Способ определения герметичности криогенных систем Советский патент 1993 года по МПК G01M3/00 

Изобретение относится к испытаниям различных конструкций или устройств, а более конкретно - дистанционному определению герметичности криогенных трубопроводных систем заправляемой ракеты-носителя и может быть применено в отраслях промышленности, где требуется дистанционное определение герметичности различных объектов.

Известен способ контроля герметичности арматуры, заключающийся в том, что на уплотняющей поверхности затвора выполняют кольцевую канавку, улавливающую утечку рабочей среды и соединяют ее с датчиками давления, срабатывающими при наличии утечки рабочей среды 1.

Несмотря на ряд достоинств этого способа, он не лишен недостатков, ограничивающих его применение, При истечении компонента в значительный объем (отсек ракеты с объемом 16м3) замерить датчиками изменение в нем начального давления практически невозможно из-за малости его изменения (надежная фиксация изменения давления датчиками производится только при эксплуатации изделия в разреженной среде и при утечках порядка Q 5 0,5 л/е. Кроме того, на показания величины давления в отсеке могут влиять посторонние источники (ветровые, температурные и др.), что может приводить к ошибочным показаниям. При этом не представляется возможным определить место утечки рабочего

о ю ы

продукта и ее величину для оценки пожаров- зрывобезопасности.

Наиболее близким техническим решением к изобретению является способ определения герметичности криогенных систем, заключающийся в измерении температуры стенки наружной трубы, охватывающей криогенную систему и сравнивают эту температуру с эталонным значением, а по результатам сравнения судят о герметично- сти системы.

Однако этот способ не обеспечивает возможности контроля криогенной системы ракеты-носителя в процессе заправки.

Целью изобретения является рас шире- ние технологических возможностей путем обеспечения возможности контроля криогенной системы ракеты-носителя в процессе заправки.:

Указанная цель достигается тем, что в известном способе определения герметичности криогенных систем замкнутую полость создают на эталонной и штатной ракетах присоединением нижнего днища с возможностью размещения в верхней части этой полости топливных систем, затем при заполнении этих систем криогенным топливом определяют с помощью датчиков время охлаждения нижнего днища отсека до температуры криогенной жидкости, при этом е отсеке эталонной ракеты создают утечки, достигаемые предельно-допустимого уровня и устанавливают соотношение снижения температуры днища во времени через тари- ровочную характеристику, вводимую в па- мять ЭВМ. а о герметичности штатной ракеты в процессе заправки судят при сравнении получаемых датчиками значений температуры с этой тарировочной характеристикой и прекращают заправку при достижении температуры, соответствующей предельно-допустимой утечке; полости чехлов на соединениях сообщают через дренажные трубки с окружающей средой за пределами отсека; место утечки определяют по участку днища с наиболее интенсивным снижением температуры.

Для пояснения существа способа приведен чертеж, на котором изображен хвостовой отсек штатной ракеты-носителя с размещенными в нем топливными системами и установленным ниже их металлическим днищем в температурными датчиками, общий вид {эталонная ракета-носитель на чертеже не показана, т.к. полностью идеи- тична штатной).

Устройство для реализации способа определения герметичности криогенных систем включает отсек 1 ракеты-носителя с размещенными в его верхней части трубопроводными системами 2. К нижнему торцу 3 отсека 1, размещаемому ниже уровня трубопроводов 2 (ниже зоны возможной утечки при вертикально установленной ракете), герметично присоединено металлическое днище 4, образуя замкнутую полость 5. Днище 4 разделено на несколько секций уголковыми перегородками (секционное днище). К каждой секции днища 4 прикреплены (приклеены) температурные датчики 6 и на них нанесена теплоизоляция, предотвращающая от прямого воздействия криогенного компонента. Датчики 6 соединены электрически с аппаратурой (не показано), обеспечивающей их опрос и фиксацию результатов измерений; Из полости чехлов на разъемных соединениях 7 трубопроводных систем 2 выведены дренажные фторопла- стовые трубки 8, выходные концы 9 которых сообщены с секцией нижнего днища 4, имеющей дренажный вывод за пределы полости 5 отсека.

Определение утечки (дистанционно) из криогенных систем ракеты-носителя осуществляется следующим образом.

На эталонном образце ракеты-носителя, изготовленной идентично его штатному варианту (можно использовать ракеты-носители) предназначенные для проливочных или огневых стендовых испытаний) в процессе заправки систем 2 криогенным топливом (проводимой в штат-режиме) определяют по показаниям датчиков б изменение температуры нижнего днища 4 во времени заправки. Фиксируется указанное изменение температуры по каждому датчику и суммируются все результаты измерений с выводом интегральной зависимости. Такой замер позволяет получить исходное соотношение охлаждения днища во времени при герметичной топливной системе.

Затем в процессе заправки создают (имитируют) утечки криогенного топлива из систем, достигая предельно-допустимого уровня утечки (при котором еще отсутствует возможность возникновения пожара или взрыва на ракете), а также утечки, превышающие этот уровень. Предельно-допустимая утечка определяется расчетом для каждого конкретного изделия (типа изделий) и подтверждается экспериментом.

При данной операции (как и предшествующей при отсутствии утечки) фиксируется изменение температуры нижнего днища от начальной до криогенной во времени заправки и нахождении ракеты в режиме подпитки (по каждому датчику) и выводится интегральная тарировочняя характеристика изменения температуры поперхности днища во времени замера (градиента температуры) в течение периода заправки.

При проведенных экспериментах создавались различные фиксированные величины течей, которые воспроизводились в виде капельной, струйной и распыляемой массы жидкого кислорода. Для этого в наиболее вероятные места утечки в системе вводились трубки со сменным насадком (жиклером), Течь создавалась на период за- правки ракеты-носителя, а также стоянки ее в режиме подпитки кислородом при включении (выключении) вентиляции отсека газообразным азотом. Экспериментами также установлены соотношения температуры ох- лаждения днища во времени от величины течей и изменение температуры по отсеку с целью поиска места течи, также учитывалось (см.научно-технический отчет Исследование и экспериментальная отработка герметичности систем, КБ Южное, 1985), что наиболее вероятна и наибольшей величины утечка имеет место в процессе заправки ракеты-носителя. Это связано с явлением термоудара при резком измене- нии температуры конструкции, сопровождаемом ростом внутренних напряжений.

Экспериментом также показано, что при любом характере утечки практически весь истекаемый из трубопроводных систем 2 криогенный компонент (лишь незначительное количество испаряется не достигнут днища) осаждается и накапливается на поверхности нижнего днища 4, захолажи- вая его во времени до температуры криоген- ного компонента. При этом были получены тарировочные характеристики изменения температуры секций нижнего днища во времени замера при предельно-допустимой и большей утечке. Взаимосвязь далее между эталонной и штатной ракетой осуществляется через эту тарировочную характеристику, которая является отражением особенностей ракеты-носителя, ее конст- рукции, расположения датчиков, ре.жима за- правки и т.д. С данной тарировочной характеристикой сравниваются значения температуры поверхности днища во времени замера на штатной ракете при ее заправке криогенным топливом (а также стоянки в

режиме подпитки топливом). Причем Для каждого из температурных датчиков может быть своя тарировочная характеристика, несколько отличающаяся от других, что связано с рядом условий, таких как место установки датчика, вносимое дополнительное захолаживание контролируемой поверхности от соседних элементов конструкции и т.д.

В ЭВМ, как правило, вводится интегральное (суммарное) значение тарировоч- ных характеристик от всех или группы датчиков.

В течение времени заправки штатной ракеты-носителя и последующей стоянки в заправляемом состоянии проводится опрос температурных датчиков наземной или бортовой аппаратурой через малый временный интервал (например, 10-20 датчиков опрашиваются через 30-60 с). Получаемые значения температуры обрабатываются и в том же временном интервале одновременно сравниваются с тарировочной характеристикой, введенной в ЭВМ. Если снижение температуры нижнего днища штатной ракеты-носителя в те же временные промежутки происходит быстрее, это свидетельствует о утечке, превышающей предельно-допустимое значение, могущей вызвать пожар или взрыв на ракете. При этом аппаратура формирует сигнал Утечка, опасно. Поэтому сигнал отключается заправка ракеты-носителя и производится слив криогенного топлива. Затем с учетом места установки температурного датчика на днище производится отыскание места утечки. Если это, например, разъемное соединение (что чаще имеет место), то утечка может быть устранена подзатяжкой болтов расчетным моментом.

Для исключения накапливания проникшего кислорода в полости соединения под теплоизоляцией (сопровождаемое его нагревом и разрушением теплоизоляции с разбрызгиванием компонента, в том числе на элементы энергоустановки) из полостей чехлов проникший компонент или его паровую фазу через дренажные трубки 8 отводят через нижнее днище (замеряя его температуру) за пределы отсека.

Использование: дистанционное определение утечки криогенного топлива и обнаружение места негерметичности. Сущность изобретения: на эталонной ракете-носителе, изготовленной идентично штатной ракете, в процессе заправки систем криогенным топливом определяют по показаниям датчиков изменение температуры нижнего днища, Затем имитируют утечку криогенного топлива из систем, достигая предельно- допустимого уровня утечки. Устанавливают снижения температуры секционного днища во времени. В течение времени заправки штатной ракеты-носителя и последующей стоянки в заправленном состоянии проводится опрос температурных датчиков, установленных в днище отсека, аппаратурой через малый интервал времени. Получаемые значения сравниваютстарировочной характеристикой эталонного изделия. В случае достижения температуры днища соответствующей предельно-допустимой утечке, заправку отключают. Место утечки определяют по участку днища с максимальным снижением температуры. 1 з.п.ф-лы, 1 ил. (Л С

Формула изобретения 1. Способ определения герметичности криогенных систем, заключающийся в том, что измеряют с помощью датчиков температуру стенки, охватывающей криогенную систему, сравнивают температуру стенки с эталонным значением и по результатам сравнения судят о герметичности системы, отличающийся тем, что, с целью расширения технологических возможностей путем обеспечения возможности контроля криогенной системы ракеты-носителя в процессе заправки, в качестве стенки для измерения температуры используют присоединяемое в отсеке нижнее днище, при заполнении криогенным топливом систем эталонной и штатной ракет измеряют время охлаждения нижних днищ до температуры криогенного топлива, при этом в отсеке эталонной ракеты создают утечки, достигающие предельно допустимых значений, и

устанавливают тарировочную характеристику снижения температуры днища во времени, в качестве эталонного значения температуры используют эту тарировочную характеристику и прекращают заправку при достижении температуры днища отсека штатной ракеты, соответствующей предельно допустимой утечке. .

2. Способ поп.1,отличающийся тем, что место утечки определяют по участку днища с максимальным снижением температуры.