СПОСОБ ПРОВЕДЕНИЯ ЛЁТНО-КОНСТРУКТОРСКИХ ИСПЫТАНИЙ БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ ИСПАРЕНИЯ ОСТАТКОВ ЖИДКОГО ТОПЛИВА В БАКЕ ОТРАБОТАВШЕЙ СТУПЕНИ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ Российский патент 2019 года по МПК B64G1/26 

Изобретение относится к летно-конструкторским испытаниям (ЛКИ) перспективных элементов ракетно-космической техники, в частности, к бортовым системам испарения невырабатываемых остатков жидких компонентов топлива ракет-носителей (РН) с маршевыми жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) в баках отработавших ступеней (ОС) после завершения миссии (выключения маршевого ЖРД и отделения ОС).

После выключения маршевого ЖРД, как правило, в баках ступеней РН и магистральных трубопроводах остаются невырабатываемые остатки топлива. Их величины могут достигать до 3% и выше от начальной заливки топлива. Эти остатки топлива являются причинами взрывов ОС на орбитах выведения РН, а также взрывов нижних ОС при движении на атмосферных участках траекторий спуска, при ударе о грунты в районах падения, что может приводить к пожарам растительности в районах падения.

Существуют различные варианты снижения невырабатываемых жидких остатков топлива в баках, например, (кн. 1 Трушляков В.И., Куденцов В.Ю., Лемперт Д.Б. Разработка дополнительных бортовых систем космических средств выведения // Полет. - 2010. - №3. С. 3-10), в которой предлагается разработка автономной бортовой системы спуска (АБСС) отработавшей ступени РН. Учитывая тот факт, что подобная система является новой, ранее не используемой в составе бортовых систем РН, необходим значительный объем ее наземных и ЛКИ, однако, как правило, подобные испытания разбиваются на последовательные этапы по принципу от простого к сложному.

Наиболее близким техническим решением по организации проведения ЛКИ подобной системы является патент РФ №2414391 B64G 1/26, В64С 15/14 «Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления», где способ спуска отделяющейся части (ОЧ) ракеты космического назначения на жидких компонентах топлива в заданный район падения, основан на стабилизации ОЧ положением двигательной установкой вперед, ориентации и управляемом движении ОЧ. После отделения ОЧ маневр спуска в заданный район падения осуществляют за счет энергетики, заключенной в невыработанных остатках компонентов жидкого топлива на основе их газификации и подачи в газовую ракетную двигательную установку спуска. Управление движением центра масс и вокруг центра масс ОЧ осуществляют отклонениями камер газовой реактивной двигательной установки. ОЧ на момент выключения газовой реактивной двигательной установки обеспечивают угловое положение в пространстве, соответствующее минимальному углу атаки при входе ее в плотные слои атмосферы, и закручивают ОЧ вокруг ее продольной оси. Величину невыработанных остатков жидкого топлива формируют с учетом спуска ОЧ в заданный район падения. Завершение активного участка маневра спуска осуществляют до входа в плотные слои атмосферы и сохранения управляемости ОЧ с помощью камер газовой реактивной двигательной установки. ОЧ ракеты включает систему управления и навигации, систему газификации. На верхнем днище топливного отсека установлены четыре камеры, каждая из которых оснащена приводом. Система газификации имеет автономный газогенератор с мембранной системой подачи компонентов топлива, возбудители акустических колебаний, размещенные на штуцерах ввода теплоносителя в топливные баки.

Это техническое решения, описывает штатное функционирование одного из возможных вариантов системы автономной бортовой системы спуска (АБСС) в составе ОС. Как следует из этого патента, в состав АБСС входят следующие основные системы:

- система испарения (газификации) невырабатываемых остатков топлива в баках ОС со своими дополнительными запасами топлива для получения горячих газов для испарения (газификации),

- газовая ракетная двигательная установка,

- система управления.

На этапе ЛКИ должны быть испытаны все системы, входящие в состав АБСС, при этом особое внимание уделяется системам, которые ранее не использовались на борту РН. Такой системой в составе АБСС является система испарения невыработанных остатков топлива в баках после выключения маршевого ЖРД.

К недостаткам прототипа при его применении к задаче ЛКИ системы испарения заключаются в следующем, кроме установки на ОС испытываемой системы испарения необходимо разработать и установить на ОС: а) автономную четырехкамерную газовую ракетную двигательную установку спуска с управляемыми приводами для каждой камеры; б) систему управления и навигации; в) алгоритмы управления движением ОС на траектории спуска и т.д., которые при поведении ЛКИ системы испарения не участвуют.

Задача проведения ЛКИ заключается в проверке правильности предложенных технических решений при проектировании системы испарения в условиях близких к реальным.

Решение поставленной задачи достигается за счет того, что в известный способ проведения ЛКИ бортовой системы испарения остатков жидкого топлива в баке отработавшей ступени (ОС) ракеты-носителя (РН) с маршевым жидкостным ракетным двигателем (ЖРД), основанный на нагреве остатков жидкого топлива до температуры фазового перехода жидкости в пар путем подачи в топливный бак с остатками компонента топлива и газа наддува теплоты, сброс образовавшейся парогазовой смеси из бака в окружающую среду, вводят дополнительные действия:

а) отработку системы испарения ОС осуществляют в попутном пуске РН,

б) перед пуском РН определяют массу остатка топлива в баке, массу газа наддува, температуру остатков топлива и газа в баке после выключения маршевого ЖРД,

в) рассчитывают необходимое количество теплоты, необходимое для подачи в бак для испарения остатка топлива в баках,

г) после отделения ОС от РН осуществляют тепловое воздействие на остатки топлива в баке ОС,

д) образующуюся в топливном баке горячую парогазовую смесь сбрасывают через дренажные клапаны без создания возмущающих моментов на ОС,

е) при похождении ОС участка максимального скоростного напора, на нисходящем атмосферном участке траектории спуска, величину давления наддува в баке ОС обеспечивают из условия прочности конструкции бака, а после похождения этого участка обеспечивают сброс остатка ПГС из бака,

ж) получение теплоты для испарения остатков жидкого топлива, возможно различными способами, например, путем подачи горячего газогенераторного газа, либо путем сжигания в баке энергетического материала, например, самовоспламеняющихся компонентов топлива, пропана и кислорода и т.д.

Реализация способа

В предлагаемом способе, в отличие от прототипа заменен ряд терминов, в частности, вместо способа спуска используется термин ЛКИ, что больше подходит для решаемой задачи и полностью сохраняет физический смысл прототипа. Термин «газификация» заменен на более конкретный и более подходящий для рассматриваемого случая - «испарение», т.к. под понятие «газификация» входят более широкий круг действий, например, газификация здания, газификация углей и т.д. Вместо термина «отделившаяся часть» использован термин «отработавшая ступень», что обусловлено также уточнением, т.к. к отделяющимся частям РН относятся: отработавшие ступени, створки головных обтекателей, межступенные переходные отсеки, системы спасения, стартовые устройства (кабель-мачты) и т.д. Рассматриваются не продукты газификации, а парогазовая смесь (ПГС), включающая в себя испарившийся жидкий компонент топлива, например, пары керосина, кислорода, несимметричного диметилгидразина, азотного тетраксида и т.д., а также газы наддува, например, гелий, газогенераторный газ.

Обоснование целесообразности введенных действий

а) отработку системы испарения ОС осуществляют в попутном пуске РН, например, на ОС первой ступени РН, что обусловлено возможностью совмещения целевой задачи выведения РН полезной нагрузки на орбиту и проведению ЛКИ системы испарения. Кроме того, функционирование системы испарения начинается после отделения ОС от РН. Практически, процесс ЛКИ не затрагивает основные бортовые системы РН;

б) перед пуском РН определяют массу остатка топлива в баке, массу газа наддува, температуру остатков топлива и газа наддува в баке после выключения маршевого ЖРД, что необходимо для оценки количества теплоты, подаваемой в бак для испарения остатков топлива. Определение этих величин осуществляют априорно, т.е. до полета РН по известным методикам, используемым при проектировании двигательных установок, систем заправки РН. С другой стороны, фактические величины, получаемые в полете РН на момент выключения ЖРД (апостериорные) будут несколько отличаться от априорных из-за случайных факторов внешнего воздействия атмосферы, разбросов параметров работы бортовых систем РН, а также точности расчета рабочих и гарантийных запасов топлива, остатков недозабора и т.д.; значения величин этих отличий носят случайный характер и учитываются на основе статистической обработки этих отличий для каждой РН.

в) рассчитывают необходимое количество теплоты, необходимое для подачи в бак для испарения остатка топлива в баке. Расчет необходимого количества теплоты будет складываться из расчета теплоты для нагрева массы топлива до температуры кипения и испарения. К этой теплоте необходимо добавить теплоты на нагрев газа наддува, находящегося в баке, а также необходимо учесть внешние тепловые притоки и оттоки (излучение бака в окружающее пространство, на нагрев стенок бака от солнечного излучения, нагрева бака при выведении РН). В общем случае это традиционные тепловые расчеты, при этом следует отметить, что априорные и апостериорные оценки, в отличие от оценок массы топлива, значительно ближе к друг другу;

г) после отделения ОС от РН осуществляют тепловое воздействие на остатки топлива в баке ОС

Под тепловым воздействием понимается конвективная подача теплоты в виде массы горячих газов в объем бака. После выключения ЖРД в баке ОС наступает состояние невесомости и одновременно, из-за воздействия тормозного импульса системы разделения ступеней РН, воздействия факела ЖРД верхней ступени, упругой деформации нижнего днища (возврат из прогиба, вызванного действием перегрузки, в исходное состояние, в котором находились остатки жидкого топлива), происходит разрушение зеркала свободной поверхности жидкого топлива и топливо в виде газокапельной смеси находится в объеме бака (кн. 2 Трушляков В.И. Снижение техногенного воздействия ракетных средств выведения на жидких токсичных компонентах ракетного топлива на окружающую среду: монография / В.И. Трушляков, В.В. Шалай, Я.Т. Шатров; под ред. В.И. Трушлякова. - Омск: ОмГТУ, 2004. - 220 с.)

Момент времени начала теплового воздействия выбирается из следующих условий:

- при прохождении участка максимального скоростного напора создают давление в баке ОС, обеспечивающим его прочность,

- процессы, происходящие в баке (нагрев топлива и испарение, нагрев газа, сброс ПГС из бака) завершают до высоты порядка 1-5 км.

- допустимая температура и давление ПГС в топливном баке ограничивается его прочностью;

д) образующаяся в топливном баке горячая ПГС сбрасывается через дренажные клапаны без создания возмущающих моментов на ОС,

Параметры системы сброса ПГС из топливного бака (массовая скорость сброса по времени процесса, скорость истечения, направление сброса из сопла) определяют из следующих условий:

- длительность процесса сброса ПГС из бака ОС (длительность полета ОС на траектории ее спуска, общее количество ПГС в баке);

- использование безмоментных сопел сброса ПГС, примером безмоментного сопла является сопло, реализующее противоположные истечения потоков газов с одинаковыми тягами.

На последующих этапах ЛКИ будет реализован процесс управления движением ОС с использованием управляющих органов в виде газореактивных сопел вместо использование безмоментных сопел сброса ПГС, что обеспечит кардинальное снижение площадей районов падения.

е) получение теплоты для испарения остатков жидкого топлива, возможно различными способами, например, путем подачи горячего газогенераторного газа в бак, что используют традиционные системы химического надува, (см., например, кн. 3 Беляев Н.М. Системы наддува топливных баков ракет / Н.М. Беляев. - М.: Машиностроение, 1976. - 336 с), либо путем сжигания непосредственно в баке энергетического материала, например, подача самовоспламеняющегося компонента в бак с несимметричным диметилгидразином азотного тетраксида (кн. 1) или см., например, кн. 4 Баранов Д.А., Лемперт Д.Б., Трушляков В.И., Шатров Я.Т. Разработка бортовой системы испарения невырабатываемых остатков жидкого топлива в баках отделяющейся части ступени РН // Космонавтика и ракетостроение, 2017, 6 (99) С. 93-103, где предлагается для получения теплоты непосредственно в баке с остатками жидкого керосина сжигать газ пропан и кислород, а для получения теплоты в баке с кислородом сжигать непосредственно в баке кислорода газ пропан с парами кислорода, находящимися в баке (~ 20% остатков кислорода находится в газовой фазе, т.к. к моменту выключения ЖРД кислород в баке находится в кипящем состоянии, т.к. его температура в баке составляет ~ 90К).

Использование предлагаемого технического решения позволит провести этап ЛКИ бортовой системе испарения автономной бортовой системы спуска ОС в попутном пуске РН, обеспечив штатные условия функционирования при минимальных затратах. Проведение последующих этапов ЛКИ создаваемой АБСС (отработка системы управления, газореактивной системы стабилизации и ориентации ОС) также предлагается осуществить в попутном пуске РН, но уже с учетом отработанной системы испарения и отработанного методического подхода использования попутных пусков РН.

Изобретение относится к автономной бортовой системе спуска (АБСС) отработавшей ступени (ОС) ракеты-носителя (РН) с маршевыми ЖРД. Способ включает испытания входящей в состав АБСС системы испарения остатков жидкого топлива в баке ОС в процессе пуска РН, исключая другие элементы АБСС. Перед пуском определяют массу и температуру остатка топлива и газа наддува в баке ОС после выключения маршевого ЖРД. Рассчитывают количество теплоты, необходимое для испарения остатка топлива в баке, и после отделения ОС от РН воздействуют этой теплотой на данный остаток топлива. Образующуюся при этом парогазовую смесь сбрасывают через безмоментные сопла. На участке максимального скоростного напора обеспечивают прочность бака созданием в нём давления. Процессы в баке завершают до высот 1-5 км, а температуру и давление парогазовой смеси ограничивают исходя из прочности бака. Техническим результатом является лётная отработка системы испарения остатков топлива в баке ОС в близких к штатным условиях функционирования при минимальных затратах ресурсов. 1 з.п. ф-лы.

1. Способ проведения летно-конструкторских испытаний бортовой системы испарения остатков жидкого топлива в баке отработавшей ступени (ОС) ракеты-носителя (РН) с маршевым жидкостным ракетным двигателем (ЖРД), основанный на нагреве остатков жидкого топлива до температуры фазового перехода в пар путем подачи в топливный бак с остатками компонента топлива и газа наддува теплоты, сброс образовавшейся парогазовой смеси (ПГС) из бака в окружающую среду, отличающийся тем, что отработку указанной системы испарения осуществляют в попутном пуске РН, причём перед пуском РН определяют массу остатка топлива в баке, массу газа наддува, температуру остатков топлива и газа наддува в баке после выключения маршевого ЖРД, рассчитывают необходимое количество теплоты, необходимое для подачи в бак для испарения остатка топлива в нём, после отделения ОС от РН осуществляют тепловое воздействие на остатки топлива в баке ОС, а образующуюся в топливном баке горячую ПГС сбрасывают через дренажные клапаны без создания возмущающих моментов на ОС, при прохождении участка максимального скоростного напора создают давление в баке ОС, обеспечивающее его прочность, процессы, происходящие в баке, завершают до высоты порядка 1-5 км, а величины температуры и давления ПГС в топливном баке ограничивают исходя из его прочности.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что получение теплоты для испарения остатков жидкого топлива осуществляют различными способами, например путем подачи горячего газогенераторного газа, либо путем получения газа непосредственно в баке.