RU2171907C2 - Method of degassing liquid propellant in tank of spacecraft engine plant - Google Patents

Abstract

FIELD: rocketry and space engineering; operation of liquid-propellant engine plant for descent of spacecraft on Earth or another atmosphere planet. SUBSTANCE: proposed method includes acceleration of propellant, temporary delay for separation of gas bubbles and discharge of separated gas beyond spacecraft making use of descent g-load at the beginning of aerodynamic braking of spacecraft in atmosphere of planet; spacecraft is so oriented that direction of vector of main aerodynamic force acting of spacecraft coincides with direction from liquid cavity of intake along intake axis; discharge of gas is effected through control engines of this plant which create similar moment in opposite directions during orientation within period of time determined as ratio of gas mass in liquid cavity of tank to total flow rate of gas through control engines. EFFECT: low cost of method; enhanced reliability. 2 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для обеспечения работы двигательной установки на жидком топливе при спуске космического аппарата (КА) на Землю или другую планету, обладающую атмосферой. The invention relates to rocket and space technology and can be used to ensure the operation of a propulsion system using liquid fuel during the descent of a spacecraft (SC) to Earth or another planet with an atmosphere.

В двигательных установках ряда космических аппаратов (например, спускаемых аппаратов космических кораблей серии "Союз") используется однокомпонентное жидкое топливо - пероксид водорода, вещество, склонное к саморазложению в процессе хранения при нормальных температурных условиях (выше 0^oC) с выделением газообразного кислорода. Прохождение через включенные двигатели газообразного кислорода, образовавшегося в жидкостной полости бака, ограниченной разделительной оболочкой, приводит к резкому уменьшению тяги двигателей. Одновременное прохождение определенного количества газа через двигатели может привести к срыву динамических режимов управления спускаемым КА. Чтобы исключить срыв динамических режимов в процессе управления спуском приходится ограничивать длительность полета корабля. Дегазация топлива в баках двигательной установки спускаемого КА позволяет без изменения конструкции исключить снижение тяги при работе двигателей из-за попадания на их вход газовых включений, и таким образом увеличить длительность полета космического корабля.In propulsion systems of a number of spacecraft (for example, Soyuz spacecraft launch vehicles), one-component liquid fuel is used - hydrogen peroxide, a substance prone to self-decomposition during storage under normal temperature conditions (above 0 ^o C) with the release of gaseous oxygen. The passage through the switched on engines of gaseous oxygen generated in the liquid cavity of the tank, limited by the separation shell, leads to a sharp decrease in engine thrust. Simultaneous passage of a certain amount of gas through the engines can lead to a breakdown in the dynamic control modes of the launched spacecraft. In order to eliminate the disruption of dynamic modes in the descent control process, it is necessary to limit the duration of the flight of the ship. Degassing of fuel in the tanks of the propulsion system of the launching spacecraft allows, without changing the design, to eliminate the reduction in thrust during the operation of the engines due to the ingress of gas inclusions at their entrance, and thus increase the duration of the spacecraft flight.

Известен способ дегазации жидкого топлива в баке двигательной установки КА, включающий сообщение топливу ускорения, временную задержку для сепарации газовых пузырей [1] . Недостатком этого способа является то, что отсепарированный газ жидкостной полости бака не удаляется, вследствие чего при работе двигателя возможны условия (например, в конце выработки топлива) проникновения газа на вход в двигатель. A known method of degassing liquid fuel in the tank of a propulsion system of a spacecraft, including a message to the acceleration fuel, a time delay for the separation of gas bubbles [1]. The disadvantage of this method is that the separated gas of the liquid cavity of the tank is not removed, as a result of which, when the engine is running, conditions are possible (for example, at the end of fuel production) for gas to enter the engine.

Известен способ дегазации жидкого топлива в баке двигательной установки, включающий сообщение топливу ускорения, временную задержку для сепарации газовых пузырей и сброс отсепарированного газа за пределы КА через специальное устройство (клапан) [2]. Сообщение топливу ускорения обеспечивается искусственно: за счет установки вспомогательных двигателей или за счет вращения топливного бака. Этот способ принят за прототип. There is a method of degassing liquid fuel in the tank of a propulsion system, including communicating with the acceleration fuel, a time delay for separating gas bubbles and discharging the separated gas outside the spacecraft through a special device (valve) [2]. The message to the acceleration fuel is provided artificially: by installing auxiliary engines or by rotating the fuel tank. This method is adopted as a prototype.

Однако при реализации этого способа возникает ряд препятствий, связанных с созданием искусственного ускорения топливу: усложнение двигательной установки и КА в целом, увеличение габаритов и массы, снижение надежности. Кроме того, при сбросе газа за пределы КА возникает проблема парирования дополнительных возмущающих моментов, а организация безмоментного сброса газа еще более усложняет конструкцию КА. However, when implementing this method, a number of obstacles arise associated with the creation of artificial acceleration of fuel: the complexity of the propulsion system and the spacecraft as a whole, an increase in size and weight, and a decrease in reliability. In addition, when the gas is discharged outside the spacecraft, the problem of parrying additional disturbing moments arises, and the organization of the momentless gas discharge further complicates the design of the spacecraft.

Задачей изобретения является обеспечение дешевого и надежного способа дегазации жидкого топлива в баке двигательной установки КА. The objective of the invention is to provide a cheap and reliable method of degassing liquid fuel in the tank of a propulsion system of a spacecraft.

Поставленная задача решается за счет того, что в способе дегазации жидкого топлива в баке двигательной установки космического аппарата (КА), включающем сообщение топливу ускорения, временную задержку для сепарации газовых пузырей и сброс отсепарированного газа за пределы КА, используют перегрузку, возникающую при спуске в начале аэродинамического торможения КА в атмосфере планеты, при этом КА ориентируют так, чтобы направление главного вектора аэродинамической силы, действующей на КА, совпадало с направлением от жидкостной полости бака к заборнику вдоль оси заборника, а сброс газа осуществляют через двигатели управления этой же двигательной установки, создающие одинаковые моменты во взаимно противоположных направлениях, во время указанной ориентации в течение промежутка времени, определяемого как отношение массы газа в жидкостной полости бака к суммарному расходу газа через включаемые двигатели управления. The problem is solved due to the fact that in the method of degassing liquid fuel in the tank of a propulsion system of a spacecraft (SC), including communicating with the acceleration fuel, the time delay for separating gas bubbles and the discharge of the separated gas outside the SC, use the overload that occurs during descent at the beginning aerodynamic drag of the spacecraft in the atmosphere of the planet, while the spacecraft is oriented so that the direction of the main vector of the aerodynamic force acting on the spacecraft coincides with the direction from the liquid cavity of the tank and to the intake along the axis of the intake, and the gas is discharged through the control engines of the same engine installation, creating the same moments in opposite directions during the indicated orientation for a period of time, defined as the ratio of the mass of gas in the liquid cavity of the tank to the total gas flow through Engaged control motors.

Сущность изобретения поясняется чертежами на следующем примере. The invention is illustrated by drawings in the following example.

На фиг. 1 изображена схема двигательной установки КА, где цифрами обозначены:
1 - баллон с газом наддува;
2, 9 - пусковые клапаны;
3 - редуктор давления;
4 - топливный бак;
5 - разделительная эластичная оболочка;
6, 7 - газовая и жидкостная полости бака соответственно;
8 - заборник;
10 - двигатели управления по каналу тангажа;
11 - двигатели управления по каналу рыскания;
12 - двигатели управления основные по каналу крена;
13 - двигатели управления дополнительные по каналу крена;
14 - датчик давления.In FIG. 1 shows a diagram of the propulsion system of the spacecraft, where the numbers indicate:
1 - cylinder with boost gas;
2, 9 - starting valves;
3 - pressure reducer;
4 - a fuel tank;
5 - dividing elastic shell;
6, 7 - gas and liquid cavity of the tank, respectively;
8 - a fence;
10 - control engines along the pitch channel;
11 - control engines along the yaw channel;
12 - main control engines along the roll channel;
13 - additional control engines along the roll channel;
14 - pressure sensor.

На фиг. 2 представлен КА с топливным баком при движении его по траектории спуска (произвольная ориентация), где:
4 - топливный бак;
5 - разделительная эластичная оболочка;
6, 7 - газовая и жидкостная полости бака соответственно;
8 - заборник;
15 - космический аппарат;
V - вектор скорости;
R_а - главный вектор аэродинамической силы.In FIG. Figure 2 shows a spacecraft with a fuel tank when it moves along the descent trajectory (arbitrary orientation), where:
4 - a fuel tank;
5 - dividing elastic shell;
6, 7 - gas and liquid cavity of the tank, respectively;
8 - a fence;
15 - spacecraft;
V is the velocity vector;
R _a - the main vector of aerodynamic force.

На фиг. 3 представлен КА с топливным баком при движении его по траектории спуска (выбранная ориентация), где:
4 - топливный бак;
5 - разделительная эластичная оболочка;
6, 7 - газовая и жидкостная полости бака соответственно;
8 - заборник;
15 - космический аппарат;
V - вектор скорости;
R_а - главный вектор аэродинамической силы.In FIG. Figure 3 shows a spacecraft with a fuel tank when it moves along the descent trajectory (selected orientation), where:
4 - a fuel tank;
5 - dividing elastic shell;
6, 7 - gas and liquid cavity of the tank, respectively;
8 - a fence;
15 - spacecraft;
V is the velocity vector;
R _a - the main vector of aerodynamic force.

В режиме хранения (в период орбитального полета КА) газ наддува находится в баллоне 1 (фиг. 1), топливо - в топливном баке 4. В газовой полости бака 6 находится небольшое количество газа предварительного наддува. Выделяющийся при разложении топлива газ накапливается в жидкостной полости бака 7 внутри разделительной эластичной оболочки 5. Количество выделившегося газа контролируется по повышению давления в газовой полости бака с помощью датчика давления 14. In storage mode (during the spacecraft’s orbital flight), the boost gas is in the cylinder 1 (Fig. 1), the fuel is in the fuel tank 4. In the gas cavity of the tank 6 there is a small amount of pre-charge gas. The gas released during the decomposition of the fuel accumulates in the liquid cavity of the tank 7 inside the elastic separation shell 5. The amount of gas released is monitored by increasing the pressure in the gas cavity of the tank using the pressure sensor 14.

Перед спуском КА выдается команда на открытие пусковых клапанов 2, 9 и происходит наддув бака от баллона 1 через редуктор давления 3 и заполнение топливных магистралей от заборника бака 8 до двигателей управления 10-13. Before launching the spacecraft, a command is issued to open the start valves 2, 9 and the tank is pressurized from the cylinder 1 through the pressure reducer 3 and the fuel lines are filled from the tank intake 8 to the control engines 10-13.

По мере входа КА в атмосферу планеты растет перегрузка, возникающая при его аэродинамическом торможении. Двигатели управления 10-13, установленные попарно на каждый канал управления и создающие в каждой паре одинаковые моменты во взаимно противоположных направлениях, включаются для построения ориентации КА и стабилизации его в требуемом положении в условиях действия возмущающих аэродинамических моментов. При превышении некоторого критичного уровня перегрузки в управление КА по каналу крена задействуется кроме основного комплекта двигателей также и дополнительный комплект. As the spacecraft enters the planet’s atmosphere, the overload arising from its aerodynamic deceleration increases. Control engines 10-13 installed in pairs on each control channel and creating identical moments in each pair in mutually opposite directions are turned on to build the spacecraft orientation and stabilize it in the required position under the action of disturbing aerodynamic moments. If a certain critical level of overload is exceeded, the spacecraft control via the roll channel engages in addition to the main set of engines an additional set as well.

Рассмотрим движение космического аппарата 15 по траектории спуска со скоростью V. Consider the motion of the spacecraft 15 along the descent trajectory with a speed V.

Наличие перегрузки, воздействующей на космический аппарат 15, приводит к сепарации газа в жидкостной полости 7 бака 4 (фиг. 2). Отсепарированный газ накапливается в виде пузыря у стенки разделительной эластичной оболочки 5, обращенной навстречу главному вектору аэродинамической силы R_а, действующей на КА. Разделительная эластичная оболочка 5 отделяет жидкостную полость 7 от газовой полости 6 топливного бака 4. Если вектор R_а обращен к заборнику 8 со стороны жидкостной полости 7 и совпадает по направлению с осью заборника, то газовый пузырь образуется непосредственно у заборника 8 (фиг. 3).The presence of overload acting on the spacecraft 15, leads to the separation of gas in the liquid cavity 7 of the tank 4 (Fig. 2). The separated gas accumulates in the form of a bubble near the wall of the separating elastic shell 5, facing the main aerodynamic force vector R _a acting on the spacecraft. The elastic separation shell 5 separates the liquid cavity 7 from the gas cavity 6 of the fuel tank 4. If the vector R _a faces the intake 8 from the side of the liquid cavity 7 and coincides in the direction with the axis of the intake, then a gas bubble forms directly at the intake 8 (Fig. 3) .

Качество сепарации характеризуется размером неотсепарированных пузырей и находится в зависимости от величины перегрузки и времени ее действия. Если пренебречь массой топлива по сравнению с массой спускаемого аппарата (обычно не превышает 5%), то на основании формулы (13.22)[3], получим зависимость для времени сепарации пузырей
t_с = 1,414(L/n)^0,5 [1 + 0,716(L/(r(1- ρ_г/ρ_ж ))^0,5],
где L - длина бака,
n - ускорение (перегрузка),
r - радиус пузырька,
ρ_г,ρ_ж - плотность газа и жидкости соответственно.The quality of separation is characterized by the size of the unseparated bubbles and depends on the magnitude of the overload and the duration of its action. If we neglect the mass of fuel in comparison with the mass of the descent vehicle (usually does not exceed 5%), then based on formula (13.22) [3], we obtain the dependence for the time of separation of bubbles
t _c = 1.414 (L / n) ^0.5 [1 + 0.716 (L / (r (1- ρ _g / ρ _l )) ^0.5 ],
where L is the length of the tank
n - acceleration (overload),
r is the radius of the bubble,
ρ _g , ρ _W - the density of gas and liquid, respectively.

Полученная зависимость позволяет утверждать, что за время t_с действия перегрузки величиной не менее n произойдет сепарация всех пузырьков в баке, радиус которых не менее r. Чем выше уровень перегрузок, тем меньше время сепарации пузырьков данного размера. Максимальный радиус неотсепарированных пузырьков выбирают таким, чтобы при прохождении их через двигатели характеристики последних оставались в заданных пределах. Обычно максимальный радиус неотсепарированных пузырьков имеет порядок радиуса форсунок двигателей.The obtained dependence allows us to assert that over time t _{with the} action of an overload of magnitude not less than n, all bubbles in the tank will be separated, whose radius is not less than r. The higher the level of congestion, the shorter the separation time for bubbles of a given size. The maximum radius of the unseparated bubbles is chosen so that when passing through the engines the characteristics of the latter remain within the specified limits. Typically, the maximum radius of unseparated bubbles is of the order of the radius of the engine nozzles.

Способ реализуется следующим образом. The method is implemented as follows.

Перед спуском аппарата определяется количество газа в жидкостной полости бака, например, по повышению давления в баке, и рассчитывается длительность включения двигателей t_вк как отношение массы газа в жидкостной полости бака к суммарному расходу газа через работающие двигатели управления (10-13).Before launching apparatus defined amount of gas in the fluid-tank, for example, the operating time of pressure increase in the tank, and is calculated as the engine t _cr gas mass ratio in the liquid tank to the cavity total flow of gas through the operating control motors (10-13).

На начальном участке спуска, когда уровень перегрузки незначителен, спускаемый космический аппарат 15 ориентируют так, чтобы главный вектор аэродинамической силы R_а был направлен к заборнику 8 топливного бака 4 со стороны жидкостной полости 7 и вдоль оси заборника 8 (фиг. 3). Ориентация спускаемого КА заданным образом может осуществляться с использованием бортовой вычислительной машины по результатам фактических измерений параметров движения датчиками системы управления спуском [4]. При этом, из-за малого уровня перегрузок и, соответственно, возмущающих моментов, система управления обеспечивает заданную ориентацию и последующую стабилизацию спускаемого КА даже в случае работы двигателей с пониженной тягой.At the initial portion of the shutter when the congestion level is negligible, the descent spacecraft 15 oriented so that the main vector of aerodynamic force R _and is directed towards the intake 8 of the fuel tank 4 from the liquid chamber 7 and intake along axis 8 (FIG. 3). The launching of the spacecraft in a predetermined manner can be carried out using the on-board computer according to the results of actual measurements of the motion parameters by the sensors of the launch control system [4]. At the same time, due to the low level of overloads and, accordingly, disturbing moments, the control system provides a given orientation and subsequent stabilization of the launched spacecraft even in the case of engines with reduced thrust.

После построения заданной ориентации, спустя время t_с, определяемое по приведенной выше формуле, включают двигатели управления во взаимно противоположных направлениях, например включают двигатели дополнительного комплекта по каналу крена 13 (фиг. 1), которые не задействованы в построении ориентации. Для сокращения времени t_вк возможно одновременное включение всех двигателей управления, при этом стабилизацию спускаемого КА проводят в "негативном" режиме, когда для парирования возмущающего действия аэродинамического момента данного направления выключают двигатель, создающий управляющий момент этого направления. Включение двигателей управления 10-13 производят длительностью t_вк..After constructing the desired orientation, after a time t _s , determined by the above formula, the control motors are turned on in mutually opposite directions, for example, the motors of the additional kit are turned on through the roll channel 13 (Fig. 1), which are not involved in building the orientation. To reduce the time t _vk, it is possible to simultaneously turn on all control engines, while stabilization of the launched spacecraft is carried out in the "negative" mode, when the engine creating the control moment of this direction is turned off to counter the disturbing action of the aerodynamic moment of a given direction. The inclusion of control engines 10-13 produce a duration of t _VK. .

Газовый пузырь из жидкостной полости 7 топливного бака 4, находящейся внутри разделительной эластичной оболочки 5, удаляется через заборник 8 и включенные двигатели управления 10-13, то есть происходит дегазация топлива. The gas bubble from the liquid cavity 7 of the fuel tank 4, located inside the separating elastic shell 5, is removed through the intake 8 and the control engines 10-13 turned on, that is, the gas is degassed.

Так как сброс газа из спускаемого КА производится через двигатели управления, создающие моменты во взаимно противоположных направлениях, то тем самым осуществляется безмоментный сброс газа. Since gas is discharged from the descent spacecraft through control engines that create moments in mutually opposite directions, an instantaneous gas discharge is carried out.

После окончания операции по дегазации топлива система управления осуществляет управление угловым движением КА в соответствии с задачей обеспечения спуска. After the end of the fuel degassing operation, the control system controls the angular motion of the spacecraft in accordance with the task of providing descent.

Таким образом, использование предлагаемого изобретения позволяет обеспечить дешевый и надежный способ дегазации жидкого топлива в баке двигательной установки КА. Thus, the use of the invention allows to provide a cheap and reliable method for the degassing of liquid fuel in the tank of a spacecraft propulsion system.

ЛИТЕРАТУРА
1. Э. Ринг Двигательные установки ракет на жидком топливе. М.: Мир, 1966, с. 177, фиг. 13.16.LITERATURE
1. E. Ring. Propulsion systems for liquid fuel missiles. M .: Mir, 1966, p. 177, FIG. 13.16.

2. Э. Ринг Двигательные установки ракет на жидком топливе. М.: Мир, 1966, с. 177, фиг. 13.15. 2. E. Ring. Propulsion systems for liquid fuel rockets. M .: Mir, 1966, p. 177, FIG. 13.15.

3. Э. Ринг Двигательные установки ракет на жидком топливе. М.: Мир, 1966, с. 180. 3. E. Ring. Propulsion systems for liquid fuel missiles. M .: Mir, 1966, p. 180.

4. Д.Е. Охоцимский, Ю.Ф. Голубев, Ю.Г. Сихарулидзе. Алгоритмы управления космическим аппаратом при входе в атмосферу. М.: Наука, 1975, с. 160. 4. D.E. Okhotsimsky, Yu.F. Golubev, Yu.G. Sikharulidze. Spacecraft control algorithms at the entrance to the atmosphere. M .: Nauka, 1975, p. 160.

Claims (1)

Способ дегазации жидкого топлива в баке двигательной установки космического аппарата (КА), включающий сообщение топливу ускорения, временную задержку для сепарации газовых пузырей и сброс отсепарированного газа за пределы КА, отличающийся тем, что для сообщения топливу ускорения используют перегрузку, возникающую при спуске в начале аэродинамического торможения КА в атмосфере планеты, при этом КА ориентируют так, чтобы направление главного вектора аэродинамической силы, действующей на КА, совпадало с направлением от жидкостной полости бака к заборнику вдоль оси заборника, а сброс газа осуществляют через двигатели управления этой же двигательной установки, создающие одинаковые моменты во взаимно противоположных направлениях во время указанной ориентации в течение промежутка времени, определяемого как отношение массы газа в жидкостной полости бака к суммарному расходу газа через включаемые двигатели управления. A method for degassing liquid fuel in a tank of a propulsion system of a spacecraft (SC), including communicating with acceleration fuel, a time delay for separating gas bubbles and discharging the separated gas outside the SC, characterized in that overload arising during descent at the beginning of aerodynamic is used to communicate acceleration fuel deceleration of the spacecraft in the atmosphere of the planet, while the spacecraft is oriented so that the direction of the main vector of the aerodynamic force acting on the spacecraft coincides with the direction from the liquid cavity and the tank to the intake along the axis of the intake, and the gas is discharged through the control engines of the same propulsion system, creating the same moments in opposite directions during the indicated orientation for a period of time, defined as the ratio of the mass of gas in the liquid cavity of the tank to the total gas flow through Engaged control motors.

Images