Спосіб і пристрій забезпечення стійкості роботи двигуна ракети-носія на рідких газонасичених компонентах палива

Реферат: Запропоновані спосіб і пристрій забезпечення стійкості роботи двигуна ракети-носія на рідких газонасичених компонентах палива. Стійкість роботи двигуна забезпечується за рахунок створення в паливних баках умов, що запобігають можливості формування і подальшого надходження до забірних пристроїв вільних газових включень з розчиненого в компонентах палива газу шляхом виявлення в процесі польоту зон можливої "випрямленої газової дифузії" в газові зародки, певних умов виникнення їх опускного руху, використовуючи результати вимірювання амплітуд пульсацій тиску в компоненті палива, і запобігання вказаним явищам регулюванням тиску у вільному газовому об'ємі паливного бака. Пристрій для забезпечення стійкості роботи двигуна включає встановлені на різній висоті в стовпі компонента палива датчики тиску, пристрій посилення і перетворення їх сигналів у сигнал управління і орган управління тиском у вільному газовому об'ємі бака у вигляді регулятора витрати газу, що подається на наддув паливного бака, з приводом. UA 104841 C2 (12) UA 104841 C2 UA 104841 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Винахід належить до ракетної техніки і може бути використаний для забезпечення стійкої роботи двигуна ракети-носія (РН) на рідких газонасичених компонентах палива (КП) в умовах польотних навантажень, які дестабілізують гідродинамічну обстановку в паливних баках (ПБ), ініціюють формування вільних газових включень у КП, їх скупчування в районі забірних пристроїв (ЗП) паливних баків з можливістю подальшого проникання в паливні магістралі двигуна і далі в насоси, що може призводити до нерозрахункової зміни співвідношення компонентів палива, питомої тяги і тяги (див. статтю Mah С. S. Gas in propellants-Its affection on rocket engine operation / С S. Mah // AIAA-1999-2910. - AIAA / ASME / SAE / ASEE Joint Propulsion th Conference and Exhibit, 35 , Los Angeles, CA, June 20-24, 1999 / www.aiaa.org) і навіть до зриву стійкої роботи двигуна (див. с. 33 у кн. Чебаевский В. Ф. Кавитационные характеристики высокооборотных шнеко-центробежных насосов / В. Ф. Чебаевский, В. И. Петров. - М.: Машиностроение, 1973. - 192 с.). Є відомий спосіб видалення вільних газових включень з КП шляхом управління орієнтацією космічного апарату, що рухається в атмосфері, при якій забезпечується скупчування газових включень біля забірного пристрою ПБ і їх подальше видалення у навколишнє середовище через двигуни управління орієнтацією, що входять до складу двигунної установки апарату (див. Патент на винахід № 2171907. РФ, МПК F02K 9/42 Способ дегазации жидкого топлива в баке двигательной установки космического аппарата / Луговой Ю. С, Комарова Л. И., Климанов С. И. Патентообладатель: ОАО "РКК "Энергия" им. С.П.Королёва" №99121829/6: Заявл. 18.10.99; Опубл. 10.08.01.). Проте його застосування пов'язане з необхідністю виключення двигуна у польоті на проміжок часу, що визначається відношенням об'єму скупчення до витрати газу через двигуни управління. Є відомий пристрій для запобігання прониканню вільних газових включень у паливні магістралі двигуна, виконаний у вигляді різного роду профільованих тарілей, що встановлюються в ПБ над входом у паливну магістраль двигуна і забезпечують зменшення критичної висоти рівня КП над таріллю, при якому відбувається прорив газу наддуву в магістраль (див. с. 76-81 у кн. Пневмогидравлические системы двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями / Под ред. В. Н. Челомея. -М.: Машиностроение, 1978.240 с.). Проте наявність коливань рідкого КП у ПБ, обумовлена дією польотних навантажень, в окремих випадках призводить до прориву газу наддуву в паливну магістраль при рівні заповнення ПБ, що перевищує рівень, відповідний випадку відсутності коливань рідини (див. с. 241 і мал. 7.3 і 7.4 на с. 239-240 у кн. Беляев Н. М. Системы наддува топливных баков ракет / Н. М. Беляев. - М.: Машиностроение, 1979.-336 с), у неприпустимій, з погляду стійкості роботи двигуна, кількості. Найближчим аналогом способу, що заявляється, є спосіб забезпечення стійкої роботи двигуна, що полягає в профілюванні гідравлічного тракту входу в паливну магістраль, яке забезпечує вирівнювання поля швидкостей КП на вході в магістраль з одночасним зменшенням його швидкості на підході до входу, що забезпечує плавне підтискання прохідних перетинів у каналі ЗП, запобігання закручуванню потоку і недопущення прориву газу наддуву в паливну магістраль (див. с. 76 у кн. Пневмогидравлические системы двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями / Под ред. В. Н. Челомея. - М.: Машиностроение, 1978 и с. 238-241 у кн. Беляев Н. М. Системы наддува топливных баков ракет / Н. М. Беляев. - М.: Машиностроение, 1970.). Загальними істотними ознаками відомого способу-найближчого аналогу і того, що заявляється, є створення в КП на вході в паливну магістраль умов, що запобігають формуванню і прониканню до неї вільних газових включень у кількості, здатній привести до зриву розрахункового режиму роботи насоса і двигуна в цілому. У способі - найближчому аналозі це досягається шляхом відповідного профілювання гідравлічного тракту входу в паливну магістраль, що запобігає прониканню до неї газу наддуву. У той же час потенційним джерелом вільних газових включень у КП, разом з газом наддуву, є сорбційні процеси, які можуть за певних умов протікати в газонасичених КП у процесі польоту РН. Дія на ПБ РН польотних навантажень і, зокрема, обумовлених роботою двигуна інтенсивних вібрацій викликає періодичні пульсації тиску в стовпі газонасиченого рідкого КП. При цьому в окремих зонах тиск у КП може знижуватися до рівня, відповідного інтенсивному виділенню (десорбції) розчиненого газу з пересиченого розчину (див. с. 76-78 у кн. Покровский В. Н. Очистка сточных вод тепловых электростанций / В. Н. Покровский, Е. П. Аракчеев. - М.: Энергия, 1980.-256 с.) з утворенням вільних газових включень з середнім діаметром dї  6090 мкм (див. рис. 2.20 на с. 78 там же). Вільні газові включення, що утворилися, у подальшому періоді підвищення тиску в рідині, у коливальному циклі його зміни розчиняються і не впливають 1 UA 104841 C2 на стійкість роботи двигуна. У полі змінного тиску в газонасиченому КП при амплітуді пульсацій тиску 6Pн  0,3  10 3 Pн , dn де σ - поверхневе натягнення КП, Па/м; Рн - тиск насичення КП, Па, відбувається безперервне зростання діаметрів газових включень, обумовлене процесом "випрямленої газової дифузії" (див. с. 81-82 у кн. Ермашкевич В. Н. Гидро- и термодинамика насосных систем энергоустановок на четырехокиси азота. - Минск: Наука и техника, 1987.287 с). Швидке виділення розчиненого в КП газу, разом із зростанням діаметрів вільних газових включень призводить до утворення в місці десорбції спіненої зони у вигляді "рою" бульбочок газу в масі КП (див. с. 208 у кн. Чертков Я. Б. Современные и перспективные углеводородные реактивные и дизельные топлива. - М.: Химия, 1968 і рис. 8 на с. 120 у ст. Хасимото X. Разрушение поверхности и образование пузырьков в столбе жидкости при вертикальных колебаниях /X. Хасимото, С. Судо//Ракетная техника и космонавтика.-1980. - Т. 18, № 5. - С. 116-124.). Вільні газові включення, які знаходяться в стовпі КП, що піддається дії польотних вібрацій, при певних співвідношеннях між характерними параметрами вібрацій здійснюють опускний рух до забірного пристрою ПБ з можливістю подальшого проникання в паливну магістраль двигуна, що може призвести до зриву його робочого процесу. Пульсації тиску, відповідні початку опускного руху вільних газових включень, визначаються dA p амплітудою пульсацій A p і її градієнтом у точці, де знаходиться вільне газове включення dz на глибині z=h, і називаються критичними ( Aкр ). p AВД  р 5 10 15 20 25 Відповідний аналітичний вираз для визначення Aкр має вигляд (див. с. 14 у ст. Кузнецов В. p И. Обобщенные условия равновесия газовых пузырей в жидкости / В. И. Кузнецов, Н. Ф. Свириденко // Многофазные потоки в энергоустановках. - Харьков, ХАИ, 1988. - С. 10-18). 2nn zg(Pa  gn z  h)  dA p dz zh , 2  dA p   (gn z )2    dz  z h   де n - показник політропи газу насичення; n z - осьове перевантаження;  - густина КП; g - прискорення вільного падіння; Aкр zh  p 30 35 40 45 Pa - тиск у вільному газовому об'ємі ПБ; h - глибина. Найближчим аналогом пристрою, що заявляється, вибраним як найближчий аналог, є пристрій дегазації рідини, яка містить вільні газові включення, виконаний у вигляді встановлюваних на вході у насос перед шнеком конічних забірників, за якими в процесі їх обтікання утворюються стійкі газонаповнені зони (каверни), з яких по спеціальних трубопроводах здійснюється безперервне відведення вільних газових включень в ємність з нижчим, ніж у кавернах, тиском (див. Патент на винахід № 2033840, РФ, МПК BO ID 19/00, Устройство для дегазации жидкости / Васильев Ю. Н., Курочкин С. Н., Тихомиров В. И. Патентообладатель: Головное КБ НПО "Энергия»- 4858870/26: Заявл. 03.05.90; Опубл. 30.04.95.). Загальною істотною ознакою відомого пристрою і того, що заявляється, є наявність в їх складі пристрою для запобігання попаданню вільних газових включень, що формуються в КП, на вхід у насос. У пристрої - найближчому аналозі це досягається установкою на вході насоса перед шнеком спеціальних забірників, що формують приєднану до них газонаповнювальну зону, в якій встановлені газовідвідні трубопроводи. 2 UA 104841 C2 5 10 15 20 25 30 Указаний пристрій, хоча й забезпечує ефективну дегазацію рідини, що містить вільні газові включення, але захаращує вхід у насос двигуна РН і збільшує гідравлічні втрати потоку КП. Крім того, його застосування зв'язане з утратами КП, що видаляється разом з евакуйованими з потоку газовими включеннями. Указані втрати можуть складати 0,4-3,0 % від перекачуваної насосом витрати КП (див. ст. Васильєв Ю. Н. Устройства для дегазации жидкого топлива перед насосами ракетного двигателя / Ю. Н. Васильєв, В. И. Тихомиров // Известия РАН. Энергетика.2003. - № 4. - С. 51-57.), що, у свою чергу, призводить до зниження енергетичної ефективності РН у цілому. В основу винаходу поставлена задача удосконалення способу забезпечення стійкості робочого процесу двигуна РН на рідких газонасичених компонентах палива шляхом організації нового способу запобігання можливості формування вільних газових включень з розчиненого в КП газу і їх опускного руху до забірного пристрою ПБ на основі вимірювання поточних значень амплітуд пульсацій тиску по глибині стовпа КП у процесі польоту РН, що об'єктивно і інтегрально відображають дію всіх дестабілізуючих гідродинамічну обстановку в ПБ чинників, відновлення за даними цих вимірювань виду залежності Ap  f (z) і визначення з її використанням зон можливого виникнення "випрямленої газової дифузії" і умов для виникнення опускного руху вільних газових включень, що формуються. Це забезпечить можливість вироблення і здійснення ефективних заходів щодо запобігання вказаним явищам і дозволить підвищити як стійкість роботи двигуна, так і повноту використовування бортових енергетичних ресурсів РН. В основу винаходу поставлена також задача удосконалення пристрою для запобігання прониканню вільних газових включень у паливні магістралі двигуна РН, в якому шляхом введення нових конструктивних елементів і зв'язків між ними буде забезпечено визначення можливості виникнення в процесі польоту умов для "випрямленої газової дифузії" і подальшого опускного руху вільних газових включень, які формуються в КП, що дозволить реалізувати ефективні заходи щодо запобігання цим явищам. Поставлена задача вирішується тим, що в способі забезпечення стійкості робочого процесу двигуна РН на рідких газонасичених КП у процесі польоту вимірюють поточні значення осьового перевантаження, тиску газу у вільному газовому об'ємі паливного бака і амплітуд пульсацій тиску A p по глибині z стовпа рідини в паливному баку, відновлюють за цими даними вид залежності Ap  f (z) і з її використанням визначають глибину z  h , на якій перенасичення КП відповідає виникненню процесу "випрямленої газової дифузії" розчиненого в КП газу насичення у вільні газові включення, що утворюються, за співвідношенням Ap zh  0,3  103 Pн , 35 визначають на цій глибині градієнт пульсацій тиску dA p dz і значення амплітуди пульсації z h тиску, відповідне початку опускного руху вільних газових включень, що утворилися, за співвідношенням 2nn zg(Pa  gn z  h)  Aкр zh  p dA p dz zh , 2  dA p   (gn z )2    dz  z h   порівнюють їх з дійсними значеннями 40 45 dA p dz і формують на основі цих даних сигнал на z h приводи органу управління для запобігання утворенню вільних газових включень та їх опускного руху шляхом підвищення тиску Pa у вільному газовому об'ємі. Поставлена задача розв'язується також тим, що в пристрої для забезпечення стійкості робочого процесу двигуна РН на рідких газонасичених КП, що містить пристрої для вимірювання поточних значень пульсації тиску в стовпі КП, тиску у вільному газовому об'ємі паливного бака, осьового перевантаження, пристрої для посилення і перетворення їх сигналів у сигнал управління і орган управління з приводом, пристрій для вимірювання поточних значень пульсацій тиску в КП виконаний у вигляді датчиків тиску (див., наприклад, с. 230-231 у кн. Вибрации в технике / Под ред. М. Д. Генкина. - М: Машиностроение, 1981.-496 с.), встановлених 3 UA 104841 C2 5 на внутрішньобакових конструктивних елементах уздовж подовжньої осі ПБ на різній висоті, а орган управління виконаний у вигляді регулятора витрати газу, що подається на наддув вільного газового об'єму паливного бака, забезпеченого приводом. Порівняльний аналіз з найближчими аналогами показує, що спосіб, що заявляється, і пристрій забезпечення стійкості робочого процесу двигуна РН на рідких газонасичених КП відрізняються тим, що при їх здійсненні: 1) вимірюють поточні значення осьового перевантаження, тиску газу у вільному газовому об'ємі ПБ і амплітуд пульсацій тиску по глибині стовпа КП у ПБ і відновлюють за даними вимірювань амплітуд пульсації тиску вид залежності Ap  f (z) ; 10 2) з використанням залежності Ap  f (z) визначають глибину, на якій перенасичення газонасиченого КП відповідає початку процесу "випрямленої газової дифузії"; 3) визначають градієнт пульсацій тиску на цій глибині і критичні значення їх амплітуд; 4) порівнюють критичні значення амплітуд пульсацій тиску з дійсними на глибині початку "випрямленої газової дифузії"; 15 5) виробляють управляючий сигнал на привід органу управління при Ap zh  Aкр zh і p 20 25 30 35 40 45 збільшують тиск у вільному газовому об'ємі ПБ до виконання умови Ap zh  Aкр zh шляхом p збільшення витрати газу на наддув вільного газового об'єму ПБ; 6) використовується пристрій для вимірювання поточних значень амплітуд пульсацій тиску, виконаний у вигляді датчиків, встановлених на внутрішньобакових конструктивних елементах уздовж подовжньої осі бака на різній висоті; 7) орган управління виконують у вигляді регулятора витрати газу, що подається на наддув вільного газового об'єму ПБ, забезпеченого приводом. Сукупність вказаних відмітних ознак 1) - 7) є достатньою в усіх випадках, на які поширюється обсяг правового захисту. Спосіб і пристрій реалізуються таким чином. Вимірювання в процесі польоту бортовими засобами поточних значень осьового перевантаження, тиску газу у вільному газовому об'ємі ПБ і амплітуд пульсацій тиску по глибині стовпа КП дозволяє визначити на основі одержаних даних глибину, це перенасичення КП може привести до виникнення "випрямленої газової дифузії", наслідком якої є утворення та інтенсивне зростання вільних газових включень розчиненого в КП газу в умовах діючих польотних навантажень, а також встановити умову виникнення їх опускного руху до забірного пристрою ПБ. Формування на цій основі управляючого сигналу на привід органу управління дозволить запобігти вказаним впливам і забезпечити стійкість робочого процесу двигуна протягом усього польоту, а також зменшити непродуктивні витрати бортових запасів КП. Виконання пристрою забезпечення стійкості робочого процесу двигуна таким, що включає пристрій для вимірювання значень амплітуд пульсацій тиску в стовпі КП у вигляді датчиків, встановлених на внутрішньобакових конструктивних елементах на різній висоті уздовж подовжньої осі ПБ, дозволить визначати поточні значення амплітуд пульсацій тиску по глибині стовпа КП і виробляти на цій основі управляючий сигнал на привід органу управління, а використовування, як органа управління, регулятора витрати газу, що подається на наддув ПБ, забезпеченого приводом, дозволить здійснювати ефективне придушення можливості формування і надходження вільних газових включень на входи в паливні магістралі двигуна в кількостях, здатних призвести до зриву його стійкої роботи (див. мал. 2.1 у ст. Кузнецов В. И. Критические уровни виброперегрузок и пульсаций давления для пузырей, движущихся в идеальной жидкости / В. И. Кузнецов // Аэро-газодинамика и нестационарный тепломассообмен. Сб. науч. тр. - К.: Наук, думка, 1983. - С. 71-76.). ФОРМУЛА ВИНАХОДУ 50 55 1. Спосіб забезпечення стійкості роботи двигуна ракети-носія на рідких газонасичених компонентах палива, що полягає в створенні в паливних баках умов, які запобігають можливості формування і подальшого надходження до забірних пристроїв паливних баків вільних газових включень з розчиненого в компонентах палива газу, який відрізняється тим, що вимірюють поточні значення осьового перевантаження, тиску газу у вільному газовому об'ємі паливного бака і амплітуд пульсації тиску A p по глибині z стовпа рідкого компонента палива в паливному баку, за даними вимірювань пульсацій тиску відновлюють вид залежності Ap  f (z) і визначають 4 UA 104841 C2 з її використовуванням глибину z  h , на якій перенасичення компонента палива відповідає виникненню "випрямленої газової дифузії" розчиненого в компоненті палива газу у вільні газові включення, що утворюються, за співвідношенням Ap z h  0,3  103 Pн , 5 де Pн - тиск насичення;  - поверхневе натягнення компонента палива, визначають на глибині z  h градієнт пульсацій тиску 10 15 dA p dz і значення амплітуди пульсацій z h тиску Aкр zh , відповідне початку опускного руху вільних газових включень, що утворилися, за p співвідношенням dA p 2nn zg(Pa  gn z  h)  dz z h Aкр z h  , p 2  dA p   (gn z )2    dz  z h   де n - показник політропи газу насичення; n z - осьове перевантаження; Pa - тиск у вільному газовому об'ємі паливного бака;  - густина компоненту палива; g - прискорення вільного падіння; h - глибина, порівнюють A p і Aкр наглибині z  h і при Ap  Aкр збільшують тиск у вільному газовому p p об'ємі паливного бака шляхом збільшення витрати газу на його наддув до виконання умови Ap  Aкр при z  h . p 20 25 2. Пристрій забезпечення стійкості роботи двигуна ракети-носія на рідких газонасичених компонентах палива, що містить пристрої для вимірювання у польоті осьового перевантаження, тиску у вільному газовому об'ємі паливного бака, поточних значень пульсацій тиску в стовпі компонента палива по його глибині та пристрої для посилення і перетворення їх сигналів у сигнал управління і орган управління з приводом, який відрізняється тим, що пристрій для вимірювання поточних значень пульсацій тиску в компоненті палива виконаний у вигляді датчиків тиску, встановлених на внутрішньобакових конструктивних елементах уздовж подовжньої осі паливного бака на різній висоті, а орган управління виконаний у вигляді регулятора витрати газу, що подається на наддув паливного бака, забезпеченого приводом. Комп’ютерна верстка А. Крижанівський Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 5