СПОСОБ УНИЧТОЖЕНИЯ НЕВЫРАБОТАННЫХ ОСТАТКОВ ЖИДКИХ КОМПОНЕНТОВ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ В ОТРАБОТАННЫХ СТУПЕНЯХ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТ Российский патент 2002 года по МПК F02K9/42 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть применено в жидкостных ракетах, например в ракетах-носителях (РН).

Известно, что подавлявшее большинство типов жидких компонентов ракетных топлив (КРТ) обладает токсичными свойствами. Некоторые виды КРТ, не относящиеся к категории токсичных, либо являющиеся слаботоксичными веществами (например, керосины), могут вызвать длительное загрязнение окружающей среды в случае их пролива.

В современных жидкостных ракетах используются достаточно устоявшиеся пары окислителей и горючих. Например, с окислителем - жидкий кислород - используются горючие на базе углеводородов, как правило, минерального происхождения, по своим свойствам они напоминают керосины. С окислителями на основе оксидов азотов и их производных (к ним, в частности, относятся азотный тетраксид (AT), азотная кислота (АК), их смеси) в качестве горючих применяют несимметричный диметилгидразин (НДМГ), гидразин, их смеси, горючие на основе аминов.

Как правило, горючие являются более опасными в экологическом отношении, чем окислители. Они менее активно, чем окислители, вступают во взаимодействие с органикой, проходят больше этапов преобразований, прежде чем превратятся в безвредные вещества. Кроме того, некоторые горючие в ходе своего окислительного разложения дают промежуточные вещества, значительно более опасные, чем исходные. Таким свойством обладает, в частности, такое широко применяемое горючее, как НДМГ.

Наиболее сильно от проливов КРТ страдают территории в районах падения отработанных ступеней РН, особенно на севере. Низкие среднегодовые температуры сильно замедляют процесс преобразования НДМГ, и такие продукты его окисления, как диметиламин, тетразен, тетраметилтетразен, метилендиметилгидразин, муравьиный альдегид, муравьиная кислота и нитрозодиметиламин, на 15. . .20 лет заражают территорию в радиусе ~1 км возле упавшей отработанной ступени. Проливы углеводородных горючих вызывают меньшие по площади очаги загрязнения, что обусловлено их очень плохой растворимостью в воде, но значительно более стойкие (30...50 лет).

Основную часть невыработанных КРТ на момент отключения двигателей отработанной ступени составляют так называемые гарантийные запасы, предназначенные для компенсации отклонений в работе двигателей и атмосферных условий по траектории движения ракеты от среднестатистических. Величина этого запаса колеблется от 2,5 до 3% от исходной массы КРТ (на момент старта РН). Так, для первой ступени РН легкого класса "Космос-М" (стартовая масса РН ~ 105 т) гарантийный запас по НДМГ составляет ~ 300 кг и по окислителю на основе АК и AT ~ 1000 кг. Для РН тяжелого класса "Протон"(стартовая масса ~ 694 т) гарантийный запас на первой ступени по НДМГ около 1200 кг, а по AT ~ 3600 кг.

Известно, что ракетные двигатели работают при соотношениях окислителя и горючего, отличающихся от стехиометрических, то есть таких отношений их расходов, когда они взаимодействуют внутри двигателя полностью и с выделением максимума тепла. При этом образуются такие продукты полного окисления, как вода, углекислый газ, а также азот. Однако с точки зрения повышения тяги двигателя, приходящейся на единицу массы сжигаемого топлива, целесообразней в камеру двигателя подавать горючего на 10...30% больше, чем это нужно для стехиометрии. При этом вместо части трехатомного газа H₂O (вода) появится двухатомный газ Н₂ (водород), на сгорание которого не хватило кислорода, а вместо части трехатомного газа СО₂ (углекислый газ) по той же причине появится двухатомный газ СО (угарный газ). Двухатомные газы обладают значительно более высокой работоспособностью в тепловых машинах любого типа, чем трехатомные газы, что с лихвой компенсирует некоторое недополучение тепловой энергии из-за недоокисления части углерода и части водорода. В связи с этим и запасы по горючему, включая и гарантийный запас, создают выше, чем это нужно для стехиометрии.

Необходимо отметить также, что в полете двигатель ракеты постоянно изменяет свою тягу относительно некоторого среднего программного значения на каждый момент полета ракеты. Регулировка тяги происходит чаще всего за счет изменения расхода горючего, что также способствует росту бортовых запасов горючего по сравнению с окислителем. Наконец, в современных ракетных двигателях помимо регенеративного сопла горючим, движущимся в зарубашечном пространстве камеры после насоса и до попадания внутрь камеры сгорания, существует так называемое пленочное охлаждение, когда часть горючего из зарубашечного пространства через специальные прорези в огневой стенке (охлаждаемая стенка) выливается на нее со стороны зоны горения в наиболее теплонапряженных участках камеры. Тем самым исключается контакт огневой стенки с очень горячими газами в ядре горения (3400...3500^oС). Это обстоятельство также требует повышения запасов горючего сверх стехиометрических.

Известно, что для верхних ступеней РН вопрос с невыработанными остатками не стоит так остро, как для первой ступени. Это объясняется следующими причинами. Последние ступени РН приобретают такую же конечную скорость, как и выводимый ими космический аппарат. Поэтому при входе этих ступеней в атмосферу они имеют скорость около 7,5...7,8 км/с и более и при торможении в атмосфере полностью сгорают. Топливные баки вторых ступеней у трехступенчатых РН (они, как правило, на момент входа в атмосферу имеют скорость 4...5 км/с и могут долететь до Земли неповрежденными) в настоящее время подвергают так называемой вакуумной очистке. Суть этой операции состоит в сообщении полости баков с окружающим пространством сразу после отделения ступени. При этом принудительно открывают заправочно-сливные и дренажно-предохранительные клапаны. Находящиеся в баках остатки КРТ выбрасываются в вакуум, вскипают, дробятся и частично кристаллизуются вследствие понижения температуры кипящей в вакууме жидкости. Размеры образующихся кристаллов определяются равновесным соотношением сил давления насыщенного пара данного вещества внутри капли и сил поверхностного натяжения жидкости при температуре кристаллизации и составляют 0,7. . . 5 мкм. При входе в атмосферу кристаллы рассеиваются на площади в тысячи квадратных километров, а затем еще сильнее рассеиваются струйными атмосферными течениями. Так как время движения этих ступеней выше условной границы атмосферы (~ 70 км) составляет не менее 10...15 мин, баки и магистрали очищаются полностью.

Для первых ступеней РН такой способ очистки магистрали из-за малых высот их соотношения (50...70 км), из-за очень малого времени пребывания (1...1,5 мин) на высотах более 30...40 км, где еще в принципе возможно достаточно интенсивное вакуумное вскипание КРТ, из-за больших абсолютных масс невыработанных остатков КРТ.

Известны термические способы уничтожения вредных веществ и их водных растворов (промстоков) [1]. Суть этих способов заключается в подаче негорючих вредных веществ и промстоков в высокотемпературный факел от горения какого-либо горючего, как правило, углеводородного горючего. При этом для кислых промстоков и вредных веществ создается температура более 1200^oС и восстановительский состав продуктов горения углеводородного горючего, а для восстановительных промстоков и соответствующих вредных веществ создаются температуры несколько выше 1000^oС и окислительный состав газов в факеле. Если уничтожаемое вещество само способно гореть, не образуя при этом токсичных продуктов реакции, то его просто сжигают в потоке воздуха.

Прототипом настоящего изобретения является способ уничтожения КРТ и соответствующих промстоков, описанный в [2]. Недостатки данного способа следующие. Во-первых, требуется большой расход дополнительного горючего (не менее чем 1 кг керосина на 1 кг уничтожаемого вещества). Во-вторых, из-за существенной разницы в температурах и газового состава факела в зоне впрыска уничтожаемых веществ для окислителей и для горючих данный способ трудно реализовать в одном агрегате.

Задачей настоящего изобретения является создание такого способа уничтожения невыработанных остатков КРТ в отработанных ступенях PH, который бы в условиях неопределенности соотношения остатков окислителя и горючего по сравнению с вполне определенными и известными на момент старта ракеты позволил бы их оба уничтожить до падения ступени на Землю.

Суть предлагаемого способа заключается в том, что оба компонента одновременно подают в специальную камеру дожигания, расположенную в нижней части ступени, после ее входа в атмосферу, ее ориентации тяжелым двигательным отсеком вперед и притоком остатков КРТ к заборным устройствам топливных баков с таким соотношением расходов, чтобы окислителя было больше, чем нужно для стехиометрии. (Хотя, как было отмечено, на момент старта ракеты запас горючего, включая и гарантийный запас, был выше стехиометрического). Компоненты подают в камеру дожигания под действием остаточного давления газов наддува в баках ракеты и под действием гидростатического давления, возникающего вследствие торможения ступени. В камере дожигания компоненты взаимно уничтожаются. Продукты горения выбрасываются в зону пониженного давления, например в зону аэродинамической тени. В момент окончания окислителя в камеру дожигания открывают подачу воздуха, забираемого из зоны торможения набегающего потока воздуха, т.е. из зоны повышенного давления воздуха. После чего остаток горючего сжигают в камере дожигания в потоке воздуха. Продукты горения выбрасывают в зону пониженного давления. Суть изобретения поясняет чертеж. На нем позициями обозначено:
1 - Зона повышенного давления торможения набегающего потока воздуха Р_торм;
2 - клапан подачи горючего в камеру дожигания;
3 - клапан подачи воздуха в камеру дожигания;
4 - зона пониженного давления воздуха (аэродинамическая тень);
5 - камера дожигания остатков КРТ;
6 - камера сгорания ракетного двигателя;
7 - клапан (например, двойного действия) подачи окислителя в камеру дожигания;
8 - клапан сообщения тупикового участка заправочной магистрали окислителя с местом забора окислителя на дожигание;
9 - насос окислителя;
10 - заправочно-сливной клапан окислителя;
11 - заправочная магистраль окислителя;
12 - бак горючего;
13 - бак окислителя;
14 - заборное устройство бака окислителя;
15 - заборное устройство бака горючего;
16 - пусковой мембранный клапан окислителя (на рассматриваемый момент времени он вскрыт, поэтому мембрана показана пунктиром);
17 - заправочно-сливной клапан горючего;
18 - расходная магистраль окислителя;
19 - пусковой мембранный клапан горючего;
20 - расходная магистраль горючего;
21 - насос горючего;
22 - отсечные клапаны окислителя;
23 - отсечные клапаны горючего;
24 - воздуховод.

Предложенный способ реализован следующим образом. После входа в атмосферу ступень ориентируется тяжелым двигательным отсеком вперед и на ее днище образуется зона 1 повышенного давления торможения набегающего потока воздуха Р_торм. На боковых поверхностях соответственно образуется зона пониженного давления 4 (так называемая аэродинамическая тень).

Остатки КРТ по инерции (на заатмосферном участке спуска ступени они в состоянии невесомости представляли собой газово-жидкостную смесь) собираются у заборных устройств 14 и 15 баков окислителя 13 и горючего 12. Кроме этого, заполняются расходные магистрали по окислителю 18 вплоть до отсечных клапанов 22, насос окислителя 9, заправочная магистраль 11 вплоть до заправочно-сливного клапана 10. По линии подачи горючего они заполняют расходную магистраль 20 вплоть до отсечных клапанов 23, заправочную магистраль (не обозначена) вплоть до заправочно-сливного клапана 17, насос горючего 21. Это обусловлено тем, что пусковые мембранные клапаны 10 и 17 закрываются по окончании заправки, а отсечные клапаны 22 и 23 закрываются в момент отключения двигателя 6.

После этого срабатывают клапаны 7 и 2 сообщения расходных магистралей по окислителю и горючему соответственно с камерой дожигания остатков КРТ 5 и клапана сообщения тупиковых участков (например, клапан 8) с местами забора остатков КРТ на дожигание. Окислитель и горючее поступают в камеру дожигания под действием остаточного давления наддува Р_б ^"о" и Р_б ^"г" баков окислителя 13 и горючего 12 соответственно и под действием гидростатического давления столба жидкости. Окислитель подают с избытком, поэтому он заканчивается раньше. В момент его окончания вновь срабатывает клапан 7, но уже на закрытие, и одновременно срабатывает клапан 3 (например, мембранного типа). В результате открытия клапана 3 воздух из днищевой зоны под действием избыточного давления Р_торм по воздуховоду 24 начинает поступать в камеру дожигания 5, и процесс горения еще невыработанного горючего продолжается в среде воздуха. Продукты горения выбрасываются в зону аэродинамической тени 4. Срабатывание клапана 7 на закрытие требуется в том случае, если бак окислителя надувается газом, отличным от воздуха, например азотом или гелием.

Предлагаемая последовательность в подаче компонентов топлива в камеру дожигания с избытком окислителя на первом этапе позволяет уничтожить оба компонента в условиях вероятностного характера соотношения окислителя и горючего по массе на момент отключения двигателя. Если же компоненты будут подаваться в соотношениях, близких к рабочим, либо в стехиометрическом соотношении, то возможна ситуация, когда горючее вырабатывается раньше окислителя, и тогда уничтожить его будет невозможно.

ЛИТЕРАТУРА
1. Бернадинер М. Н.. Шурыгин А.П. Огневая переработка и обезвреживание промышленных отходов - М.: Химия, 1990 г., 301 с.; подразделы 1.6.; 4.3.

2. Пономаренко В.К. Ракетные топлива - СПб: ВИККА имени А.Ф. Можайского. 1995 г., 605 с; с. 299-301.

Способ уничтожения невыработанных остатков жидких компонентов ракетных топлив в отработанных ступенях жидкостных ракет осуществляется путем их одновременной подачи в специальную камеру дожигания во время движения ступени на атмосферном участке спуска с выбросом продуктов горения не в донную часть ступени. Первоначально остатки компонентов подают в камеру дожигания с избытком окислителя, а в момент его окончания переводят процесс горения горючего на потребление воздуха путем его подачи в камеру дожигания из зоны с избыточным давлением торможения набегающего потока, например из донной части ракеты. Изобретение позволяет уничтожить невыработанные остатки жидких компонентов ракетных топлив до падения отработанных ступеней на Землю и снизить за счет этого уровень загрязнения районов падения отработанных ступеней ракет токсичными и вредными веществами. 1 ил.

Способ уничтожения невыработанных остатков жидких компонентов ракетных топлив в отработанных ступенях жидкостных ракет путем их одновременной подачи в специальную камеру дожигания во время движения ступени на атмосферном участке спуска с выбросом продуктов горения не в донную часть ступени, отличающийся тем, что первоначально остатки компонентов подают в камеру дожигания с избытком окислителя, а в момент его окончания переводят процесс горения горючего на потребление воздуха путем его подачи в камеру дожигания из зоны с избыточным давлением торможения набегающего потока, например из донной части ракеты.