Спосіб наземного відпрацювання початкової ділянки роботи гарячої системи наддування

Реферат: Винахід належить до галузі ракетно-космічної техніки і може бути використаний для експериментального відпрацювання початкової ділянки роботи найбільш поширеної у світі гарячої системи наддування паливних баків рушійних установок ракет-носіїв (РН). До теперішнього часу постійно присутня тенденція використовувати все більш гарячі робочі тіла наддування. У циліндричні несучі баки РН такий газ вводять обов'язково струменем з помітною швидкістю уздовж їх поздовжньої осі від верхнього алюмінієвого днища. У перші 5-10 секунд UA 113681 C2 (12) UA 113681 C2 роботи рухомої установки, коли зріз пристрою введення газу наддування в бак знаходиться безпосередньо у вільній поверхні палива, відбувається інтенсивна взаємодія струменя газу наддування з паливом. Реалізується різке падіння тиску газу в баку. В способі, який включає при відпрацюванні подачу в вільний об'єм бака робочого тіла наддування струменем від верхнього днища бака в напрямку поверхні палива з температурою, вищою за температуру палива в баку, відповідно до винаходу, початкову температуру газу в вільному об'ємі бака перед початком відпрацювання встановлюють за формулою: Tвх , TпочгбЗ  1  n x  ( Tвх / TпочгбЛ  1) де - TпочгбЗ - шукана початкова температура газу в баку при відпрацюванні на землі; Tвх - температура робочого тіла наддування на вході до бака; n x - поздовжнє перевантаження на початковій ділянці роботи системи наддування; TпочгбЛ - температура газу в баку на початковій ділянці роботи системи наддування в польоті. UA 113681 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Винахід належить до галузі ракетно-космічної техніки і може бути використаний для експериментального відпрацювання початкової ділянки роботи найбільш поширеної у світі гарячої системи наддування (СН) паливних баків рушійних установок ракет-носіїв (РН). В даний час як паливо рушійних установок (РУ) сучасних РН, особливо їх перших ступенів, поширення знаходять (і плануються до застосування) низько-киплячий окислювач - рідкий кисень, і вуглеводневе пальне типу гас (РГ-1, Т-1, Т-6, метан, синтин, далі - гас). [Митиков, Ю.А. Газобаллонные системы наддува и ракеты-носители нового поколения // Космическая техника. Ракетное вооружение. - 2012. - №1. - С.179-185]. Достатньо перерахувати РН "Зеніт", "Маяк" (Україна); Antares (США, Україна); численну родину РН "Союз-2", "Ангара" (Росія); Atlas-V, Falcon 9 (США); KSLV-1 (Південна Корея, Росія) та ін. До теперішнього часу постійно присутня тенденція використовувати все більш гарячі робочі тіла наддування, що сприяє зниженню потрібної маси і суттєвому спрощенню як рушійної установки, так і стартової позиції в цілому. Наприклад, для наддування бака з пальним на МБР 18М (більш відомої як "Сатана") досягнута температура генераторного газу на вході в бак ~1150 К [Ю.А. Митиков, В.А. Антонов, М.Л. "Волошин, А.И. Логвиненко. Пути повышения надежности и безопасности эксплуатации ракетных комплексов // Авиационно-космическая техника и технология. - 2012. - № 3 (90). - С. 30-36]. При використанні гелію, найбільш поширеного робочого тіла наддування в даний час, його нагрівають в теплообміннику РУ. Зараз відомі рішення для суттєвого підняття температури гелію перед введенням в бак. Відомо технічне рішення, коли до старту підігрівають магістраль наддування і теплообмінник до їх допустимих за міцністю температур [Спосіб наддування паливних баків рушійних установок ракет-носіїв: пат. 106685 Україна: МПК B64D 37/00, F02K 9/00 / Мітіков Ю.О. - № а201307739; заявл. 18.06.13; опубл. 25.05.14. Бюл. №10. - 4 с.]. Також відоме рішення, в якому як теплоносій в теплообміннику гелію запропоновано застосовувати високотемпературний генераторний газ, отриманий в твердопаливному генераторі [Спосіб наддування паливних баків рушійних установок ракет-носіїв: пат. 108414 Україна: МПК B64D 37/00 / Мітіков Ю.О. - № а201309167; заявл. 22.07.13; опубл. 27.04.15, бюл.№ 8. - 5 с.]. При використанні для наддування високотемпературного робочого тіла в початковий момент часу роботи СН, коли зріз пристрою вводу газу знаходиться в безпосередній близькості від вільної поверхні палива, виникає досить серйозна проблема. У циліндричні несучі баки РН такий газ вводять обов'язково струменем з помітною швидкістю уздовж їх поздовжньої осі від верхнього алюмінієвого днища з метою відведення "розпеченої" хмари газу вглиб бака, перемішування його з газом вільного об'єму. Мета такого рішення - зниження температури газу у верхньому днищі бака і його самого. Найближчим до винаходу, що заявляється, за технічною суттю і досягуваному ефекту є спосіб наддування паливного бака з гасом рушійної установки І ступеня РН Saturn V, яка працює на компонентах палива гас і рідкий кисень, і полягає в тому, що при роботи рушійної установки гелій після нагрівання в теплообміннику до температур 1000-1100 К подається в вільний об'єм баку [Беляев Н.М. Системы наддува топливных баков ракет. М.: Машиностроение, 1976, С.41-43]. Така організація наддування, крім незаперечних переваг, має і ряд недоліків. Так, у перші 510 секунд роботи рухомої установки, коли зріз пристрою введення газу наддування в бак знаходиться безпосередньо у вільній поверхні палива, відбувається інтенсивна взаємодія струменя газу наддування з паливом. При цьому центральна частина струменя глибоко впроваджується в паливо, дробить його, і спливає у вигляді бульбашок з температурою верхнього шару палива. Зростає температура верхнього шару палива, що наприкінці роботи двигуна має негативні наслідки. Периферійна частина струменя в результаті взаємодії з холодним паливом також істотно охолоджується і після відбиття від поверхні разом зі спливаючими бульбашками гелію надходить в вільний об'єм бака. Реалізується різке падіння тиску газу в баку [Митиков Ю.А., Иваницкий Г.М. Расчет параметров системы наддува с учетом взаимодействия струи газа с компонентом топлива // Холодильна техніка і технологія. - 2012. №3 (137). - С.46-50]. При використанні для наддування генераторного газу, де у складі продуктів згоряння велика частка парів, картина ще гірша. Пари конденсуються у верхньому шарі палива. Для парирування провалу тиску в баку на практиці збільшують витрати газу на наддування, тим самим автоматично збільшуються витрати газу в периферійній частині струменя. Там швидкість газу істотно менше і ця часина струменя відбивається від дзеркала більш теплою. Після відходу рівня палива на більшу відстань від зрізу газовводу інтенсивна взаємодія струменя ПЗ з поверхнею рідкої фази припиняється, істотно знижується інтенсивність теплообмінних процесів в баку. Середньомасова температура газу в баку починає різко 1 UA 113681 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 зростати, з нею зростає і тиск газу в баку. При відсутності регулювання витрат (поширений випадок) тиск зростає аж до налагоджування запобіжного клапана. Частина газу наддування (яка була добавлена для зменшення провалу тиску), скидається за борт, як правило, до кінця роботи рухової установки. При цьому істотно підвищується температура запобіжного клапана і верхнього днища бака в районі його установки. Погіршується масове зведення РН. Такою ціною досягається простота конструкції РУ (нерегульоване наддування) [Митиков Ю.А., Андриевский М.В. Комбинированный наддув бака с углеводородным горючим - сверххолодная и высокотемпературная системы // Авиационно-космическая техника и технология. - 2013. №5(102). - С. 90-96]. Також відомо, що оптимальна швидкість вводу газу наддування в баки може зменшити потребу в ньому до 30 % [Козлов А.А., Новиков В.Н., Соловьев Е.В. Системы питания и управления жидкостных ракетных двигательных установок. - М.: Машиностроение, 1988. - 352 с.]. Розрахувати її вкрай важко. Тому це роблять на етапі експериментального відпрацювання, на яких при прийнятих витраті і температурі змінюють швидкість вводу газу в широкому діапазоні як у нас, так і за кордоном. За підсумками наземних випробувань вибирають швидкість, при якій параметри (тиск, температури) знаходяться в нормі. Проте в польоті картина поведінки тиску газу в баку і температур газу і верхнього днища істотно змінюється. Далекобійність струменя під впливом зрослої сили, що виштовхує гарячий струмінь стає меншою від земної. Спад тиску газу закінчується раніше, температура газу у верхньому днищі, а з нею і тиск газу в баку після спаду наростають швидше. Запобіжний клапан бака відкривається раніше і більший час знаходиться під високою температурою [Митиков Ю.А., Иваницкий Г.М. Расчет параметров системы наддува с учетом взаимодействия струи газа с компонентом топлива // Холодильна техніка і технологія. - 2012. - №3 (137). - С.46-50]. Температура конструкції при льотних випробуваннях при інших рівних умовах виходить на 50-80 К вище, ніж при наземних. У ряді випадків (високотемпературне робоче тіло наддування) це не припустимо. В основу винаходу поставлено задачу підвищення надійності, зниження маси СН баків шляхом експериментального знаходження реальної оптимальної швидкості введення газу в бак для льотних умов на землі (зменшення витрат на наддування), здешевлення ракетного комплексу за рахунок зменшення витрат газу на наддування, виключення доробок після початку льотної експлуатації. Рішення поставленої задачі досягається тим, що в способі, який включає при відпрацюванні подачу в вільний об'єм бака робочого тіла наддування струменем від верхнього днищу бака в напрямку поверхні палива з температурою, вищою за температуру палива в баку, відповідно до винаходу, початкову температуру газу в вільному об'ємі бака перед початком відпрацювання встановлюють за формулою: Tвх , TпочгбЗ  1  n x  ( Tвх / TпочгбЛ  1) де - TпочгбЗ - шукана початкова температура газу в баку при відпрацюванні на землі; Tвх - температура робочого тіла наддування на вході до бака; n x - поздовжнє перевантаження на початковій ділянці роботи системи наддування; TпочгбЛ - температура газу в баку на початковій ділянці роботи системи наддування в польоті. Доки струмінь впроваджується в паливо, цю температуру газу можна в першому наближенні приймати рівною температурі дзеркала. Далі, з цією температурою вводять робоче тіло наддування в вільний об'єм бака, вимірюють температуру газу в баку, і при її зростанні випробування закінчують. Розглянемо необхідні умови для реального фізичного моделювання впливу поздовжнього перевантаження на штатному баку в земних умовах на початку роботи СН. На початковій ділянці струменя (залежно від ступеня неізотермічності це 4-8 калібрів) швидкість газу на осі струменя дорівнює початковій, тобто w o  w x . Наддування бака як передпускове, так і основне, проводиться гелієм. Тоді щільність газу в струмені і поза нього є функцією тільки температури при інших рівних умовах (парціальний тиск пари гасу дорівнює нулю). Наддування логічно проводити з однаковою температурою гелію на вході в бак для наземних і льотних умов. Забезпечуємо рівність в земних умовах і в польоті швидкостей газу на осі струменя на рівні палива, тобто w xЗ  w xЛ . Скористаємося широко відомою простою залежністю для визначення осьової швидкості неізотермічного струменя газу [Гримитлин М.И., Тимофеева О.Н., Эльтерман В.М., Эльянов 2 UA 113681 C2 Л.С. Вентиляция и отопление цехов машиностроительных заводов. - М.: Машиностроение, 1978. - 272 с.]: 5 10 w x  w omk н Fо / x , де m - коефіцієнт, що враховує умови введення газу (у нашому випадку - осесиметричний струмінь); Fo - площа вихідного перерізу пристрою введення газу в бак; k н  f ( Arx ) - коефіцієнт неізотермічних умов введення газу; х - відстань від вихідного перерізу пристрою введення газу в бак до дзеркала палива. Згідно з постановкою завдання FoЗ  FoЛ  Fo , w оЗ  w оЛ . Тоді можна отримати числа Архімеда, які характеризують дію сили середовища, що виштовхує гарячий струмінь для умов випускного перерізу газовводу Arоз  15 20 gt oз Fo 2  o TпочгбЗ та Arол  n x gt oл Fo 2  o TпочгбЛ - числа Архімеда для земних і льотних умов відповідно; t оз  Т о  ТпочгбЗ - різниця температур газу між вхідною в бак і середньою початковою у вільному об'ємі бака при випробуваннях на землі; Fo - площа вихідного перерізу пристрою введення газу в бак; n x - осьове перевантаження; t ол  Т о  ТпочгбЛ - різниця температур газу між вхідною в бак і середньою у вільному обсязі бака при льотних випробуваннях. Після нескладних перетворень, прирівнявши Aroз  Aroл , отримуємо То / ТпочгбЗ  1  nx  (To / TпочгбЛ  1) , To . 1  n x  ( To / ТпочгбЛ  1) Таким чином, отримана залежність дозволяє зробити наступні практичні висновки. Для обліку в земних умовах впливу поздовжньої перевантаження (посилена виштовхуюча сила на менш щільний струмінь високотемпературного газу) необхідно створювати у вільному об'ємі бака в початковий момент роботи СН, більш холодне середовище (більш щільну). Кількісні рекомендації дає наведена залежність. Враховуючи, що на початкову відрізку роботи СН температура газу в баку приблизно дорівнює температурі верхнього шару палива в баку (струмінь добиває до дзеркала), знаючи середнє повздовжнє перевантаження в початковий момент польоту, температуру газу на вході в бак, можна отримати необхідну для моделювання температуру газу в баку при наземному відпрацюванні. Це повністю відповідає фізичним уявленням про протікання внутрішньобакових процесів. При цій температури, узятої за основу, і треба вибирати оптимальну швидкість введення газу наддування в бак. Подальша за початкову ділянка роботи СН досить добре (похибка ~5 %) розраховується за середньомасовими параметрами [Митиков Ю.А. Расчетно-экспериментальное исследование системы сверххолодного наддува // Системне проектування та аналіз характеристик аерокосмічної техніки. - 2012. Т.ХІІІ. - С.61-69]. Тому маючи достовірну початкову ділянку ми отримуємо всю достовірну картину наддування протягом усього пуску. Це нам дозволяє вибрати дійсно найбільш прийнятний для конкретних умов варіант - швидкість введення і потрібні витрати на наддування. Запропоноване технічне рішення дозволяє зменшити витрату газу на наддування (до ~25 %) і виключити (істотно зменшити) роботу запобіжного клапана в польоті, і допрацювання в процесі льотних випробувань і з їх експериментальним підтвердженням на наземних випробуваннях. звідки ТпочгбЗ  25 30 35 40 45 ФОРМУЛА ВИНАХОДУ 50 Спосіб наземного відпрацювання початкової ділянки роботи гарячої системи наддування паливного бака рушійної установки ракети-носія, що включає подачу у вільний об'єм бака робочого тіла наддування струменем від верхнього днища бака в напрямку поверхні палива з температурою, вищою за температуру палива в баку, який відрізняється тим, що початкову температуру газу в вільному об'ємі бака перед початком відпрацювання встановлюють за формулою: 3 UA 113681 C2 Tвх , 1  n x  ( Tвх / TпочгбЛ  1) де - TпочгбЗ - шукана початкова температура газу в баку при відпрацюванні на землі; Tвх - температура робочого тіла наддування на вході до бака; n x - поздовжнє перевантаження на початковій ділянці роботи системи наддування; TпочгбЛ - температура газу в баку на початковій ділянці роботи системи наддування в польоті (приблизно дорівнює температурі верхнього шару палива в баку); з цією температурою вводять робоче тіло наддування в вільний об'єм бака, вимірюють температуру газу в баку, і при її зростанні випробування закінчують. TпочгбЗ  5 Комп’ютерна верстка А. Крулевський 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