Введение

Проблема точного измерения уровней компонентов топлива на борту жидкостных ракет впервые выявилась в начале 1950-х годов в связи с созданием С.П. Королевым первой межконтинентальной ракеты Р-7. На этой двухступенчатой составной ракете возникла необходимость синхронизации опорожнения баков с жидкими компонентами топлива. [1]

Важной задачей современной космонавтики является точное измерение количества топлива, расходуемого двигателями транспортного пилотируемого корабля (ТПК). Высокоточное измерение окислителя и горючего, например, в космических кораблях «Союз», имеет огромную значимость. Количество заправляемого топлива определяется перед запуском ТПК исходя из расчетов. Компоненты топлива расходуются двигателями коррекции и ориентации космического корабля при динамических операциях до стыковки с Международной космической станцией (МКС), при штатном спуске, при аварийном спуске в случае возникновения нештатных ситуаций. Расчетные значения количества топлива гарантируют безопасность экипажа корабля при любых обстоятельствах.

В период с 1980 г. по настоящее время в процессе подготовки на КИС, техническом комплексе (ТК) и при летных испытаниях (ЛИ) кораблей было выявлено большое количество несоответствий по СИРТ: всего - 42 (из них 13 при ЛИ), в том числе, 5 несоответствий за последние два года. Основными причинами несоответствий являются:

- отказы датчиков расхода магистралей ДПО, выявляемые в ходе испытаний кораблей на КИС, ТК;

- сбои, отказы прибора «ЭФИР», возникающие при наземных испытаниях (НИ).

Проведенные в период с 2007 по 2010 гг. работы, направленные на повышение надежности СИРТ за счет доработки имеющихся датчиков расхода не дали существенных положительных результатов.

Опыт эксплуатации СИРТ показал, что датчики расхода перестают функционировать при проведении испытаний космического корабля на заводе-изготовителе. Причем установлено, что нарушение функционирования ДР вызвано механическими воздействиями на трубопровод, куда вмонтирован ДР. Отказавшие ДР по решению главного конструктора снимаются с контроля с соответствующей корректировкой полетной документации. Это, в свою очередь, приводит к увеличению гарантийного запаса топлива из-за снижения точности измерения расхода. В невесомости в процессе ЛИ космического корабля в основном все отказавшие датчики расхода, снятые главным конструктором с контроля, восстанавливают свою работоспособность по причине снятия с трубопроводов механических нагружений. Это привело к необходимости поиска другого более устойчивого к механическим нагружениям метода преобразования сигнала с датчика расхода.

В работе рассматривается метод фазовой модуляции полезного сигнала датчика системы расхода топлива. Принцип действия датчика основывается на измерении изменения комплексного сопротивления мостовой схемы при внесении потерь в магнитный чувствительный элемент металлическим шариком, который вращается в полости магистрали подачи топлива. Датчик расхода топлива, основанный на методе амплитудной модуляции полезного сигнала, создает трудности в точном определении количества топлива, т.к. могут возникать нарушения работы датчика из-за воздействия механических нагружений на чувствительный элемент. Устранение указанных недостатков может быть достигнуто за счет разработки метода измерения комплексного сопротивления мостовой схемы датчика расхода топлива, который исключает воздействие механических нагружений на чувствительный элемент и, как следствие, повышает точность измерения расхода топлива. Разрабатывается математическая модель датчика расхода топлива. Проводятся экспериментальные исследования указанной математической модели.

Целью работы является снижение гарантийных запасов топлива путем повышения точности измерения расхода.

Объектом исследования являются системы измерения расхода топлива.

Предметом исследования являются методы измерения комплексного сопротивления мостовой измерительной схемы.

Новизна данного исследования заключается в разработке нового метода измерения комплексного сопротивления мостовой измерительной схемы, основанного на измерении фазы несущей частоты фазомодулированного разностного сигнала. Данный метод позволит осуществлять измерения малых расходов топлива двигательными установками ТПК "Союз" и, в результате, позволит снизить гарантийные запасы топлива путем сверхточного измерения расхода. Это обеспечит выведение большего количества полезного груза на орбиту. Новизна подтверждается отсутствием подобных датчиков, способных осуществлять измерения столь малых расходов топлива (0,004-0,18 л/с), и подачей заявки на предполагаемое изобретение. [2]

Для достижения поставленной в работе цели необходимо решить следующие основные задачи:

1. Разработать метод измерения комплексного сопротивления мостовой схемы датчика расхода топлива.

2. Разработать математическую модель датчика расхода топлива.

3. Провести расчетные и экспериментальные исследования с целью экспериментального подтверждения разработанных метода и математической модели.

Работа состоит из введения, трех глав с выводами, заключения, списка принятых сокращений и списка литературы.

В первой главе выполнено исследование существующих методов измерения расхода топлива, исследованы проблемы, возникающие при определении точного количества топлива.

Во второй главе разработан метод измерения комплексного сопротивления мостовой измерительной схемы датчика расхода топлива, основанный на измерении фазы несущей частоты полезного сигнала.

В третьей главе представлена математическая модель, в основу обеспечения которой положен разработанный метод.