Система наддування паливних баків рушійної установки

Реферат: Система наддування паливних баків рушійної установки ракети-носія включає баки з пальним і окислювачем з запобіжними клапанами, твердопаливним газогенератором, з'єднаним з вільним об'ємом бака пального через теплообмінник робочого тіла наддування бака окислювача, який розміщений в міжбаковому відсіку, насосом окислювача, причому теплообмінник по лінії наддування бака з окислювачем з'єднаний на вході з виходом насоса окислювача, а на виході з вільним об'ємом бака окислювача. UA 108987 U (54) СИСТЕМА НАДДУВАННЯ ПАЛИВНИХ БАКІВ РУШІЙНОЇ УСТАНОВКИ UA 108987 U UA 108987 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Корисна модель належить до галузі ракетної техніки та може бути використана для наддування паливних баків рушійних установок ракет-носіїв. В даний час як паливо рушійних установок (РУ) сучасних ракет-носіїв (РН), особливо їх перших ступенів, найбільше поширення знаходять (і плануються до застосування) висококипляче паливо типу гас (РГ-1, Т-1, Т-6, синтин) та низькокиплячий окислювач - рідкий кисень [Митиков Ю.А. Газобаллонные системы наддува и ракеты-носители нового поколения. Космическая техника. Ракетное вооружение. - 2012. - Вып. 1. - С. 83-90]. Також широко використовуються в даний час в діючих рідинних ракетних двигунах (РРД) і висококиплячи компоненти палива AT і НДМГ (РРД "Протон", "Циклон", IV ступень РН Vega та інші). За 75-річну історію ракетної техніки були успішно використані різні системи наддування (СН). Проте в системах живлення компонентами палива сучасних РУ ракет-носіїв в силу різного роду причин найбільше поширення знайшли гелієві газобалонні СН. Досить перерахувати РН "Зеніт", "Маяк", Antares, Atlas V, "Ангара", Falcon 9 [Митиков Ю.А., Антонов В.А., Волошин М.Л., Логвиненко А.И. Пути повышения надежности и безопасности эксплуатации ракетных комплексов. - Авиационно-космическая техника и технология. - 2012. - № 3(90). - С. 30-36]. Найближчим до корисної моделі, що заявляється, за технічною суттю і ефектом, що досягається, є система наддування паливних баків РУ ракети-носія по патенту 108414 від 27.04.2015 р. (заявка а201309167 від 22.07.2013). Ця система включає баки з пальним і окислювачем, запобіжним клапаном бака пального, балонами із стислим гелієм, які розміщенні у верхньому баку окислювача і з'єднані магістралями наддування через агрегати автоматики з теплообмінником і вільним об'ємом верхнього бака окислювача. При цьому теплообмінник гелію розміщений в міжбаковому відсіку і з'єднаний по лінії теплоносія з твердопаливним газогенератором, який його виробляє, а вихід вказаного теплообмінника з'єднаний з вільним об'ємом бака пального. Суттєвими недоліками такої системи є: невисока ефективність, яка полягає у великий потрібної масі систем заправки робочого тіла і його зберігання - стислого гелію. Найкращий титановий балон із сплаву ВТ-6 внутрішнім об'ємом 132 л важить ~45 кг, займає обсяг 140 л в баку окислювача, з якого використовується лише до 8,5 кг гелію; істотне ускладнення і подорожчання стартової позиції. Наприклад, в системі газопостачання гелію для РН "Зеніт" під землею знаходиться 1266 балонів високого тиску (37,5-40,5 МПа) по 500 л кожен, понад 3000 одиниць пневмоапаратури, протяжність трубопроводів становить десятки кілометрів [Бармин И.В. Технологические объекты наземной инфраструктуры ракетнокосмической техники. - М.: Полиграфикс РПК, 2005 (книга 1) - 420 с]; гелієві пневмогидравличні системи на сьогоднішній день є найдорожчими системами ракети-носія після РРД [Дегтярев А.В., Кушнарев А.П., Попов Д.А. и др. Ракета космического назначения сверхмалого класса. Космическая техника. Ракетное вооружение: сб. науч.-техн. ст. ГКБ "Южное". - 2014. - № 1. - С. 14-20.]; низька надійність сучасних гелієвих систем рушійних установок. Наведемо приклади тільки з самого недалекого минулого: 7.08.2012 р нештатно закінчилося виведення РН "Протон-М" низки супутників через засмічення магістралі наддування гелієм бака пального розгінного блока "Бриз-М". Корисне навантаження було втрачено; 26.10.2012 р пусковій команді довелося відкласти пуск РН KSLV-1 через витік "холодного" гелію, що виникла при заправці балонів системи наддування І ступеня російського виробництва (аналог І ступеня РН "Ангара"). РН була знята зі стартової позиції для усунення несправностей; 17.04.2014 р відклали запуск космічного корабля Dragon до МКС. За повідомленнями пресслужби NASA причиною перенесення дати старту з'явилася витік гелію в РУ першого ступеня РН Falcon 9; 27.06.2014 р не відбувся перший пуск РН "Ангара" легкого класу, який знаходиться в розробці більш 19 років. Причиною скасування пуску РН стало падіння тиску гелію в балоні наддування газового демпфера, встановленого у видатковій магістралі рідкого кисню. Для усунення несправностей на полігоні "Плєсецьк" (Росія) довелося знімати РН "Ангара" зі старту; 28.06.2015 р відірвався балон з гелієм в баку окислювача II ступеня РН Falcon 9 при роботі РУ І ступеня. Корисне навантаження для МКС, багаторазовий корабель Dragon були втрачені. Задачею корисної моделі є зниження маси системи, спрощення РУ і старту, підвищення надійності системи шляхом повного виключення гелію з СН баків. Поставлена задача досягається тим, що теплообмінник по лінії наддування бака з окислювачем з'єднаний на вході з виходом насоса окислювача, а на виході -з вільним об'ємом бака окислювача. Іншою відмінністю є те, що по лінії наддування бака з окислювачем між 1 UA 108987 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 теплообмінником і вільним об'ємом бака окислювача встановлений газогенератор з паливом, яке має нейтральний баланс, наприклад, на основі азиду натрію, або відновний баланс, наприклад, на основі пускового пального ПГ-2. Суть корисної моделі пояснюється кресленням, на якому представлена система наддування паливних баків рушійної установки, що заявляється. Система (фіг. 1) включає бак 1 з рідким киснем, яка з'єднана магістраллю 2 з насосом окислювача 3, від котрого відбирається частина окислювача високого тиску і через дозуючий елемент 4 по магістралі 5 з теплообмінником 6 і температурними компенсаторами 7 подається в вільний об'єм баку окислювача. Далі, гаряче робоче тіло (продукти згоряння) з твердопаливного газогенератора 8 через теплообмінник 6, де воно виконує роль теплоносія, по магістралі 9 з температурними компенсаторами 10 подається в вільний об'єм баку пального 11, де створює потрібний тиск. Працює пропонована система наступним чином. По виходу рухової установки на режим окислювач з насосу 3 через дозуючий елемент 4 по магістралі 5 надходить до теплообмінника 6. Одночасно з цим запускають газогенератор 10. Продукти згоряння газогенератора 10 служать, з одного боку, теплоносієм для підігріву і випаровування кисню в теплообміннику 6, з іншого боку - робочим тілом наддування бака пального 11. Пропарений і підігрітий кисень по магістралі з температурними компенсаторами 7 надходить у вільний об'єм бака окислювача 1. Продукти згоряння газогенератора 8 по магістралі 9 з температурними компенсаторами 10 надходять у вільний об'єм бака пального 11. Можливий випадок, коли для наддування бака пального 11 потрібна невелика витрата продуктів згоряння, яка недостатня для нагріву кисню до допустимих високих температур. Тому запропоновано (фіг. 2) в магістралі 5 після теплообмінника 6 встановити газогенератор 12 з паливом, яке має нейтральний, наприклад, на основі азиду натрію, або відновний баланс, наприклад, на основі пускового пального ПГ-2. Пари кисню баластують гарячим азотом або допалюють за допомогою пускового пального до потрібних температур і витрат. Далі, з метою зменшення конденсації парів кисню у вільному об'ємі бака окислювача, особливо в початковий момент наддування, доцільно підняти в ньому температуру газу до максимально можливої. Цього можна досягти (фіг. 3), з'єднавши початковий газовий обсяг бака окислювача 1 з твердопаливним високотемпературним газогенератором 14 з нейтральними або окисними продуктами згоряння. Наявність у схемі наддування твердопаливного газогенератора 8 дозволяє мати теплоносій практично будь якої потрібної для конкретних умов температури, яка може бути і стабільною протягом всієї роботи системи, і змінюватись по потрібному закону. Найбільш прості і розроблені (а, значить, і дешеві) твердопаливні склади стабільно горять при температурах 12701800К, при цьому завдяки наявності в їх продуктах згоряння водню, парів води, метану . мають дуже гарну працездатність (~500 дж/кг град) [А.А. Шишков, Б.В. Румянцев. Газогенераторы ракетних систем. - М.: Машиностроение. - 1981. - С. 6-25]. Маючи величезний температурний перепад між теплоносієм і гелієм на виході з теплообмінника (не 100К, як в сучасних двигунах з доопалюванням окисного генераторного газу), можна конструктивно просто звести до мінімуму гідравлічні втрати по тракту теплообмінника (зменшення його маси). На суттєве зниження абсолютної величини гідроопіру тракту направлено і розміщення теплообмінника у міжбаковому відсіку. Завдяки цьому майже в два рази скорочуються довжини "холодної" і "гарячої" магістралей наддування. Також запропонована система наддування дає можливість проводити автономне відпрацювання системи наддування практично в штатних умовах з доступним джерелом штатного теплоносія, що дозволяє точно і своєчасно вносити потрібні корективи в параметри СН. Порівняльні розрахунки, проведені авторами стосовно запропонованої корисної моделі, за апробованою методикою розрахунку параметрів системи наддування [Беляев Н.М. Расчет пневмогидравлических систем ракет. - М.: Машиностроение. - 1983. - С. 17] показують наступне. Підвищення середньомасової температури кисню на вході до бака окислювача до 1300К зменшує масу СН порівняно з газобалонною в ~2 рази. Для двоступеневого РН "Зеніт" перехід на запропоновану систему наддування тільки на І ступені призводить до можливості збільшення корисного навантаження (маси супутника, наприклад) на - 115 кг. При цьому створюються умови для відмови від систем холодного гелію на старті. 2 UA 108987 U ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 5 10 15 1. Система наддування паливних баків рушійної установки ракети-носія, що включає баки з пальним і окислювачем з запобіжними клапанами, твердопаливним газогенератором, з'єднаним з вільним об'ємом бака пального через теплообмінник робочого тіла наддування бака окислювача, який розміщений в міжбаковому відсіку, насосом окислювача, яка відрізняється тим, що теплообмінник по лінії наддування бака з окислювачем з'єднаний на вході з виходом насоса окислювача, а на виході - з вільним об'ємом бака окислювача. 2. Система за п. 1, яка відрізняється тим, що по лінії наддування бака з окислювачем між теплообмінником і вільним об'ємом бака окислювача встановлений газогенератор з паливом, яке має нейтральний, наприклад, на основі азиду натрію, або відновний баланс, наприклад, на основі пускового пального ПГ-2. 3. Система за п. 1, яка відрізняється тим, що початковий вільний об'єм бака окислювача з'єднаний з твердопаливним високотемпературним газогенератором з нейтральними або окисними продуктами згоряння. 3 UA 108987 U Комп’ютерна верстка Л. Бурлак Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Василя Липківського, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут інтелектуальної власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 4