Система газобалонного наддування паливного бака рушійної установки

Реферат: Винахід належить до галузі ракетно-космічної техніки. Система газобалонного наддування паливного бака рушійної установки стисненим газом, наприклад гелієм, що включає баки з дренажними і запобіжними клапанами, насосами високого тиску, балонами для стиснутого гелію і агрегатами автоматики, які з'єднані магістраллю наддування з вільним об'ємом бака. Балони зі стиснутим гелієм розміщені поза баком з рідким киснем в хвостовому відсіку, в спеціальній ємності, яка забезпечена теплоізоляцією, дренажним клапаном, датчиком рівня, заправно-зливним клапаном хладагента, ежектором. Донний захист і дно ємності мають вставки з матеріалу, який пропускає теплове випромінювання, причому вставки ємності і донного захисту розташовані співвісно одне напроти одного і із балонами. Винахід дозволяє підвищити використання об'єму баків з рідким киснем та зменшити потрібну масу системи. UA 109481 C2 (12) UA 109481 C2 UA 109481 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Винахід належить до галузі ракетної техніки та може бути використаний для газобалонного 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, метан, синтин) та низькокиплячий окислювач - рідкий кисень [Митиков Ю.А. Определение уровня кипящего топлива в баке ракеты-носителя. - Радіоелектронні і комп'ютерні системи. - 2012. - № 2(54). - С. 44-48]. Також широко використовуються в даний час на діючих РН висококиплячі компоненти палива AT і НДМГ ("Протон", "Циклон", четвертий ступень РН "Вега", "Великий похід-3А"). Інтенсивно досліджується перспективне паливо ацетам, також біопалива, спиртоаміачні розчини [Воскобойников Д.В., Грушенко A.M. Анализ энергетических характеристик топливной пары "жидкий кислород и спирто-аммиачный раствор" в самовытеснительных системах подачи ЖРДМТ. - Авиационно-космическая техника и технология. - 2013. - № 9 (106). С. 72-75]. На сьогодні відомі різні системи наддування (СН) паливних баків РУ. 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", "Ангара", Antares, Falcon 9, Atlas-V, KSLV-1 [Митиков Ю.А., Антонов В.Α., Волошин Μ.Л., Логвиненко А.И. Пути повышения надежности и безопасности эксплуатации ракетных комплексов. - Авиационнокосмическая техника и технология. - 2012. - № 3 (90). - С. 30-36]. Найближчим до винаходу, що заявляється, за технічною суттю і досягуваним ефектом є СН паливного баку окислювача (рідкий кисень) рушійної установки РД-171М (РД 520) І ступеня РН "Зеніт" [Призваны временем. Ракеты и космические аппараты конструкторского бюро "Южное", под общ. ред. академика С.Н. Конюхова. - Д.: Арт-пресс, 2004. - С. 71-73]. Ця СН бака окислювача включає розміщення балонів високого тиску з гелієм в нижній частині баку окислювача в криогенному середовищі (у киплячому рідкому кисню, це суттєво збільшує початкову масу гелію в одиниці об'єму балона). Далі, в польоті носія стиснутий гелій за допомогою агрегатів автоматики подають в хвостовий відсік ракети-носія, де його підігрівають в теплообміннику рушійної установки (РД-171М). Потім підігрітий гелій вводять в верхню точку вільного об'єму бака окислювача. Підігрів гелію дозволяє зменшити потреби у ньому. Вказана система наддування паливного баку включає баки з дренажними і запобіжними клапанами, балонами зі стиснутим гелієм і агрегатами автоматики, які розміщені у хвостовому відсіку РН і з'єднані магістраллю з теплообмінником і вільним об'ємом баку окислювача. Недоліками такого рішення є те, що великий корисний об'єм бака окислювача займають балони, які до того ж створюють складнощі при монтажі внутрішньобакових пристроїв (датчики рівня, забірні пристрої тощо). У той же час хвостовий відсік в космічних носіях компанують не настільки щільно. Далі, при швидкому спорожнюванні балонів (перші ступені працюють 100150 с) температура гелію всередині балонів падає досить швидко (на 40-50 градусів), що при 5 кінцевому тиску ~30-10 Па призводить до помітних залишків гелію в балонах (до ~30 % від початкової маси) [Ю.А. Митиков.Газобаллонные системы наддува и ракеты-носители нового поколения. - Космическая техника. Ракетное вооружение. - 2012. - № 1. - С. 179-185]. Великі залишки гелію в балонах пояснюються великим гідравлічним опором довгих трактів наддування з теплообмінником і низькою кінцевою температурою гелію в балонах. Також відомо, що для захисту двигуна і його систем від теплового випромінювання факела існує спеціальний досить складної конструкції донний захист. Наприклад, ізоляція донного захисту І ступеня РН "Сатурн-5" (керамічна теплоізоляція, котра складається з волокнистого титану з високим коефіцієнтом відображення, азбестового волокна і сполучної речовини 2 (колоїдний двоокис кремнію) працює при рівні питомого теплового потоку 65 ккал/(м сек)! [Конструкция и характеристики ракеты-носителя Saturn V [Электронный ресурс]. - Доступ: http:/space-horizon.ru/articles/3]. Це велика кількість теплової енергії, яка раніше не використовувалася із користю. Більш того, від неї ще і захищались. Необхідно відзначити, що дана величина питомого теплового потоку, можливо, є мінімальною для РУ на кисні и гасу, тому що РРД F-1 працює за схемою без допалювання відновного генераторного газу, який після турбіни скидається тангенціально в закритичну частину сопла. Сажа, що міститься в продуктах згоряння гас-кисень при температурі ~1100 K (~5 %), екранує факел. Задачею винаходу, що заявляється, є максимальне використання об'єму баків з рідким киснем під окислювач, зменшення потрібної маси системи наддування шляхом зниження початкової і суттєвого підвищення кінцевої температури гелію в балонах системи наддування. Це дозволить більше гелію запасти в балоні на момент початку роботи СН і суттєво менш залишити його в балоні на момент вимкнення РУза інших рівних умов. Таким чином, з'являється можливість зменшити кількість балонів і, відповідно, маси СН. 1 UA 109481 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Поставлена задача вирішується тим, що в системі наддування, яка включає баки з дренажними і запобіжними клапанами, балони зі стиснутим гелієм і агрегати автоматики, які з'єднані магістраллю наддування з теплообмінником і вільним об'ємом бака, відповідно до винаходу, балони зі стиснутим гелієм розміщені поза баком з рідким киснем в хвостовому відсіку, в спеціальній ємності, яка забезпечена теплоізоляцією, дренажним клапаном, датчиком рівня, заправно-зливним клапаном хладагента, ежектором, при цьому донний захист і дно ємності мають вставки з матеріалу, який пропускає теплове випромінювання, причому вставки ємності і донного захисту розташовані співвісне одне напроти одного і із балонами. Іншою відмінністю заявлюваної системи є те, що нижнє днище спеціальній ємності виконано за одне ціле із донним захистом хвостового відсіку. Третьою відмінністю заявлюваної системи є те, що балони зі стиснутим гелієм вставлені в донний захист таким чином, що частково виступають за площину донного захисту в напрямі сопла ракетного двигуна. Четвертою відмінністю заявлюваної системи є те, що спеціальна ємність з балонами розміщена під донним захистом, а її нижнє днище виконано знімним. Давно відомі матеріали, що пропускають видиме світло. Це - звичайне скло. Також відомі матеріали, що пропускають інфрачервоні промені, які несуть більше половини теплової енергії [Марблит. Лексикон. Електронний ресурс. - Доступ: lеxykоn.ru/206/]. Таким, наприклад, виявляється скло з домішкою марганцю - марблит, що містить до 15 % окису марганцю, а також скло, до складу якого введено велику кількість окису свинцю. Марблит поглинає (до 94 %) видиме світло, але залишається прозорим для інфрачервоних променів. Має вигляд чорного матеріалу. Застосовується в приладах нічного бачення, в фотографії, дає інфрачервоні промені. Окис марганцю вводиться в скло у вигляді піролюзиту Мn2О3. Марблітове скло досить технологічне, воно може видуватися, пресуватиметься і прокачуватися, піддається шліфовці як звичайне скло. Суть винаходу пояснюється кресленнями (фіг. 1, фіг. 2, фіг. 3, фіг. 4), на яких представлена система наддування паливного баку рушійної установки, що заявляється. Система (фіг. 1) включає бак окислювача 1, бак пального 2, спеціальну ємність 3, яка розташована в хвостовому відсіку 4 на донному захисті 5.Ємність 3 має дренажний клапан 6, ежектор 18 і теплоізоляцією 7. Усередині спеціальної ємності 3 розташовані балони 8, які з'єднані, з одного боку, з трубопроводом 9 заправки їх гелієм з клапаном 10, з протилежного боку - трубопроводом 11 з агрегатом автоматики 12, теплообмінником 13 ДУ 14 з верхню точкою вільного об'єму бака 1. В нижній частині ємність має трубопровід 15 із заправочнозливним клапаном 16 хладагента. При цьому, донний захист 5 і дно ємності 3 мають вставки 17з матеріалу, який пропускає теплове випромінювання, причому вставки 17 ємності 3 і донного захисту 5 розташовані співвісно одне напроти одного і із балонами 8. Також для підняття к.к.д. нагрівання балонів 8 нижнє днище спеціальній ємності 3 виконано за одне ціле із донним захистом 5 хвостового відсіку 4 (фіг. 2). С тією ж метою система може мати такий вигляд. Балони 8 зі стиснутим гелієм вставлені в донний захист 5 таким чином, що частково виступають за площину донного захисту в напрямі сопла ракетного двигуна (фіг. 3). При цьому технічному рішенні частка балонів, яка виступає за донний захист, піддається впливу теплового випромінювання і конвекції. Також, якщо дозволяє компоновка стартового пристрою, спеціальна ємність з балонами 8 розміщена під донним захистом 5, а її (ємності 3) нижнє днище виконано знімним (фіг. 4). Таким чином, після злиття криогенного теплоносія із ємності і скидання її нижнього днища, балони 8 із гелієм будуть отримувати все теплове випромінювання факелу (в тому числі і відбите від донної захисту), і все конвективне тепло на всю свою поверхню без перешкод. В цьому разі к.к.д. нагрівання балонів буде найбільшим із можливих. Робота винаходу, що заявляється, здійснюється наступним чином. При заправці компонентами палива баків 1, 2 РУ при відкритому дренажному клапані 6 відкривають заправно-зливний клапан 16 і подають хладагент (кріогенну рідину, бажане, найбільш холодну, наприклад переохолоджений рідкий азот) по трубопроводу 15 в спеціальну ємність 3, яка розташована в хвостовому відсіку 4. Для більшого зниження температури хладоагенту в спеціальної ємності 3 задіють ежектор 18, який знижує тиск в ємності 3 і далі підтримує його на потрібному рівні, наприклад, до старту ракети-носія. Після заправки спеціальної ємності 3 хладагентом і встановлення його потрібної температури починається заправка гелію в балони 8. Для цього відкривають агрегат автоматики 10 і по трубопроводу 9 гелій заповнює балони 8. За рахунок термодинамічного нагріву гелію, стінок балонів, гріється і хладагент. Для підтримки необхідної температури хладагента в спеціальній ємності 3 її підживлюють хладагентом. Наявність теплоізоляції 7 ємності 3 істотно знижує вплив винаходу на 2 UA 109481 C2 5 10 15 20 25 30 35 температурний режим хвостового відсіку 4. Після закінчення заправки гелієм балонів 8 перед самим стартом РН відкривають дренажний клапан 6 і заправно-зливний клапан 16, виключають ежектор 18. Хладагент самопливом зливається, наприклад, в стартове сховище. Гелій для наддування після відкриття агрегату автоматики 12 по трубопроводу 11 через теплообмінник 13 надходить в вільний об'єм баку окислювача 1 для його наддування. Як тільки заробив двигун теплове випромінювання завдяки запропонованим рішенням починає гріти балони з гелієм. Температура гелію в балонах підвищується, його залишкова маса в балонах істотно знижується. Помітно збільшується вироблення гелію в розрахунку на один балон. Це дозволяє зменшити кількість балонів СН. Розрахунки параметрів газобалонної системи, проведені за апробованою методикою [Митиков Ю.А. Расчетно-экспериментальное исследование системы сверххолодного наддува. - Системне проектування та аналіз характеристик аерокосмічної техніки. - 2012. - т. XIII. - С. 61-69] показують, що дизайн за пунктом 1 формули винаходу з урахуванням початкового розміщення балонів в рідкому азоті, дозволяє зменшити їх потрібну кількість на 30 %. Дизайн за пунктом 4 формули - на 60 %. З урахуванням використання в баку окислювача, який звільнився від балонів, для палива виграш у корисному навантаженні стосовно двоступеневого носія середнього класу складає в першому випадку 30 кг, в іншому - 60 кг. Застосування азоту в технічному рішенні в сукупності з ежектором переважніше, тому що, його використання в силу більш низької температури кипіння, ніж киплячого кисню, дозволяє в той же обсяг балонів при однаковому тиску заправити на ~13 % більше гелію. Зниження температури гелію в балоні тільки на 1 °C порівняно с температурою кипіння рідкого кисню (90К), дозволяє збільшити масу газу в ньому за інших рівних умов на ~1,1 %. Так, якщо у СН бака окислювача РД-171М одинадцять однакових балонів, то використання рідкого азоту як хладагента дозволяє зменшити кількість балонів на один. Для двоступеневого носія середнього класу це еквівалентно 17 кг корисного навантаження, або (за світовими цінами виведення корисного навантаження на опорну орбіту) не менше, як $400 тис. з кожного пуску. Підвищення температури гелію в балонах на момент вимикання РД-171М на 1 °C, дозволяє за інших рівних умов зменшити залишки газу на ~2 %. Необхідно відзначити, що застосування рідкого азоту на стартовій позиції на ракеті-носії (для наддування паливних баків) не викликало проблем вже з середини 50-х років минулого століття (МБР 8К74 або Р-7). У складі шахтного ракетного комплексу Р-9А (початок 60-х років) використовувався на стартовій позиції переохолоджений кисень з температурою -203…-210 °C з метою швидкісної заправки баків киснем (суттєво підвищується його текучість і гідроопір). Необхідно відобразити ще один додатковий позитивний ефект, якій реалізуються при роботі винаходу. Підвищується температура гелію на вході в теплообмінник 14, а отже, вона повинна підвищуватись і на виході з нього, і на вході в бак 1 з рідким киснем, що теж зменшує потреби в газі наддування. Винахід може бути використано і для наддування паливних баків гелієм і без теплообмінників, у тому числі баків з AT, НДМГ, ацетатом. 40 ФОРМУЛА ВИНАХОДУ 45 50 55 1. Система газобалонного наддування паливного бака рушійної установки стисненим газом, наприклад гелієм, що включає баки з дренажними і запобіжними клапанами, насосами високого тиску, балонами для стиснутого гелію і агрегатами автоматики, які з'єднані магістраллю наддування з вільним об'ємом бака, яка відрізняється тим, що балони зі стиснутим гелієм розміщені поза баком з рідким киснем в хвостовому відсіку, в спеціальній ємності, яка забезпечена теплоізоляцією, дренажним клапаном, датчиком рівня, заправно-зливним клапаном хладагента, ежектором, при цьому донний захист і дно ємності мають вставки з матеріалу, який пропускає теплове випромінювання, причому вставки ємності і донного захисту розташовані співвісно одне напроти одного і із балонами. 2. Система за п. 1, яка відрізняється тим, що нижнє днище спеціальній ємності виконано за одне ціле із донним захистом хвостового відсіку. 3. Система за п. 1, яка відрізняється тим, що балони зі стиснутим гелієм вставлені в донний захист таким чином, що частково виступають за площину донного захисту в напрямі зрізу сопла ракетного двигуна. 4. Система за п. 1, яка відрізняється тим, що спеціальна ємність розміщена під донним захистом, а її нижнє днище виконано знімним. 3 UA 109481 C2 4 UA 109481 C2 5 UA 109481 C2 6 UA 109481 C2 Комп’ютерна верстка Г. Паяльніков 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 7