Способ предпусковой инерционной сепарации в невесомости газовых включений в жидком компоненте топлива орбитального блока (варианты)

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть использована при проектировании и эксплуатации орбитальных блоков с жидкостной ракетной двигательной установкой (ЖРДУ), особенно с многократным запуском маршевого двигателя (МД) в процессе длительного полета орбитального блока (ОБ) в условиях невесомости. Способ предпусковой инерционной сепарации в невесомости газовых включений в жидком компоненте топлива орбитального блока (вариант 1) с его космическим аппаратом, маршевым двигателем, топливным баком и двигательной установкой стабилизации, ориентации и обеспечения запуска включает в себя создание у выхода из топливного бака в течение времени сепарации сепарирующего ускорения, причем при расположении центра масс орбитального блока выше вершины топливного бака для создания упомянутого сепарирующего ускорения перед запуском маршевого двигателя выполняют программный сепарирующий разворот орбитального блока относительно его поперечной оси инерции с угловой скоростью вращения, которую выбирают из условия где ω - угловая скорость вращения; g - сепарирующее ускорение; Н - высота топливного бака; h - расстояние до центра масс. Рассмотрен способ предпусковой инерционной сепарации в невесомости газовых включений в жидком компоненте топлива орбитального блока при расположении центра масс орбитального блока ниже вершины топливного бака. Изобретение обеспечивает многократное снижение расхода топлива двигательной установки стабилизации, ориентации и обеспечения запуска на создание предпусковой тяги и уменьшение возмущений заданной траектории полета ОБ. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть использована при проектировании и эксплуатации орбитальных блоков (ОБ) с жидкостной ракетной двигательной установкой (ЖРДУ), особенно с многократным запуском маршевого двигателя (МД) в процессе длительного полета ОБ в условиях невесомости.

Для космических ЖРДУ существует проблема обеспечения необходимой кондиции жидких компонентов ракетного топлива на выходе из бака (на входе в магистраль питания МД) по содержанию в них газовых включений при запусках после полета ОБ в невесомости.

Применительно к небольшим ЖРДУ для решения этой проблемы широко используют способ, по которому жидкий компонент ЖРДУ и газовый объем в топливном баке (ТБ) для его хранения разделяют еще при заправке, а в полете исключают возможность их перемешивания с помощью механических или капиллярных фазоразделителей в ТБ (Космонавтика: Энциклопедия / Гл. ред. В.П. Глушко. - М.: Сов. энциклопедия, 1985. С. 119-120; Багров В.В., Курпатенков А.В., Поляев В.М., Синцов А.Л., Сухоставец В.Ф. Капиллярные системы отбора жидкости из баков космических летательных аппаратов. М.: УНПЦ «Энергомаш», 1997. С. 37, 50).

Для достаточно больших космических ЖРДУ размеры ТБ и наличие в них многочисленных внутрибаковых устройств (успокоительные перегородки, газодинамические распылители газа наддува, указатели уровня жидкости, заборные устройства на выходе из ТБ и т.д.) делают применение этого способа-аналога с использованием механических или капиллярных фазоразделителей сложным или невозможным (механических фазоразделителей - по конструктивным соображениям, капиллярных - из-за их недостаточной капиллярной удерживающей способности).

В связи с этим для таких ЖРДУ часто используют известный, хорошо отработанный и принятый за прототип способ предпусковой инерционной сепарации, обеспечивающий осаждение жидкого компонента в ТБ и последующее всплытие газовых включений (газопаровых пузырей различного объема), проникших к выходу из ТБ при полете в невесомости (Кобелев В.К, Милованов А.Г. Средства выведения космических аппаратов. М.: Издательство РЕСТАРТ, 2009. стр. 367; 395-397, 404, 405), по которому у выхода из ТБ создают в течение времени, необходимого для инерционной сепарации, требуемое значение сепарирующего ускорения, при этом на ОБ перед очередным запуском МД его ЖРДУ используют силы инерции, возникающие в жидком компоненте при предпусковом осевом ускорении ОБ, создаваемом с помощью приложенной к ОБ небольшой тяги двигателей вспомогательной двигательной установки стабилизации, ориентации и обеспечения запуска (ДУ СОЗ), в сотни или даже в тысячи раз меньшей, чем тяга МД. В самой ДУ СОЗ отбор жидкого топлива из ТБ ввиду их малых размеров осуществляют, используя механические или капиллярные фазоразделители (Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. М.: Высшая школа, 1983 г., стр. 485; Багров В.В., Курпатенков А.В., Поляев В.М., Синцов А.Л., Сухоставец В.Ф. Капиллярные системы отбора жидкости из баков космических летательных аппаратов. М.: УНПЦ «Энергомаш», 1997. стр. 37, 50).

Недостатками указанного способа-прототипа инерционной сепарации топлива и обеспечения необходимой кондиции топлива по содержанию газовых включений на выходе из ТБ (на входе в магистраль питания МД), особенно в ЖРДУ, многократно запускающихся в полете являются:

- необходимость создания в процессе полета ОБ достаточно длительных (по несколько минут) предпусковых осевых ускорений его с помощью предпусковой тяги двигателей ДУ СОЗ, приводящая к увеличению рабочего запаса топлива и массы ДУ СОЗ и ОБ в целом;

- создаваемое предпусковой тягой двигателей ДУ СОЗ возмущение траектории полета ОБ, приводящее к невозможности ее точных коррекций при корректирующих запусках МД ОБ (например, при осевом ускорении ОБ, равном 0,002 м/с², и длительности его действия в 300 с дополнительный импульс тяги от ДУ СОЗ сообщит ОБ вдоль его оси приращение скорости более 0,6 м/с, что существенно изменит траекторию космического полета ОБ).

Таким образом, имеется задача - разработка свободного от упомянутых недостатков способа-прототипа нового способа предпусковой инерционной сепарации в невесомости газовых включений в жидком компоненте топлива, обеспечивающего осаждение его в нижнюю часть ТБ с последующей очисткой компонента у выхода из ТБ от проникших туда в невесомости газовых включений.

Анализ показал, что конкретный вариант ее решения зависит от продольной центровки ОБ перед очередным запуском ЖРДУ, а именно - от взаимного расположения центра масс (ЦМ) ОБ с космическим аппаратом (КА) и вершины ТБ, при этом в случае расположения ЦМ ниже вершины ТБ, т.е. внутри ТБ, способ решения задачи должен предусматривать дополнительные действия.

Техническим результатом группы изобретений является многократное снижение требуемого расхода топлива ДУ СОЗ на создание предпусковой тяги и уменьшение возмущений заданной траектории полета ОБ.

В первом варианте группы изобретений технический результат достигается тем, что в способе предпусковой инерционной сепарации в невесомости газовых включений в жидком компоненте топлива орбитального блока с его космическим аппаратом, маршевым двигателем, топливным баком и двигательной установкой стабилизации, ориентации и обеспечения запуска, включающем в себя создание у выхода из топливного бака в течение времени сепарации сепарирующего ускорения, при расположении центра масс орбитального блока выше вершины топливного бака для создания упомянутого сепарирующего ускорения перед запуском маршевого двигателя выполняют программный сепарирующий разворот (ПСР) орбитального блока относительно его поперечной оси инерции с угловой скоростью вращения, которую выбирают из условия

где

ω - угловая скорость вращения;

g - сепарирующее ускорение;

Н - высота топливного бака;

h - расстояние до центра масс.

Именно при таком выборе значения угловой скорости вращения со ОБ у выхода из ТБ обеспечивается требуемое сепарирующее ускорение g.

Во втором варианте группы изобретений технический результат достигается тем, что в способе предпусковой инерционной сепарации в невесомости газовых включений в жидком компоненте топлива орбитального блока с его космическим аппаратом, маршевым двигателем, топливным баком и двигательной установкой стабилизации, ориентации и обеспечения запуска, включающем в себя создание у выхода из топливного бака в течение времени сепарации сепарирующего ускорения, при расположении центра масс орбитального блока ниже вершины топливного бака для создания упомянутого сепарирующего ускорения перед запуском маршевого двигателя выполняют программный сепарирующий разворот орбитального блока относительно его поперечной оси инерции с угловой скоростью вращения, которую выбирают из условия

ω - угловая скорость вращения;

g - сепарирующее ускорение;

Н - высота топливного бака;

h - расстояние до центра масс,

при этом после начала выполнения программного сепарирующего разворота орбитальному блоку придают осевое ускорение, прижимающее жидкий компонент к выходу из топливного бака, которое выбирают из условия:

где

а - осевое ускорение;

ω - угловая скорость вращения;

h - расстояние до центра масс.

Отличие в действиях по достижению технического результата от действий по первому варианту группы изобретений обусловлено тем, что когда ЦМ и, следовательно, и поперечная ось вращения ОБ при ПСР, расположенные на расстоянии h от вершины ТБ, имеющего высоту Н, находятся ниже нее (т.е. внутри ТБ), использование ПСР в чистом виде невозможно, так как значительная часть жидкого компонента при выполнении ПСР может концентрироваться у верхнего (переднего) днища ТБ, а после запуска МД и появления значительного осевого ускорения ОБ, превышающего требуемое сепарирующее ускорение g в сотни или даже тысячи раз, - обрушиваться на отсепарированную жидкость у выхода из ТБ, приводя после предпусковой сепарации в невесомости к ее вторичному загазовыванию, что недопустимо для МД. В этом случае одновременно с выполнением ПСР с угловой скоростью вращения ω по формуле (1) необходимо создавать компенсирующее осевое ускорение а по формуле (2) с помощью двигателей ДУ СОЗ, позволяющее исключить негативное воздействие на гидродинамику внутрибаковых процессов неблагоприятной центровки ОБ при запуске МД.

Именно при выборе компенсирующего осевого ускорения ОБ по формуле (2) при расположении его ЦМ ниже вершины верхнего днища ТБ значение суммарного сепарирующего ускорения у входа из ТБ, являющегося суммой центробежного и осевого сепарирующего ускорений (равных, соответственно, ω²⋅(H+h) и 2⋅ω²⋅h), будет составлять требуемое значение g.

В предложенной группе изобретений жидкость после ее осаждения и сепарации из нее газовых включений вращается вместе с ТБ ЖРДУ ОБ, поэтому потерь на трение жидкости о стенки ТБ и затрат топлива ДУ СОЗ на создание сепарирующего ускорения практически нет.

Необходимо особо подчеркнуть, что ПСР - это не простая закрутка (неконтролируемое вращение по инерции) ОБ относительно его поперечной оси инерции, а именно программный разворот, при котором бортовая система управления ОБ в каждый момент времени ПСР отслеживает угловое положение осей ОБ, сравнивает их положение с заранее заданными программными значениями и в случае необходимости корректирует движение ОБ с помощью кратковременных включений управляющих двигателей ДУ СОЗ. Корректирующие воздействия управляющих двигателей ДУ СОЗ и соответствующие затраты топлива на обеспечение вращательного движения ОБ при ПСР, как показывают оценки, невелики и необходимы, в основном, в начале ПСР (до принятия жидким компонентом поле центробежных сил в ТБ установившегося положения с цилиндрической поверхностью раздела фаз).

Дополнительные технические результаты достигаются тем, что:

- для уменьшения небольших затрат топлива ДУ СОЗ на коррекции программного ОБ при выполнении ПСР угловую скорость со и плоскость вращения ПСР поддерживают постоянными в течение всего ПСР ОБ;

- в случае, если в полете необходимо обеспечить ту же самую угловую ориентацию ОБ в пространстве при завершении ПСР, что была в момент его начала, программный угол ПСР Ψ выбирают равным 2π⋅N, где - число полных (на угол 2π, т.е. на 360 град) оборотов ОБ вокруг его поперечной оси инерции, где ω - угловая скорость;

- для исключения искажения траектории полета ОБ с ЦМ ниже вершины верхнего днища ТБ при создании компенсирующего осевого ускорения ОБ это ускорение создают после начала выполнения ПСР в течение времени , при выполнении условия n≤N, где ω - угловая скорость, n - число полных (на угол 2π) оборотов ОБ при одновременном выполнении ПСР и создании осевого ускорения ОБ, N - число полных (на угол 2π) оборотов ОБ вокруг его поперечной оси инерции от начала до завершения ПСР;

- с целью уменьшения затрат топлива ДУ СОЗ на остановку вращения ОБ, а также для снижения угловой погрешности выдачи импульса тяги ЖРДУ при остановке вращения ОБ при запуске МД его камеру отклоняют в плоскости вращения ОБ, создавая для него управляющий крутящий момент, тормозящий вращение, а команду на запуск МД ОБ подают с упреждением относительно момента достижения орбитальным блоком положения запуска.

Возможность достижения технического результата при реализации группы изобретений заключается в том, что для создания у выхода из ТБ требуемого значения сепарирующего ускорения g (или значительной его части) используется, в отличие от рассмотренного выше способа-прототипа, не осевое ускорение ОБ, создаваемое двигателями ДУ СОЗ, непрерывно расходующими компоненты топлива, а «даровые» центробежные силы, возникающие в жидких компонентах топлива ЖРДУ и сохраняющиеся сколь угодно длительное время - в течение всего времени Т, необходимого для сепарации перед очередным запуском МД.

Значения требуемого для сепарации центробежного ускорения g у выхода ТБ (как и значения требуемого осевого ускорения ОБ в способе-прототипе) определяются по результатам гидродинамических расчетов и/или модельных гидродинамических испытаний моделей баков.

Т.к. вращение ОБ при ПСР проводится не вокруг продольной оси, а вокруг его поперечной оси инерции, установившемуся положению жидкости в ТБ при ПСР соответствует цилиндрическая форма поверхности раздела фаз газ-жидкость, при этом ось цилиндра проходит через ЦМ ОБ.

Сущность группы изобретений поясняется графическими материалами (фиг. 1-3). На них показан ОБ с КА, МД, ТБ и двигателями ДУ СОЗ для обоих вариантов расположения ЦМ ОБ на различных этапах сепарации газовых включений в жидких компонентах топлива с помощью ПСР.

На фиг. 1 изображен ОБ в начале выполнения им ПСР в условиях невесомости по варианту 1 (при расположении ЦМ ОБ на расстоянии h_o и h_г выше вершин топливных баков окислителя и горючего высотой Н_о и Н_г, соответственно).

На фиг. 2 изображен ОБ в начале выполнения им ПСР по варианту 2 (при расположении ЦМ ОБ на расстоянии h_г ниже вершины бака горючего, но на h_о выше вершины бака окислителя).

На фиг. 3 показан ОБ при торможении его вращения для обоих вариантов группы изобретений путем отклонения камеры запустившегося МД при окончании ПСР, т.е. после осаждения жидких компонентов топлива и сепарации из них газовых включений с образованием в ТБ цилиндрических поверхностей раздела фаз.

Обозначения на указанных фигурах:

1 - космический аппарат;

2 - ТБ горючего высотой Н_г;

3 - ТБ окислителя высотой Н_о;

4 - газовая фаза в ТБ в виде газовых включений в жидких компонентах топлива после полета в невесомости или в виде газовой «подушки» в ТБ после завершения сепарации;

5 - цилиндрическая поверхность раздела жидкого компонента топлива и газовой «подушки» в ТБ после завершения сепарации;

6 - ДУ СОЗ;

7 - включенный управляющий двигатель ДУ СОЗ для начала выполнения ПСР;

8 - включенные двигатели ДУ СОЗ для создания компенсирующего осевого ускорения при расположении ЦМ ОБ ниже вершины верхнего днища ТБ ОБ;

9 - МД с камерой в нейтральном положении;

10 - запустившийся МД с отклоненной камерой;

11 - управляющий крутящий момент МД для торможения вращения ОБ;

12 - направление вращения ОБ при выполнении ПСР с угловой скоростью ω;

13 - центр масс ОБ, (с учетом массы КА), расположенный на расстоянии h_o и h_г от вершин днищ ТБ окислителя и горючего, соответственно;

14 - продольная ось ОБ;

Н_о и Н_г - высота ТБ окислителя и горючего, соответственно;

h_о и h_г - расстояние от ЦМ ОБ до вершин верхних днищ ТБ окислителя и горючего, соответственно;

h_цпо и h_цпг - расстояние от ЦМ ОБ до цилиндрической поверхности раздела фаз в ТБ окислителя и горючего, соответственно;

Ψ - угол поворота ОБ в плоскости его вращения при выполнении предпускового ПСР;

ω - угловая скорость вращения ОБ при ПСР.

Ниже приводится описание выполнения двух предлагаемых вариантов способа сепарации.

Для реализации первого варианта предложенного способа предпусковой инерционной сепарации в невесомости газовых включений 4 в жидком компоненте топлива ОБ с его КА 1, МД 9, ТБ 2, 3 и ДУ СОЗ 6 (фиг. 1 и 3), включающего в себя создание у выхода из ТБ в течение времени, необходимого для сепарации, требуемого значения сепарирующего ускорения, для создания упомянутого сепарирующего ускорения перед запуском МД выполняют ПСР ОБ относительно одной из его поперечных осей.

Придание ОБ начальной угловой скорости вращения может осуществляться по-разному (например, для этого включают управляющий двигатель 7 ДУ СОЗ 6). Далее вращение ОБ происходит по инерции; после успокоения жидкости в ТБ сепарирующие центробежные ускорения в ТБ 2 и 3 в течение ПСР будут создаваться практически без затрат топлива ДУ СОЗ.

После завершения осаждения жидких компонентов топлива и сепарации из них газовых включений 4 в ТБ 2 и 3 (фиг. 3) образуются цилиндрические поверхности 5 раздела газообразной и жидкой фаз.

Минимальное значение угла поворота ОБ Ψмин при выполнении ПСР выбирают равным Ψ_мин=ωТ_мин, где ω - принятая из условия (1) угловая скорость вращения ОБ при ПСР; Т_мин - минимально необходимая продолжительность ПСР при сепарирующем ускорении g, обеспечиваемом угловой скоростью вращения ОБ ω. Значение Тмин определяется расчетным путем или пересчетом результатов физического моделирования на малогабаритных моделях ТБ внутрибаковых гидродинамических процессов осаждения жидкости в каждом из ТБ и сепарации накопившихся в ней в невесомости газовых включений.

При различии в значениях Т_мин для различных ТБ (например, баков окислителя и горючего) принимается, естественно, большее из них.

При тандемном расположении ТБ, например, при расположении ТБ горючего 2 впереди ТБ окислителя 3 (фиг. 1-3) в качестве h и Н следует брать соответствующие значения для ТБ окислителя и горючего (h_o, Н_o, и h_г, Н_г).

Программные значения угла ПСР Ψ, и, соответственно, продолжительности ПСР, равной Т, могут быть увеличены по сравнению с Ψ_мин и T_мин для повышения надежности сепарации или для выполнения дополнительных требований программы полета ОБ. Например, для обеспечения в полете той же самой угловой ориентации ОБ в пространстве при завершении ПСР (т.е. при запуске МД), что была в момент начала ПСР, угол разворота ОБ при ПСР выбирают равным Ψ=2πN, при выполнении условия где N - число полных на угол 2π, т.е. на 360° оборотов ОБ вокруг его поперечной оси инерции от начала ПСР до его завершения; ω - угловая скорость вращения, Т - продолжительность ПСР.

Выбор поперечной оси инерции, вокруг которой будет совершаться ПСР, не является принципиальным для реализации ПСР, но при этом необходим учет особенностей конструкции и функционирования ЖРДУ. Например, при использовании в ЖРДУ заборного устройства ТБ, удаленного от их продольной оси, выбор поперечной оси вращения и плоскости поворота ОБ при ПСР должен приводиться так, чтобы силы инерции в жидкости при торможении ПСР при запуске МД не вызывали бы отток ее от заборного устройства ТБ.

Торможение вращения ОБ при ПСР перед запуском МД 9 с камерой в нейтральном положении с помощью включения управляющих двигателей ДУ СОЗ 6 нерационально, так как оно приведет не только к дополнительному расходу топлива ДУ СОЗ, но и к нежелательному обнулению сепарирующих центробежных ускорений в ТБ 2 и 3 ЖРДУ перед самым моментом запуска ее МД. Именно в связи с этим для экономичного торможения вращения ОБ при окончании ПСР (перед запуском ЖРДУ отклоняют камеру МД в карданном подвесе в плоскости вращения ОБ от ее нейтрального положения в направлении, создающем тормозящий крутящий момент. В результате запустившийся МД отклоненной камерой 10 создает для ОБ управляющий крутящий момент 11, останавливающий ОБ, вращавшийся в процессе ПСР в направлении 12 (фиг. 3). Для бортовой системы управления ОБ гашение при запуске МД с его помощью скорости вращения ОБ при такой остановке ПСР будет эквивалентно стандартной задаче гашения небольших начальных угловых скоростей ОБ порядка 1-2 град/с относительно поперечных осей.

Для снижения угловой погрешности выдачи вектора импульса тяги ЖРДУ команду на запуск МД подают с некоторым упреждением относительно момента достижения продольной осью 14 ОБ требуемого углового положения в пространстве (величина упреждения определяется характеристиками МД и массо-инерционными характеристиками ОБ).

Ниже приведен пример возможной реализации ПСР для кислородно-керосиновой ЖРДУ гипотетического ОБ с начальной массой на опорной орбите ИСЗ, равной 100 т, и шестикратным запуском МД в полете с расчетными оценками возможных значений параметров углового движения ОБ, параметров ТБ и внутрибаковых гидродинамических процессов в них перед запусками с использованием ПСР. Предполагается, что центровка ОБ меняется в полете в процессе выработки топлива из ТБ ЖРДУ так, что для всех пяти запусков, кроме первого, ЦМ ОБ располагается выше верхних днищ как ТБ окислителя, так и ТБ горючего), в соответствии с чем реализация предложенного способа для последних пяти запусков производится по варианту 1:

• угловая скорость вращения ОБ при ПСР ω, выбираемая по формуле (1) для ТБ окислителя (по расчетам, ТБ горючего в данном примере не является определяющим) с использованием значений Н_o и h_o (см. ниже) и требуемого значения сепарирующего ускорения у выхода из ТБ окислителя g, принятого равным g=0,0022 м/с², составляет ω=1,2 град/с (0,021 рад/с);

• принимаемое значение угловой скорости вращения ОБ при выполнении ПСР: ω=1,2 град/с (0,021 рад/с);

• направление вращения ОБ при ПСР - в плоскости рыскания;

• расстояние от оси вращения ОБ при ПСР (его поперечной оси инерции) до вершины верхних днищ ТБ:

по окислителю - h_o=1,0 м;

по горючему - h_г=5,5 м;

• расстояние от оси вращения ОБ при ПСР (его поперечной оси инерции) до цилиндрической поверхности осажденных под действием центробежных ускорений жидких компонентов в ТБ окислителя и горючего:

по окислителю - h_цпо=1,5 м;

по горючему - h_цпг=6,0 м;

• расстояние от оси вращения ОБ при ПСР (его поперечной оси инерции) до выхода из ТБ:

по окислителю - (Н_o+h_o)=5,0 м;

по горючему - (Н_г+h_г)=7,0 м;

• создаваемое центробежное сепарирующее ускорение у выхода из ТБ окислителя g_о и ТБ горючего g_г

по окислителю - g=ω²⋅(Н_о+h_о)=0,0022 м/с;

по горючему - g=ω²⋅(Н_г+h_г)=0,0031 м/с;

• расчетная продолжительность осаждения жидких компонентов топлива в ТБ окислителя Т_о и в ТБ горючего Т_г и сепарации из них газовых включений под действием центробежных сепарирующих ускорений, возникающих в ТБ при выполнении ПСР ОБ:

по окислителю - Т_о=405 с;

по горючему - Т_г=264 с;

• принимаемая минимальная длительность ПСР ОБ: T_min=405 с;

• минимально необходимый угол поворота ОБ Ψ_min при ПСР ОБ при принятой угловой скорости вращения ОБ (ω=1,2 град/с):

Ψ_min=ω⋅T_min - 486 град;

• рекомендуемый угол поворота ОБ при ПСР с учетом продолжительности проведения во время ПСР предпускового наддува ТБ и реализации циклограммы заливки и запуска МД:

Ψ=720 град (2 полных оборота, т.е. N=2);

• продолжительность Т ПСР на 720 град при принятой угловой скорости вращения ОБ (ω=1,2 град/с) - Т=600 с;

• угол упреждения ΔΨ запуска МД при торможении ПСР для обеспечения гашения угловой скорости вращения ОБ к моменту совпадения продольной оси ОБ 13 с требуемым угловым направлением выдачи импульса тяги МД - ΔΨ=2 град (может уточняться для конкретных характеристик МД и ОБ).

Приведенные данные подтверждают реализуемость предложенного способа предпусковой сепарации с помощью ПСР по первому варианту.

Так как при первом запуске ЖРДУ рассматриваемого гипотетического ОБ его ЦМ располагается выше ТБ горючего, но на расстоянии h_о ниже верхней вершины днища ТБ окислителя с прежней высотой Н_о, предпусковая инерционная сепарация газовых включений в жидком окислителе должна производиться по второму варианту предложенной группы изобретений.

Для реализации второго варианта предложенного способа инерционной сепарации в невесомости газовых включений в жидком компоненте топлива ОБ с его КА 1, МД 9, ТБ 2 и 3 (рис. 2 и 3), включающего в себя создание у выхода из ТБ в течение времени, необходимого для сепарации, требуемого значения сепарирующего ускорения, для создания упомянутого сепарирующего ускорения перед запуском МД, выполняют ПСР ОБ относительно одной из его поперечных осей инерции. Придание ОБ начальной угловой скорости вращения - как и в первом варианте (например, включают управляющий двигатель 7 ДУ СОЗ 6). В дополнение к этому после начала выполнения ПСР орбитальному блоку придают осевое ускорение, прижимающее жидкий компонент к выходу из ТБ (для этого, например, включаются двигатели 8 ДУ СОЗ, создающие осевую тягу для создания необходимого компенсирующего осевого ускорения ОБ).

Для рассматриваемой в качестве примера возможной реализации его кислородно-керосиновой ЖРДУ гипотетического ОБ при первом запуске МД определяющим выбор ω и Ψ будет опять ТБ окислителя. Расчетные оценки параметров углового движения ОБ, параметров ТБ и внутрибаковых гидродинамических процессов в нем при первом запуском МД:

• угловая скорость вращения ОБ при ПСР ω, выбираемая по формуле (1) для ТБ окислителя с использованием значений Н_o и h_o при условии h=h_o для первого запуска МД (см. ниже) и требуемого суммарного значения сепарирующего ускорения g=0,0022 м/с у выхода из ТБ окислителя, являющегося суммой центробежного ускорения ω²⋅(Н_o-h_o) и компенсирующего осевого ускорения а, выбираемого по формуле (2) из условия а≥2ω²h при условии h=h_o, составит:

• расстояние от оси вращения ОБ при ПСР внутри ТБ окислителя до вершины его верхнего днища: h_о=1,0 м;

• расстояние h_цпо от оси вращения ОБ при ПСР до цилиндрической поверхности осажденного жидкого кислорода в ТБ окислителя: h_цпо=0,5 м;

• расстояние от оси вращения ОБ при ПСР до выхода из ТБ окислителя:

H_о-h_о=3,0 м;

• создаваемое у выхода из ТБ окислителя центробежное сепарирующее ускорение g_цбо:

g_цбо=ω+2⋅(Н_о-h_о)=0,0013 м/с²;

• потребное значение компенсирующего осевого ускорения ОБ: а=0,0022 м/с² - 0,0013 м/с²=0,0009 м/с²;

• расчетная продолжительность Т_о осаждения жидкого кислорода в ТБ окислителя Т_о и сепарации из него газовых включений под действием суммарного сепарирующего ускорения g при одновременном выполнении ПСР и создании компенсирующего осевого ускорения ОБ:

Т_о=263 с;

• рекомендуемые продолжительности t создания компенсирующего осевого ускорения и всего ПСР Т:

t=T=300 с;

• минимально необходимый угол поворота ОБ Ψ_min во время выполнения ПСР ОБ при принятой угловой скорости вращения ОБ (ω=1,2 град/с): Ψ_min=ω⋅Т_о=315 град;

• рекомендуемый угол поворота ОБ Ψ при ПСР:

Ψ=ω⋅t=ω⋅Т=360 град (один полный оборот, т.е. N=1);

• число n≤N полных оборотов ОБ при одновременном выполнении ПСР и создании осевого ускорения ОБ: n=1;

• продолжительность Т ПСР на 360 град при принятой угловой скорости вращения ОБ (ω=1,2 град/с): Т=300 с;

• угол упреждения ΔΨ запуска МД при торможении ПСР: ΔΨ=2°.

Оценки параметров углового движения ОБ и внутрибаковых гидродинамических процессов в ТБ перед запусками МД, приведенные выше, позволяют сравнить необходимые затраты топлива ДУ СОЗ при предлагаемом способе (по обоим вариантам реализации с использованием ПСР) и при традиционном способе-прототипе с использованием осевого ускорения ОБ, создаваемого двигателями ДУ СОЗ.

Для сравнения взят рассмотренный выше тот же гипотетический ОБ с начальной массой на опорной орбите ИСЗ 100 т и шестикратным запуском МД кислородно-керосиновой ЖРДУ, из которых только первый запуск из-за неблагоприятной центровки ОБ требует по второму варианту реализации предложенного способа помимо выполнения ПСР с ω=1,2 град/с в течение 300 с с N=1 (угол Ψ=2π) одновременного создания в течение этого времени компенсирующего осевого ускорения ОБ и необходимой для этого осевой тяги двигателей ДУ СОЗ. По приведенным выше оценкам, они составляют 0,0009 м/с и 9 кгс, при этом затраты высококипящих компонентов топлива ДУ СОЗ на это за 300 с составят 12,3 кг, а на придание ОБ в начале выполнения ПСР принятого значения угловой скорости вращения - еще 5 кг (всего 17,3 кг). Без использования ПСР потребные значения осевого ускорения и осевой тяги ДУ СОЗ составили бы 0,0022 м/с² и 22 кгс, а затраты топлива ДУ СОЗ на их создание возросли бы до 30 кг, а общие - до 35 кг, т.е. вдвое больше.

Для последующих пяти запусков МД осаждение топлива и сепарация газовых включений в ТБ ОБ создаются за счет длительного (600 с) действия «даровых» центробежных сил в ТБ без затрат топлива ДУ СОЗ, т.е. по первому варианту реализации предложенного способа. Суммарные затраты топлива ДУ СОЗ на придание ОБ в начале выполнения ПСР угловой скорости вращения ω=1,2 град/с при всех пяти запусках составят, по расчетным оценкам, 25 кг.

При использовании для всех пяти запусков МД традиционного способа (способа-прототипа) инерционной сепарации в невесомости газовых включений в жидком компоненте топлива ОБ с помощью создания осевого ускорения ОБ затраты высококипящих компонентов топлива ДУ СОЗ составили бы 150 кг (в 6 раз больше, чем по предлагаемому способу). Это связано с тем, что суммарная осевая тяга двигателей ДУ СОЗ, определяемая массой ОБ, в этом случае должна была бы составить для обеспечения требуемого значения осевого ускорения ОБ приблизительно 22 кгс при продолжительности его действия 300 с.

Суммарные затраты топлива ДУ СОЗ на обеспечение всех шести запусков МД рассматриваемого ОБ с использованием ПСР даже с применением при первом запуске МД из-за неблагоприятной центровки ОБ компенсирующего осевого ускорения ОБ, создаваемого в течение 300 с двигателями ДУ СОЗ, в 4,4 раза меньше суммарных затрат топлива ДУ СОЗ для способа-прототипа. Это подтверждает высокую энергомассовую эффективность обоих вариантов предлагаемого способа сепарации газовых включений из жидких компонентов топлива ОБ с использованием ПСР.

Кроме того, ПСР позволит максимально точно корректировать с помощью МД траекторию полета ОБ.

Применительно к ОБ с многоступенчатой космической ЖРДУ с тандемной компоновкой ступеней дополнительным преимуществом ПСР перед традиционным способом-прототипом инерционного осаждения жидкого топлива в ТБ ЖРДУ с помощью осевого ускорения ОБ является то, что при благоприятной центровке ОБ и расположении двигателей управления угловым движением ОБ в его передней зоне при небольшом увеличении их рабочего запаса топлива автономные ДУ СОЗ оказываются ненужными на всех ступенях ЖРДУ ОБ. Это существенно повысит энергетические характеристики и надежность ОБ, а за счет исключения ДУ СОЗ на всех ступенях ЖРДУ - снизит его стоимость.

1. Способ предпусковой инерционной сепарации в невесомости газовых включений в жидком компоненте топлива орбитального блока с его космическим аппаратом, маршевым двигателем, топливным баком и двигательной установкой стабилизации, ориентации и обеспечения запуска, включающий в себя создание у выхода из топливного бака в течение времени сепарации сепарирующего ускорения, отличающийся тем, что при расположении центра масс орбитального блока выше вершины топливного бака для создания упомянутого сепарирующего ускорения перед запуском маршевого двигателя выполняют программный сепарирующий разворот орбитального блока относительно его поперечной оси инерции с угловой скоростью вращения, которую выбирают из условия

где ω - угловая скорость вращения;

g - сепарирующее ускорение;

Н - высота топливного бака;

h - расстояние до центра масс.

2. Способ предпусковой инерционной сепарации в невесомости газовых включений в жидком компоненте топлива орбитального блока с его космическим аппаратом, маршевым двигателем, топливным баком и двигательной установкой стабилизации, ориентации и обеспечения запуска, включающий в себя создание у выхода из топливного бака в течение времени сепарации сепарирующего ускорения, отличающийся тем, что при расположении центра масс орбитального блока ниже вершины топливного бака для создания упомянутого сепарирующего ускорения перед запуском маршевого двигателя выполняют программный сепарирующий разворот орбитального блока относительно его поперечной оси инерции с угловой скоростью вращения, которую выбирают из условия

где ω - угловая скорость вращения;

g - сепарирующее ускорение;

Н - высота топливного бака;

h - расстояние до центра масс,

при этом после начала выполнения программного сепарирующего разворота орбитальному блоку придают осевое ускорение, прижимающее жидкий компонент к выходу из топливного бака, которое выбирают из условия

а≥2⋅ω²h, где

а - осевое ускорение;

ω - угловая скорость вращения;

h - расстояние до центра масс.

3. Способ по п. 1 или 2, отличающийся тем, что угловую скорость вращения ω и плоскость вращения орбитального блока поддерживают постоянными в течение всего программного сепарирующего разворота орбитального блока.

4. Способ по п. 1 или 2, отличающийся тем, что угол сепарирующего разворота выбирают равным 2π⋅N при выполнении условия ,

где N - число полных (на угол 2π) оборотов орбитального блока вокруг его поперечной оси инерции от начала программного сепарирующего разворота до его завершения;

ω - угловая скорость вращения;

Т - продолжительность программного сепарирующего разворота.

5. Способ по любому из пп. 2-4, отличающийся тем, что осевое ускорение орбитальному блоку придают после начала выполнения программного сепарирующего разворота в течение времени при выполнении условия

n≤N,

где n - число полных (на угол 2π) оборотов орбитального блока при одновременном выполнении программного сепарирующего разворота и создании осевого ускорения орбитального блока;

ω - угловая скорость вращения;

N - число полных (на угол 2π) оборотов орбитального блока вокруг его поперечной оси инерции от начала программного сепарирующего разворота до его завершения.

6. Способ по любому из пп. 1-5, отличающийся тем, что для остановки вращения орбитального блока перед запуском маршевого двигателя его отклоняют в плоскости вращения орбитального блока, создавая для него управляющий крутящий момент, тормозящий вращение.

7. Способ по любому из пп. 1-6, отличающийся тем, что команду на запуск маршевого двигателя орбитального блока подают с упреждением относительно момента достижения орбитальным блоком положения запуска.