Способ наддува топливного бака верхней ступени ракеты-носителя Советский патент 1992 года по МПК B64D37/24 F42B15/12 

сл С

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к наддуву топливных баков ракет-носителей, использующих криогенные компоненты топлива. Целью изобретения является повышение эффективности наддува ступени, двигательная установка которой работает в режимах большой и малой тяг, путем уменьшения прогрева верхнего слоя топлива в баке. Способ наддува осуществляется следующим образом. Во время работы двигательной установки верхней ступени на режиме большой тяги топливный бак наддувгется подогретым газом После перехода двигательной установки на режим малой тяги «асть газа наддува охлаждают до температуры, ниже температуры верхнего слоя топлива в баке, вводят эту часть газа в бак над поверхностью топлива, а образовавшийся при этом конденсат изолируют от верхнего слоя топлива.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к наддуву топливных баков ракет-носителей, использующих криогенные компоненты топлива, преимущественно для верхних ступеней.

Известен способ наддува топливного бака газообразным кислородом, который образуется в результате испарения компонента топлива в специальном теплообменнике, Например, наддув бака окислителя первой ступени ракеты-носителя Сатурн-5 или наддув бака окислителя ракеты V-2.

Известны способы наддува кислородных баков более высокоэффективным рабочим телом - гелием (его работоспособность в 7 раз больше при прочих равных условиях). Например, на первой ступени ракеты Авангард наддув бака с жидким кислородом производится без подогрева с помощью сжатого гелия, который находится в

баллоне, размещенном вне полезного объема топливного бака.

Наиболее близким к предлагаемому по технической сущности является способ наддува бака с жидким кислородом третьей ступени ракеты-носителя Сатурн-5 при использовании двигателя 1-2, где наддув бака окислителя производится газообразным гелием, баллоны которого находятся в топливном баке с жидким водородом. Гелий газифицируется в нагревателе и теплообменнике и поступает ь бак окислителя через газоввод, установленный на верхнем днище бака.

Наддув баков при реализации указанного способа обычно происходит следующим образом.

При работе двигательных установок первых ступеней под воздействием аэродинамического нагрева и других источников тепла кислород в баке окислителя третьей

о

К)

сл

со

ступени нагревается и частично испаряется. Двигательная установка верхней ступени в основном работает в двух режимах: сначала в режиме большой тяги, а затем по достижению ракетой-носителем заданной скорости, переходит к работе в режиме малой тяги. Это достигается либо за счет глубокого дросселирования маршевого двигателя, ли бо, если установка состоит из маршевого рулевого двигателей, за счет работы одного рулевого двигателя.

При работе двигательной установки третьей ступени в режиме большой тяги вводимый в бак окислителя горячий газ наддува интенсифицирует процесс испарения кислорода. При этом (так как длина баков верхних ступеней небольшая) происходит практически равномерное по объему бака перемешивание гелия и пара кислорода. При переходе с режима большой тяги двигателя на режим малой гяги потребности в газе наддува (пропорционально уменьшающемуся расходу компонента топлива из бака) заметно снижаются. Перемешивание из-за малого расхода гелия на наддув прекращается и под действием продольной перегрузки происходит расспоечие газа в баке: в верхней части собирается легкий л теплый гелий, в нижней части - более холодный и тяжелый кислород Следует отметить, что ввиду отсутствия аэродинамического потока конвективные процессы в газовом объеме бака к этому времени незначительны. Вследствие расслоения газа наддува парциальное давление пара у зеркала топлива возрастает до величины давления насыщенного пара и начинается его конденсация. Кислород, конденсируясь на свободной поверхности топлива с выделением тепловой энергии (50,9 ккал/кг), нагревает его верхний слой, что, в свою очередь, влечет за собой повышение давления насыщенного пара верхнего слоя компонента топлива. Для безкавитационной работы двигателя на такую же величину необходимо при прочих равных условиях увеличить потребное давление газа в баке Это повышает вес конструкции бака и газа наддува.

Целью изобретения является повышение эффект ивности наддува ступени, двигательная установка которой работает в режимах большей и малой тяг путем уменьшения прогрева верхнего слоя топлива в баке.

Указанная цель достигается тем, что после перехода двигательной установки на режим малой тяги часть газа наддува при подаче охлаждают до температуры ниже температуры верхнего слоя топлива в баке, вводят эту часть газа в бак над поверхностью топлива, а образовавшийся при этом конденсат изолируют от верхнего слоя топлива.

Способ наддува топливного бака осуществляется следующим образом.

Во время работы двигательной установки верхней ступени ракеты-носителя в режиме большой тяги топливный бак наддувается подогретым газом. При этом

происходит определенное испарение компонента топлива. После перехода двигательной установки на режим малой тяги и- весового расслоения среды в газовом объеме бака на газ и пар компонента топлива,

часть газа охлаждают до температуры ниже температуры верхнего слоя топлива в баке и вводят ее в область бака, занимаемую паром, которая расположена у поверхности топлива. Соприкасаясь с холодными массами газа, пар, охлаждаясь, становится перенасыщенным. В результате происходит его конден ация. Конденсат изолируют от поверхности топлива с помощью устройства, выполненного, например, в виде тарели с

коллектором, расположенного между устройством ввода охлажденного газа и зеркалом компонента топлива

Пример По экспериментальным данным для кислородного бака полезным

объемом 50 м и диаметром 3,9 м к моменту выключения двигательной установки вес конденсата составляет 50 кг, что приводит к прогреву верхнего слоя толщиной 15 см до 3°С. При этом для исключения кавитации

кислорода на входе в заборное устройство и двигательную установку требуется увеличить давление в газовом объеме в этом случае на 0,45 кгс/см Для чего необходимо повысить весовые характеристики системы

наддува на 70 кг, а с учетом упрочнения стенок бака и его днищ это значение увеличивается до 170 кг.

При реализации предлагаемого способа за счет введения в конструкцию усгройства ввода холодного газа и сборника конденсата конструкция станет тяжелее на 60 кг В итоге весовой выигрыш при реализации предлагаемого способа составит по отношению к прототипу минимум 110 кг, что

составляет до 15% от веса системы над- дува.

Формула изобретения

Способ наддува топливного бака верхней ступени ракеты-носителя, включающий

подачу в бак горячего газа с молекулярным

весом газа-, меньшим молекулярного веса

пара топлива, отличающийся тем, что,

с целью повышения эффективности наддува

ступечи, двигательная утановка которой работает в режимах большой и малой тяг, путем уменьшения прогрева верхнего слоя топлива в баке, после перехода двигательной установки на режим малой тяги часть газа наддува при подаче охлаждают до температуры ниже температуры верхнего слоя топлива в баке, вводят эту часть газа в бак над поверхностью топлива, а образовавшийся при этом конденсат изолируют от верхнего слоя топлива.