СПОСОБ ГАЗИФИКАЦИИ ЖИДКОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА В БАКЕ РАКЕТЫ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ Российский патент 2014 года по МПК B64G1/00 

Изобретение относятся к ракетно-космической технике, в частности к ракетам космического назначения (РКН) с маршевыми жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), и могут быть использованы для разработки автономных бортовых систем спуска (АБСС) отделяющихся частей (04) ступеней РКН на основе газификации остатков невыработанных жидких компонентов ракетного топлива (КРТ).

Известен способ нейтрализации токсичных компонентов ракетного топлива на основе азотной кислоты и несимметричного диметилгидразина в отделяющейся части ракеты, защищенный патентом РФ №2028468.

Способ включает следующие операции: после останова ЖРД часть жидкого НДМГ подают в магистраль окислителя низкого давления, а газообразные продукты разложения окислителя при достижении предельно допустимого давления в баке окислителя направляют в бак с остатками НДМГ и осуществляют сброс газифицированных продуктов в окружающее пространство.

Устройство для осуществления данного способа содержит: шар-баллон с мембраной и автоматикой для подачи НДМГ, соединительную магистраль бака окислителя и бака горючего с клапанами.

Недостатком данного способа и устройства для его осуществления является невозможность использования газифицированных КРТ в газовом ракетном двигателе для АБСС.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому способу и устройству для его осуществления является способ увода отделившейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и двигательная установка для его осуществления (патент РФ на изобретение №2406856 от 11.06.2008 г. Опуб. 20.12.2010. Бюл. №35).

Способ включает обеспечение вращения ОЧ ступени РКН вокруг продольной оси до достижения стабилизации ее углового положения в пространстве, газификацию жидких остатков невыработанных КРТ в баках окислителя и горючего, обеспечение тормозного импульса за счет их сгорания в камере газового ракетного двигателя (ГРД) и высокоскоростное истечение продуктов сгорания в космическое пространство.

Устройство для осуществления способа представляет собой двигательную установку (ДУ), включающую в свой состав топливные баки окислителя и горючего, систему наддува баков, ГРД с системой питания и системой газификации остатков КРТ. Система питания содержит устройства отбора газа, снабженные пиромембранами, которые подсоединены к коллектору ГРД.

Недостатком этого технического решения является повышенный расход теплоносителя (ТН), подаваемого в объем топливного бака, за счет неопределенности граничного положения остатков топлива в баках, значительные (до 50%) потери тепла, которые идут на нагрев стенок баков конструкции с последующим сбросом тепла в окружающее космическое пространство.

Заявляемое техническое решение направлено на снижение энергетических затрат на газификацию заданного количества остатков КРТ в условиях неопределенности граничного положения жидких остатков КРТ, обусловленных резким падением перегрузки после выключения маршевого ЖРД, упругой деформацией нижнего днища (возврат из положения прогиба за счет перегрузки и наличия давления столба жидкости в исходное состояние) и дальнейшим состоянием невесомости.

На фиг. 1 представлена общая схема расположения элементов системы газификации.

Указанный технический результат достигается за счет того, что в способе увода ОЧ ступени ракеты-носителя, основанном на вращении 04 ступени РКН вокруг продольной оси до достижения стабилизации ее углового положения в пространстве, газификации жидких остатков невыработанных КРТ в баках окислителя и горючего, обеспечении тормозного импульса за счет их сгорания в камере ГРД и высокоскоростного истечения продуктов сгорания в космическое пространство согласно заявленному изобретению в нижней части топливного бака (4) ограничивают объем, включающий в себя массу невыработанных остатков (1) КРТ в окрестности заборного устройства путем установки разделительной сетки (3), секундный массовый расход ТН, подаваемого в топливный бак через магистрали (5), разделяют на 2 части, одна часть ТН подается в объем, ограниченный сеткой, с обеспечением вихревой картины течения из условия создания максимальной теплоотдачи и максимального времени пребывания ТН в этом объеме, а вторая часть ТН подается во вторую часть топливного бака с обеспечением встречных потоков смеси, поступающей из объема ограниченного разделительной сеткой, количество подаваемого ТН в верхнюю часть топливного бака определяют из условия испарения всех оставшихся капель КРТ к моменту времени выхода газифицированных продуктов из топливного бака. ТН в выделенные области подают через магистрали, на конце которых установлены акустические излучатели (2), при этом количество и координаты точек ввода ТН, направление ввода, параметры акустических излучателей определяются из условия минимальных массовых затрат на газификацию заданного количества топлива при заданном давлении газифицированных продуктов в баке в течение всего процесса газификации, и по достижению заданного давления в топливном баке открывают клапан на магистрали подачи газифицированных продуктов, например в газовый ракетный двигатель.

Технический результат в части устройства достигается за счет того, что ДУ, включающая в свой состав топливные баки окислителя и горючего, систему наддува баков, ГРД с системой питания и системой газификации остатков компонентов ракетного топлива, согласно заявляемому изобретению дополнительно в нижней части топливного бака введена разделительная сетка с размерами ячейки в несколько десятков микрон, при этом соотношение объемов ограниченного сеткой нижней части бака с объемом всего бака находится в интервале 1:5.

Такое расположение разделительной сетки обусловлено массой невыработанных остатков КРТ, включающих в себя: гарантированные запасы КРТ, конструктивный незабор КРТ, рабочие запасы КРТ, заливку двигателя РКН, что составляет величину, превышающую минимально возможный объем остатков КРТ в 3 раза, плюс отклонение от максимально возможного объема остатков КРТ:

$$V_{с}=3V_{ocm}^{\min }+6\sigma$$ ,

где V_c - объем, ограниченный сеткой, включающий в себя массу невыработанных остатков КРТ;

$$V_{ocm}^{\min }$$ - минимально возможный объем остатков КРТ;

σ - среднеквадратичное отклонение от номинального значения остатков КРТ.

$$\sigma =\sqrt{{\displaystyle \sum _{i=1}^n{\sigma }_i^2\cdot P}}$$

$$P=\frac{m}{n}$$

где σ - среднеквадратичное отклонение, σ_i - текущее отклонение, P - частота появления данного отклонения, m - количество текущих начений, n - общее количество отклонений.

Размер ячейки сетки определяется физическими параметрами топлива и ускорением, которому подвержена жидкость после разделение ступеней. На фиг. 2 представлена структура сетчатого фазоразделителя. Расчет размера ячейки сводится к расчету капиллярного эффекта:

F_a=F_H

F_H=σ·2πr·cosΘ

F_a=phr²α

$$r=\frac{\sigma \cdot 2\pi \cdot \cos \Theta }{\rho h\alpha }$$

где, r - радиус капиллярного отверстия в сетке, σ - сила поверхностного натяжения жидкости, Θ - угол смачивания жидкости, ρ - плотность жидкости, h - высота столба жидкости над сеткой, α - ускорение жидкости при движении по направлению к сетке, F_α - сила, с которой жидкость воздействует на элемент сетки, F_H - сила поверхностного натяжения.

Реализация предложенного технического решения осуществляется следующим образом:

1) Установка разделительной сетки в нижней части бака позволяет сосредоточить остатки жидких КРТ в заданной области, в противном случае они бы заняли неопределенное положение, например газокапельная смесь в объеме бака, течения по стенке и ряд других граничных и фазовых состояний в объеме топливного бака после выключения маршевого ЖРД из-за резкого спада перегрузки до нулевых значений, упругих перемещений нижнего днища бака из нагруженного состояния в исходное.

2) Размер ячеек сетки определяется из условия протекания КРТ при действии перегрузки, давления наддува, при допустимом гидродинамическом сопротивлении, т.е. не оказывающим влияние на секундный расход КРТ на активном участке полета. После выключения маршевого ЖРД зеркало поверхности КРТ всегда ниже уровня сетки. При сбросе тяги маршевого ЖРД воздействия упругого днища остатки КРТ получают импульс, направленный на разрушение свободной поверхности жидкости с их перемещением к верхнему днищу. За счет наличия адгезионных сил между стенками сетки и жидкости, жидкость не проходит через сетку (в кн. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. Учеб. Для авиац. Спец. Вузов/А.П. Васильев, В.М. Кудрявцев, В.А. Кузнецов и др. кн.2, стр.137-139, 275-284). В зависимости от величины импульса обратной перегрузки (он носит кратковременный характер и его величина незначительна) часть капель выдавливается через сетку.

В настоящее время эти сетки выпускаются российской промышленностью, в частности, используются для аналогичных целей в системе повторного запуска ЖРД второй ступени 11Д49 на РКН «Космос-3М» для фазового разделения.

Размер ячеек разделительной сетки выбирается в зависимости от типа жидких остатков КРТ (несимметричный диметилгидразин, керосин, азотная кислота и т.д.), что связано с коэффициентом поверхностного натяжения каждого из компонентов.

Подача ТН в объем бака, либо в область наиболее вероятного расположения максимального количества остатков КРТ приводит к большим потерям тепла на нагрев бака (до 50%) и его сбросу в космос.

3) Разделение общего потока ТН на 2 части позволяет решить ряд следующих задач:

1. В нижней части бака, ограниченной сеткой, возникает возможность обеспечить:

- условия для максимальной теплопередачи от ТН непосредственно к жидкости за счет создания вихревого течения (увеличение коэффициентов тепло и массообмена);

- увеличить в несколько раз время нахождения частиц ТН непосредственно в контакте с жидкостью;

- многократно сократить потери тепла на нагрев конструкции из-за сокращения поверхности взаимодействия со стенками бака.

2. В верхней части бака:

- поток ТН взаимодействует с жидкими остатками КРТ, масса которых во много раз меньше (жидкость на элементах конструкции, капли жидкости, выбрасываемыми через разделительную сетку из нижней части бака), поэтому количество тепла для газификации этой части жидкости требуется значительно меньше, чем в нижней части бака, соответственно, и потерь от подаваемого в эту часть объема бака тепла на нагрев стенок бака будет меньше;

- для предотвращения процесса конденсации газифицированного КРТ в этой части бака также требуются дополнительные затраты тепла. Газодинамическая картина течения теплоносителя через сетчатый фазоразделитель представлен на фиг. 3.

4) Установка акустических излучателей на магистралях подвода ТН в баки приводит к дополнительному полевому воздействию на процесс газификации, и в ряде случаев для многофазных сред коэффициенты тепло- и массообмена могут возрастать в несколько раз, однако эффективное использование этого дополнительного воздействия требует:

- выбора оптимальной интенсивности акустического излучения (частоты, интенсивность);

- оптимальной ориентации диаграммы акустического излучателя с учетом отраженного излучения от стенок конструкции. На фиг. 4 представлена зона действия акустического излучателя.

Имеется ряд работ, например B.C.Будник B.C., Ю.Ф.Даниев, Н.Ф.Свириденко «Обобщенный энергетический подход к организации тепломассообменных процессов в свободном газовом объеме топливных баков жидкостных ракет//Техническая механика №1998», в которых указывается на возможность возникновения синергетического эффекта в подобных системах за счет выбора оптимального сочетания воздействий массопритока и полевого воздействия.

5) Критерий определения параметров при заданном давлении.

Основная задача, решаемая в рассматриваемом способе, заключается в реализации процесса газификации жидкости с обеспечением заданной массовой скорости истечения газифицированных продуктов при поддержании постоянного давления не менее заданного в баке с открытым клапаном, так как эти газифицированные продукты поступают в газовый ракетный двигатель, при минимальных затратах ТН.

Например, при заданном времени газификации 50 сек и величине остатка КРТ 300 кг, начальном давлении 1 атм, заданном давлении 3 атм средняя скорость испарения КРТ 6 кг/сек, но в начале она будет меньше из-за начальной температуры, например, 40С°, поэтому требуется время на прогрев, а потом скорость испарения будет возрастать, однако при увеличении давления с 1 до 3 атм скорость будет падать.

Скорость подачи ТН можно снизить при дополнительном введении действий предлагаемого способа:

- параметры акустического воздействия;

- установки устройств ввода в бак в виде 4 магистралей и ориентацией диаграммы направленности ГСИ;

- установки разделительной сетки с ячейками.

6) В результате газификации жидких остатков КРТ в баках горючего и окислителя при соответствующих давлениях, необходимых для обеспечения стехиометрического соотношения, они подаются в газовый ракетный двигатель АБСС для отработки импульса, например на орбиту спуска.

Работа предлагаемого способа и устройства поясняется на чертежах.

Фиг.1 - Размещение в топливном баке элементов системы газификации.

Фиг.2 - Структура сетки.

Фиг.3 - Картина течения ТН в баке.

Фиг.4 - Зоны действия акустического излучателя.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для увода отделяющихся частей ступеней ракет космического назначения. Получают импульс путем выброса газифицированных жидких остатков невыработанных компонентов ракетного топлива (РТ), обеспечивают импульс за счет сгорания невыработанных компонентов РТ в камере газового ракетного двигателя, ограничивают объем невыработанных остатков РТ, разделяют секундный массовый расход теплоносителя (ТН) на 2 части (одну часть подают в объем, ограниченной сеткой, другую - во вторую часть топливного бака), определяют количество подаваемого ТН из условия испарения оставшихся капель компонентов РТ. Устройство для увода отделяющейся части ракеты-носителя содержит топливные баки окислителя и горючего, систему наддува баков, газовый ракетный двигатель с системами питания и газификации, магистрали с акустическими излучателями (рассчитанными из условия минимальных массовых затрат на газификацию заданными количеством топлива и давления), разделительную сетку (рассчитанную от значения силы поверхностного натяжения). Изобретение позволяет снизить энергетические затраты на газификацию заданного количества остатков компонентов РТ. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Способ увода отделяющейся части ракеты носителя с орбиты полезной нагрузки, основанный на получении импульса путем выброса газифицированных жидких остатков невыработанных компонентов ракетного топлива в баках окислителя и горючего, обеспечении импульса за счет их сгорания в камере газового ракетного двигателя и высокоскоростного истечения продуктов сгорания в космическое пространство, отличающийся тем, что в нижней части топливного бака ограничивают объем, включающий в себя массу невыработанных остатков компонентов ракетного топлива (КРТ) в окрестности заборного устройства путем установки разделительной сетки, секундный массовый расход теплоносителя (ТН), подаваемого в топливный бак, разделяют на 2 части, одну часть ТН подают в объем, ограниченный сеткой, с обеспечением вихревой картины течения из условия создания максимальной теплоотдачи и максимального времени пребывания ТН в этом объеме, а вторую часть ТН подают во вторую часть топливного бака с обеспечением встречных потоков смеси, поступающей из объема, ограниченного разделительной сеткой, количество подаваемого ТН в верхнюю часть топливного бака определяют из условия испарения всех оставшихся капель КРТ к моменту времени выхода газифицированных продуктов из топливного бака.

2. Способ по п.1, отличается тем, что ТН в выделенные области подают через магистрали, на конце которых установлены акустические излучатели, при этом количество и координаты точек ввода ТН, направление ввода, параметры акустических излучателей определяются из условия минимальных массовых затрат на газификацию заданного количества топлива при заданном давлении газифицированных продуктов в баке в течение всего процесса газификации и по достижению заданного давления в топливном баке открывают клапан на магистрали подачи газифицированных продуктов, например, в газовый ракетный двигатель.

3. Устройство для увода отделяющейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки, включающее в свой состав топливные баки окислителя и горючего, систему наддува баков, газовый ракетный двигатель с системой питания и системой газификации остатков КРТ, отличающееся тем, что дополнительно в нижней части топливного бака установлена разделительная сетка с размерами ячейки, равного:
$$r=\frac{\sigma \cdot 2\pi \cdot \cos \Theta }{\rho h\alpha }$$
где r - радиус капиллярного отверстия в сетке, σ - сила поверхностного натяжения жидкости, Θ - угол смачивания жидкости, ρ - плотность жидкости, h - высота столба жидкости над сеткой, α - ускорение жидкости при движении по направлению к сетке, при этом объем, ограниченный сеткой V_c, равен:
$$V_{с}=3V_{ocm}^{\min }+6\sigma$$
где $$V_{ocm}^{\min }$$ - минимально возможный объем невырабатываемых остатков КРТ;
σ - среднеквадратичное отклонение от номинального значения остатков КРТ.