Спосіб передпускової підготовки пневмогідравлічної системи подачі палива у камеру згоряння рідинного ракетного двигуна

Винахід відноситься до ракетно-космічної галузі і може використовуватися для підготовки і пуску рідинних ракет середнього класу. Відомим є спосіб передпускової підготовки пневмогідравлічної системи (ПГС) подачі палива у камеру згоряння рідинного ракетного двигуна (РРД), який грунтується на тому, що після заправлення паливного бака і витратної магістралі компонентом палива газовий об'єм паливного бака наддувають до заданого тиску, необхідного для створення відповідого тиску на вході у насос і у камеру згоряння РРД (див. книгу Н.М.Беляев "Системы наддува топливных баков ракет", М., "Ма шиностроение", 1976, с.34-54). Із витратної магістралі компонент палива за допомогою насосу подається у камеру згоряння РРД. У якості робочих тіл наддуву використовуються гелій, повітря, азот, продукти згоряння твердопаливних газогенераторів та інші. Недоліком відомого способу є його низькі експлуатаційні якості, такі як: - неможливість зливання решти компонента палива з витратної магістралі, тому що заправна магістраль підходить до нижнього днища паливного бака; - великий час знаходження витратної магістралі і агрегатів РРД під дією агресивного компонента палива. Для усунення вказаних недоліків витратну магістраль ізолюють від паливного бака шляхом встановлення на неї керованого клапана або розривної мембрани. Заливка витратної магістралі виконується безпосередньо перед запуском РРД (див. книгу В.Н.Челомей и др. «Пневмогидравлические системы двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями», М., «Ма шиностроение», 1978, с.207). Найближчим до запропонованого по технічному рішенню є вибраний як прототип спосіб передпускової підготовки пневмогідравлічної системи подачі палива у камеру згоряння рідинного ракетного двигуна, описаний у книзі (В.Н.Челомей и др. «Пневмогидравлические системы двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями», М., « Машиностроение», 1978, с.36-37). Вказаний спосіб грунтується на наддуванні газового об'єму паливного бака до заданого тиску і наступного витіснення палива із рідинного об'єму паливного бака у витратн у магістраль під дією цього тиску наддування. Тобто після створення у газовому об'ємі паливного бака заданого тиску наддування відкривають керований клапан, у результаті чого здійснюється заливка витратної магістралі. Для виключення утворення у ви тратної магістралі газової бульби, попадання якої у насос може призвести до його поломки, перед відкриттям керованого клапана у витратній магістралі створюють вакуум. Під час заливки витратної магістралі виникає великий гідравлічний удар, у результаті чого необхідно значно зміцнювати витратну магістраль. Якщо проводити заливку витратної магістралі до початку передпускового наддування і з відкритим дренажним клапаном паливного бака, то, враховуючи велику швидкість заливки палива у витратн у магістраль (до 1500л/с) і невеликий діаметр дренажного клапана 70-100мм при об'ємі паливного бака до 100м 3, можна отримати при мінімальній величині газового об'єму тиск газу у паливному баці нижче мінімально-допустимого, тобто нижче однієї абсолютної атмосфери. Більшість паливних баків ракет середнього і важкого класів не витримують зовнішнє навантаження. Недоліком відомого способу є його невисокі експлуатаційні якості, тому що необхідно зміцнювати або витратну магістраль, або паливний бак, у результаті чого збільшується вага ракети і знижується її надійність. В основу винаходу поставлена задача створення удосконаленого способу передпускової підготовки пневмогідравлічної системи подачі палива у камеру згоряння рідинного ракетного двигуна, який би дозволив підвищити його експлуатаційні якості шляхом уведення в нього нових операцій, таких як: - витіснення палива із рідинного об'єму паливного бака у витратн у магістраль здійснюється у процесі наддування газового об'єму паливного бака до заданого тиску, що дозволяє виключити заливку витратної магістралі при максимальному (заданому) тиску наддування і таким чином знизити величину гідроудару у витратній магістралі; - витіснення палива із рідинного об'єму паливного бака у витратн у магістраль здійснюється, коли тиск наддування досягне проміжної величини, яка визначається із співвідношення Рпр.=Pmin доп.×(1+DVвм/Vп)-(Dtзат.+Dtзал.)×ĠRTcep./Vп, де Pmin доп. - мінімально-допустимий тиск газу у газовому об'ємі паливного бака під час передпускового наддування; DVвм - об'єм витратної магістралі (до входу у насос), у якому створено вакуум; Vп - газовий об'єм у паливному баці на момент початку передпускового наддування; Dtзат. - затримка часу щодо формування та виконання команди на початок витіснення палива із рідинного об'єму паливного бака у витратн у магістраль; Dtзал. - час на заливку витратної магістралі (до входу у насос); Ġ - секундна витрата газу передпускового наддування; R - газова постійна газу передпускового наддування; Тсер. - середньомасова температура газу у газовому об'ємі паливного бака під час передпускового наддування, що дозволяє виключити зниження тиску у паливному баці нижче однієї абсолютної атмосфери і виконати заливку палива у витратн у магістраль при проміжному тиску. Поставлена задача вирішується таким чином, що у запропонованому способі передпускової підготовки пневмогідравлічної системи подачі палива у камеру згоряння рідинного ракетного двигуна, який ґрунтується на наддуванні, газового об'єму паливного бака до заданого тиску і наступному витісненні палива із рідинного об'єму паливного бака у витратн у магістраль, у який створено вакуум, під дією цього тиску наддування, у ньому витіснення палива із рідинного об'єму паливного бака у витратн у магістраль здійснюють у процесі наддування газового об'єму паливного бака, коли тиск наддування досягне проміжної величини, яка визначається із співвідношення Рпр.=Pmin доп.×(1+DVвм/Vп)-(Dtзат.+Dtзал.)×ĠRTcep./Vп, Па (1) де Pmin доп. - мінімально-допустимий тиск газу у газовому об'ємі паливного бака під час передпускового наддування, Па; DVвм - об'єм витратної магістралі (до входу у насос), у якому створено вакуум, м 3; Vп - газовий об'єм у паливному баці на момент початку передпускового наддування, м 3; Dtзaт. - затримка часу щодо формування та виконання команди на початок витіснення палива із рідинного об'єму паливного бака у витратн у магістраль, с; Dtзал. - час на заливку витратної магістралі (до входу у насос), с; Ġ - секундна витрата газу передпускового наддування, кгс/с; R - газова постійна газу передпускового наддування, дж/кгсК; Тсер. - середньомасова температура газу у газовому об'ємі паливного бака під час передпускового наддування, К. Для пояснення способу передпускової підготовки пневмогідравлічної системи подачі палива у камеру згоряння рідинного ракетного двигуна додаються креслення, на яких схематично зображений пристрій, у якому втілюється даний спосіб, та його детальний опис. На кресленнях зображено: - на фіг.1 - загальний вид пневмогідравлічної системи; - фіг.2 - гра фик зміни тиску наддування у паливному баці. Пневмогідравлічна система складається з паливного бака 1 для одного компонента палива (окислювача), витратної магістралі 2, рідинного ракетного двигуна 3 з камерою згоряння 4 і системи 5 наддування з клапаном 6. Паливний бак 1 має два об'єми: газовий 7 та рідинний 8. На паливному баці 1 встановлені дренажний клапан 9, сигналізатор 10 тиску і заправна магістраль 11. На витратній магістралі 2 встановлені керований клапан 12, насос 13 і штуцер 14. Керований клапан 12 і сигналізатор 10 тиску з'єднані електрично з системою керування 15. На РРД 3 встановлена витратна магістраль 16 для другого компонента палива (пального). Передпускова підготовка пневмогідравлічної системи здійснюється наступним чином. Після встановлення ракети на пусковий стіл у вертикальне положення здійснюють її заправлення компонентами палива (див. патент України №49712А, МПК B64G5/00, F42B15/00, 2002р.). При цьому у паливний бак 1 через заправну магістраль 11 заправляють компонент палива з відкритим дренажним клапаном 9, а у систему 5 наддування заправляють стиснений газ. Перед запусканням РРД 3 через штуцер 14 у витратній магістралі 2 створюють вакуум, закривають дренажний клапан 9 і за допомогою системи 5 наддування через клапан 6 починають подачу газу у газовий об'єм 7 паливного бака 1, у якому починає підвищуватися тиск. Коли тиск наддування досягне проміжної величини Pmin доп., яка визначається формулою (1), сигналізатор 10 тиску дає відповідний сигнал у систему керування 15, яка дає команду на відкриття керованого клапана 12. Під дією тиску наддування у газовому об'ємі 7, компонент палива із паливного бака 1 поступає у витратн у магістраль 2 і заповнює її. При подальшому проведенні наддування тиск у газовому об'ємі 7 підвищується і досягає заданої величини Рз, яка необхідна для запускання РРД 3. Якщо передпускове наддування не пройшло, то не починається і заливка витратної магістралі 2. Формула (1) дає мінімальну величину тиску (для мінімального гідроудару) газу у паливному баці 1, при якій, із врахуванням відомої секундної витрати газу на передпускове наддування, виключається під час заливки провалення тиску газу у паливному баці 1 нижче мінімально-допустимого. Формула (1) одержана з наступних міркувань (фіг.2). Вага газу у газовому об'ємі 7 паливного бака 1 на момент досягнення тиском величини Рпр., що відшукувалась, дорівнює: G1=Pnp.Vп/Rtcep. (2) Вага газу на момент закінчення інтенсивної заливки складає: G2=Pmin доп.×(Vп+DVвм)/RTcep.= G 1+Dtзaт.×Ġ+Dtзaл.×Ġ. (3) Після підстановки виразу (2) у формулу (3) отримуємо остаточно формулу (1). Як видно із отриманої формули, тиск початку заливки залежить від початкового газового об'єму 7 паливного бака 1 і секундної витрати газу на передпускове наддування. Чим більше початковий газовий об'єм 7 і витрата газу, тим при меншому тиску газу у паливному баці 1 можна починати заливку. У загальному випадку, для кожного конкретного початкового газового об'єму 7, починати заливку можна при своєму тиску газу у паливному баці 1, що буде "пом'якшувати" гідроудар, але найбільш проста і надійна реалізація запропонованого технічного рішення забезпечується при орієнтуванні на мінімальний газовий об'єм, тобто на максимальний із розрахункових тисків. Наводимо конкретний приклад виконання запропонованого способу. Із умови міцності паливного бака мінімально-допустимий тиск газу у паливному баці складає Pmin доп.=1×105Па(н/м), а об'єм витратної магістралі паливного бака (до входу у насос) DVвм=1м 3. Початковий газовий об'єм у паливному баці на момент початку передпускового наддування Vп=1м 3, затримка часу щодо формування та виконання команди на початок заливки Dtзaт.=0,15с, час на заливку витратної магістралі Dtзaл.=0,15с, секундна витрата газу передпускового наддування (гелія) Ġ=0,2кг/с, газова постійна гелія R=2078дж/кг×К, середньомасова температура газу у газовому об'ємі паливного бака Тсер.=300±30К. По формулі (1) одержуємо величину тиску Рпр.=1,64×105Па у паливному баці, після набору якої можна починати заливку витратної магістралі. Мала величина Dtзат. забезпечується високим тиском газу у системі наддування, який складає 225±5бар, температура газу у газовому об'ємі паливного бака визначається температурою компонента палива і складає для гасу 260+10К. Таким чином, запропонований спосіб дозволяє підвищити надійність передпускової підготовки шляхом виключення аварійних ситуацій, що дозволяє знизити вагу системи (для першого ступеня ракети середнього класу) на ~60кгс.