СИСТЕМА КОНТРОЛЯ ТЕМПЕРАТУР ТОПЛИВНОГО БАКА ОКИСЛИТЕЛЯ РАКЕТЫ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ "СОЮЗ-2"
CONTROL SYSTEM OF TEMPERATURES IN FUEL TANK FOR OXIDIZER OF SPACE ROCKET "SOYUZ-2"

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.