströmen der Treibstoffmasse verdrängt.
Fig. 10 stellt ein Nord-Positionsbeibehaltungsmanöver des Satelliten dar, wenn er sich in der geosynchronen Umlaufbahn befindet. (Ein Süd-Positionsbeibehaltungsmanöver wäre identisch, nur umgekehrt) Bei diesem Manöver erfolgt eine geringfügige (ungefähr 0,005 g) seitliche Beschleunigung, die vom Mittelpunkt des Tanks 1 durch Kanal 2A verläuft. In Fig. 10 ist zu sehen, daß es im Kanal 2C zu einer Ansammlung von Flüssigkeit kommt, die sich knapp über die Mittellinie des Tanks 1 erstreckt. Aus diesem Grund erstrecken sich die relativ geschlossenen Abschnitte 10 der Kanäle 2A und 2C ein wenig über die Mittellinie von Tank 1; dadurch kann die während der Nord-Süd-Positionsbeibehaltungsmanöver über der Mittellinie angesammelte Flüssigkeit für späteren Gebrauch während der Mission im System gehalten werden. Während dieser Manöver wird aus dem Flüssigkeitssammler 27 abgezogener Treibstoff durch Einströmen aus den Kanälen 2A und 2C verdrängt. In einem Quadranten des auffüllbaren Sammlers 15 (bei einer Nord-Positionsbeibehaltung der am weitesten links liegende Quadrant) zurückgehaltener Treibstoff kann zusätzlich dem erforderlichen Fluß dienen. Wenn der Satellit nach dem Manöver in einen Null-Schwere-Zustand zurückkehrt, füllt Flüssigtreibstoff die Kanäle 2, Speicher 12 und den äußeren Sammler 15 auf. Die Wiederauffüllzeit von Speicher 12 und des äußeren Sammlers 15 beträgt normalerweise weniger als 25 Minuten.
Fig. 11 schließlich stellt das West-Positionsbeibehaltungsmanöver dar, das eine umgekehrte Beschleunigung in der dargestellten Richtung auf den Satelliten ausübt. Kapillarzufuhr aus dem wiederauffüllbaren Sammler 15 und Speichern 12 erzeugt den erforderlichen Fluß. Die isolierte Flüssigkeit in der oberen Halbkugel 3 wird später von den Kanälen 2 aufgefangen.
Die obige Beschreibung dient der Veranschaulichung der Funktion bevorzugter Ausführungen und begrenzt nicht den Umfang der Erfindung. Der Umfang der Erfindung wird nur durch die folgenden Ansprüche begrenzt.

Claims

1. Treibstoffversorgungssystem für einen Flüssigtreibstofftank eines Raumflugkörpers, das umfaßt

einen hohlen Tank (1), der einen Flüssigtreibstoff und einen Druckgasleerraum enthält;

eine Auslaßöffnung (8) , die sich mittig in einer ersten Hälfte (5) des Tanks (1) befindet und Flüssigtreibstoff, aber kein Druckgas, aus dem Tank ausstößt, wobei Betriebsbeschleunigungen durch die Auslaßöffnung (8) verlaufen; und

eine Vielzahl von Kanälen (2) zur Übertragung von Flüssigtreibstoff zur Auslaßöffnung (8) aus Bereichen innerhalb des Tanks, einschließlich einer zweiten Hälfte (3) des Tanks, die der ersten Hälfte gegenüber liegt, wobei jeder der Vielzahl von Kanälen (2) an die Wand des Tanks angrenzend, aber von ihr getrennt, angeordnet ist;

wobei jeder der Kanäle (2) eine Öffnung hat, die der Wand des Tanks zugewandt ist, dadurch gekennzeichnet, daß die Öffnung wenigstens eines Kanals (2) in Bereichen des Tanks unabgedeckt ist, in denen beim Betrieb des Raumflugkörpers das Vorhandensein von Druckgasleerraum zu erwarten ist, und daß ein Abschnitt (10) der Öffnung durch eine Rückhalteeinrichtung zur Beibehaltung der Position des Flüssigtreibstoffs im Bereich der Auslaßöffnung (8) in Bereichen innerhalb des Tanks (1) abgedeckt ist, in denen beim Betrieb des Raumflugkörpers das Vorhandensein von Flüssigtreibstoff zu erwarten ist.

2. System nach Anspruch 1, wobei der teilweise abgedeckte Abschnitt (10) der Öffnung so groß ist, daß der Leerraum bei Antriebsmanövern des Raumflugkörpers mit hoher Beschleunigung nicht in den teilweise abgedeckten Abschnitt (10) der Kanäle (2) absinkt.

3. System nach Anspruch 1, wobei die Öffnung wenigstens eines der Kanäle (2) sowohl in der ersten (5) als auch in der zweiten Hälfte (3) des Tanks (1) unabgedeckt ist.

4. System nach Anspruch 3, wobei der Raumflugkörper ein von einer Raumfähre aus gestarteter Satellit ist; und wobei die Kanäle (2) so angeordnet sind, daß, wenn beim Start der Raumfähre Verschiebungsbeschleunigung auf den Satelliten wirkt, der Leerraum auf den unabgedeckten Abschnitt (11) eines der Kanäle (2) beschränkt ist.

5. System nach Anspruch 1, wobei wenigsten zwei der Kanäle (2) in einem kleinen Bereich der zweiten Hälfte (3) des Tanks (1) und an die erste Hälfte (5) des Tanks angrenzend genauso abgedeckt sind wie in der ersten Hälfte (5) des Tanks.

6. System nach Anspruch 1, wobei jeder Kanal (2) zwei längliche Elemente (13) umfaßt, die an einer Kante miteinander verbunden sind und einen V-Kanal mit einem offenen Ende bilden, das der Innenwand des Tanks (1) zugewandt, aber von ihr beabstandet ist.

7. System nach Anspruch 6, wobei die Elemente (13) einen Winkel von 60 zueinander bilden.

8. System nach Anspruch 6, wobei die Elemente (13) einen Winkel von weniger als 60 zueinander bilden.

9. System nach Anspruch 1, wobei die Kanäle (2) einen unabgedeckten Abschnitt (11) und einen teilweise abgedeckten Abschnitt (10) umfassen; und

jeder teilweise abgedeckte Abschnitt (10) eine Konstruktion (13, 13) mit einem Querschnitt in Form eines V umfaßt, die von einer Lochplatte (14) bedeckt ist.

10. System nach Anspruch 1, wobei die Kanäle (2) einen unabgedeckten Abschnitt (11) und einen abgedeckten Abschnitt (10) umfassen; und

jeder teilweise abgedeckte Abschnitt (10) eine Konstruktion (13, 13) mit einem Querschnitt in Form eines V umfaßt, die von einem Sieb (14) bedeckt ist.

11. System nach Anspruch 1, das weiterhin eine Blasensammeleinheit (9) umfaßt, die sich am Schnittpunkt der Kanäle (2) und der Auslaßöffnung (8) befindet.

12. System nach Anspruch 11, wobei der Raumflugkörper ein Satellit ist; und

der teilweise abgedeckte Abschnitt (10) der Öffnung der Kanals so angeordnet ist, daß, nachdem der Satellit seine Umlaufbahn erreicht hat,

Flüssigtreibstoff im teilweise abgedeckten Abschnitt (10) des Kanals in der ersten Hälfte (5) des Tanks (1) gehalten wird.

13. System nach Anspruch 1, wobei die Auslaßöffnung entlang einer Spinachse ausgerichtet ist, um die sich der Raumflugkörper zum Zweck der Drehimpulssteifigkeit dreht; und

wobei der teilweise abgedeckte Abschnitt (10) des Kanal so groß ist und so in der ersten Hälfte (5) des Tanks angeordnet ist, daß, wenn sich der Raumflugkörper um die Spinachse dreht, der teilweise abgedeckte Abschnitt (10) Flüssigtreibstoff zurückhält und mit Flüssigtreibstoff in Bereichen im Tank in Verbindung steht, die von der Spinachse entfernt sind.

14. System nach Anspruch 1, wobei die Auslaßöffnung entlang einer Spinachse ausgerichtet ist, um die sich der Raumflugkörper zum Zweck der Drehimpulssteifigkeit dreht;

die Hauptachse des Raumflugkörpers im rechten Winkel zur Spinachse liegt; und

wobei der teilweise abgedeckte Abschnitt (10) des Kanal so groß ist und so in der ersten Hälfte (5) des Tanks angeordnet ist, daß, wenn sich der Raumflugkörper um die Hauptachse dreht, der teilweise abgedeckte Abschnitt (10) Flüssigtreibstoff zurückhält und mit Flüssigtreibstoff in der zweiten Hälfte des Tanks in Verbindung steht.