Способ моделирования процесса сжигания продуктов газификации остатков жидких компонентов ракетного топлива и устройство для его реализации

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к моделированию процесса сжигания продуктов газификации неизрасходованных остатков жидких компонентов ракетного топлива в баках отработанной ступени ракеты-носителя. В способе моделирования, включающем введение в экспериментальную установку продуктов газификации из каждого бака, зажигание рабочей смеси, проведение измерений параметров процесса, в соответствии с изобретением при моделировании процесса сжигания продуктов газификации окислителя, исследуемый состав приготавливают путем смешения газообразного окислителя, паров воды и гелия, а при моделировании процесса сжигания продуктов газификации горючего, исследуемый состав приготавливают путем смешения теплоносителя, газообразного горючего и гелия. Устройство для реализации способа, включающее в свой состав коллектор, экспериментальный бак, магистрали подачи компонентов топлива, при этом в его состав введены баллоны, наполненные продуктами газификации компонентов топлива и соединенные через регулируемые клапаны, и дроссели с коллектором, система зажигания продуктов газификации. Изобретение обеспечивает расширение экспериментальных методов исследований сжигания сложных составов, а также снижение затрат при проведении экспериментальных исследований. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретения относятся к ракетно-космической технике и могут быть использованы при проведении физического моделирования в наземных условиях в экспериментальных установках (ЭУ) процессов сжигания продуктов газификации (ПГ) остатков жидких компонентов ракетного топлива (КРТ), извлеченных из топливных баков отработанных ступеней ракет-носителей (РН), после выключения маршевого жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), путем подачи в баки горячих газов, в процессе пассивного полета.

Известен способ сжигания газифицированных КРТ в ЖРД типа «газ + газ», приведенный, например, на стр. 14 в [1] кн. «Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей» А.П. Васильев, В.М. Кудрявцев, В.А. Кузнецов и др., под ред. В.М. Кудрявцева. - 4-е изд. перераб. и доп.- М.: Высш. шк., 1993 - 383 с., основанный на использовании процесса газификации КРТ в специальных газогенераторах, в одном из которых образуется восстановительный, а другом окислительный газы с последующей подачей этих газов в камеру сгорания маршевого ЖРД. Химические составы газифицированных КРТ и ПГ существенно различны.

Использование подобного способа и устройства, его реализующего, для лабораторного моделирования в наземных условиях процессов сжигания ПГ связано с разработкой специального дополнительного оборудования.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому техническому решению является способ моделирования сжигания КРТ, описанный на стр. 163-164 в [2] кн. «Снижение техногенного воздействия ракетных средств выведения на жидких токсичных компонентах ракетного топлива на окружающую среду» (монография под. ред. В.И. Трушлякова, Омск: Изд-во ОмГТУ, 2004 - 220 с.), моделирующий процесс сжигания самовоспламеняющихся КРТ.

Реализация способа осуществляется путем подачи распыленного несимметричного диметилгидразина в ЭУ, в котором находится другой КРТ - АК-27И (азотная кислота 69,8% и 24-28% тетраксид азота). В ЭУ в газовой фазе находится определенное количество АК-27И, в результате взаимодействия этих самовоспламеняющихся КРТ в газовой фазе происходит выделение теплоты, приводящая к интенсивному испарению (газификации) обеих КРТ и дальнейшее их горение. В процессе моделирования процесса горения определялись температуры, состав продуктов сгорания.

Недостаток известного способа при его применении к исследованию процессов сжигания ПГ, извлеченных из топливных баков, заключается в том, что химический состав ПГ и состав КРТ существенно различны. Это обусловлено тем, что после выключения маршевого ЖРД газификация невыработанных остатков КРТ в каждом баке отработанной ступени РН осуществляется путем подачи туда горячих газов (теплоносителей (ТН)), для каждого бака определяется свой оптимальный ТН с соответствующими химическими и физико-техническими свойствами. В результате подачи ТН в каждый топливный бак получается ПГ, в состав которого входят испарившийся КРТ + газ наддува, для современных РН это гелий, + соответствующий ТН. Исследование полученных ПГ, выбор оптимального ТН для каждого КРТ и представляет собой задачу исследований при процессе сжигания ПГ в ЭУ, например, для их последующей утилизации путем сжигания в газовом ракетном двигателе для отработки маневров спуска отработанных ступеней РН с орбит и траекторий выведения.

В [3] пат. RU 2518918 F02K 9/42, B64G 1/26 приведены примеры газификации, использования газового ракетного двигателя (ГзРД) для маневров способа увода отделяющихся (отработанных) ступеней РН с орбит и траекторий выведения.

Заявляемое техническое решение направлено на расширение экспериментальных методов исследований сжигания ПГ на более сложные составы, снижение затрат при проведении экспериментальных исследований, возможность использования экспериментальной базы не только в научных, но и в учебных целях.

Указанный технический результат достигается за счет того, что в способе моделирования процесса сжигания неизрасходованных остатков КРТ в баках отработанной ступени РН, например, кислорода и керосина, включающий введение в экспериментальную установку продуктов газификации из каждого бака, проведение измерений параметров процесса, согласно заявляемому изобретению при моделировании процесса сжигания продуктов газификации из бака окислителя (ПГок), которые приготавливают путем смешения, газообразного окислителя, например кислорода, паров воды и гелия, а продукты газификации из бака горючего (ПГгор), приготавливают путем смешения теплоносителя, газообразного горючего, например керосина и гелия в концентрациях, соответствующих предварительным аналитическим оценкам.

В качестве теплоносителя для газификации керосина могут быть использованы различные составы, критерием выбора которых являются параметры процесса горения, например температура.

Технический результат в части устройства достигается за счет того, что в устройство по [2], включающего в свой состав коллектор, экспериментальный бак, магистрали подачи КРТ, дополнительно введены баллоны, наполненные продуктами газификации КРТ, например кислорода и керосина, и соединенные через регулируемые клапаны, и дроссели с коллектором, система зажигания продуктов газификации.

Учитывая тот факт, что концентрация составляющих в ПГок, ПГгор изменяется по времени, регулируемые клапаны, установленные на каждом баллоне, в каждый момент времени обеспечивают соответствующий секундный массовый расход составляющих ТНгор, ТНок.

Достижение поставленных целей обеспечивается следующим образом.

В [4] ст. Трушляков В.И., Лемперт Д.Б., Белькова М.Е., Исследование возможности испарения остатков жидкого топлива в баках ступеней ракет // Омский научный вестник. - 2014, №2(130), с. 52-57, рассмотрен выбор газогенерирующих составов (ГГС) для получения ТНгор, ТНок на примере окислителя кислорода и горючего керосина из условий эффективности активной бортовой системы спуска отработанной ступени РН, в состав которой входит система газификации невырабатываемых остатков КРТ, например, максимального отрабатываемого импульса, получаемого за счет сжигания ПГок, ПГгор.

Показано, что наиболее приемлемым составом ТНок для кислорода являются продукты пиролиза перекиси водорода, следовательно, в составе ПГок будут пары воды, газифицированный кислород и гелий.

Возможными ГГС для получения ТНгор является достаточно широкий диапазон: многочисленные твердотопливные составы, жидкостные, в том числе, топливные пары «кислород-керосин», «перекись водорода-керосин», гибридные.

Составы ПГгор, ПГок по времени процесса полета отработанной ступени РН будут переменными и определяться условиями процесса газификации в баках, в том числе, граничными условиями жидкого КРТ в баках (площадь поверхности испарения), условиями полета отработанной ступени РН (гравитация, внешнее тепловое воздействие и т.д.).

В [5] ст. Шалай В.В., Куденцов В.Ю., Трушляков В.И., Моделирование процессов тепломассообмена при газификации жидких остатков топлива в баках ракет // Тепловые процессы в технике, 2014. №2. С. 67-75,

В [6] ст. Трушляков В.И., Лаврук С.А., Теоретико-экспериментальное исследования взаимодействия горячих газов с жидкостью в замкнутой модельной емкости // Тепловые процессы в технике, 2014. №(6), с. 246-253, приведены теоретические и экспериментальные материалы, подтверждающие техническую реализуемость газификации невырабатываемых остатков КРТ и переменность состава ПГ в процессе газификации.

Сущность технического решения поясняется чертежом, где на чертеже изображена пневмогидравлическая схема экспериментального стенда.

В бак 1 (камеру сгорания) вводят продукты газификации горючего и окислителя ПГок, ПГгор с заданными параметрами (давление, расход, температура). Для этого производят запуск экспериментального стенда (фиг. 1). Открывают вентили 2-6 и электропневмоклапаны 7-11. При этом газы, для получения ПГок ПГгор из баллонов 12-16 (12 - баллон с газообразным кислородом, 13 - баллон с парами воды, 14 - баллон с гелием, 15 - баллон с теплоносителем, 16 - баллон с парообразным керосином) поступают в коллектор 17, где смешиваются. Давление и секундный массовый расход газов, поступающих из баллонов 12-16, задаются редукторами 18-22 и клапанами 23-27.

Полученные ПГок и ПГгор с заданным расходом через электропневмоклапан 28 из коллектора 17 поступают в камеру сгорания 1, где происходит их воспламенение системой зажигания 29. Давление и температура в камере сгорания 1 определяются с помощью датчика давления 30 и датчика температуры 31. Полученные продукты сгорания удаляются из камеры сгорания 1 через выходной патрубок 32.

Предложенные технические решения позволяют расширить диапазона экспериментальных исследований сжигания газифицированных КРТ кислород, керосин, водород, сжиженный природный газ при различных ТН.

Возможность проводить автономные испытания процесса сжигания газифицированных КРТ позволяет снизить затраты на поисковые научно-исследовательские разработки по созданию активных бортовых систем спуска отделяющихся частей ступеней РН с орбит и траекторий выведения.

1. Способ моделирования процесса сжигания продуктов газификации неизрасходованных остатков жидких компонентов ракетного топлива в баках отработанной ступени ракеты-носителя, включающий введение в экспериментальную установку продуктов газификации из каждого бака, зажигание рабочей смеси, проведение измерений параметров процесса, отличающийся тем, что при моделировании процесса сжигания продуктов газификации окислителя, исследуемый состав приготавливают путем смешения газообразного окислителя, паров воды и гелия, а при моделировании процесса сжигания продуктов газификации горючего, исследуемый состав приготавливают путем смешения теплоносителя, газообразного горючего и гелия.

2. Устройство для реализации способа, включающее в свой состав коллектор, экспериментальный бак, магистрали подачи компонентов топлива, отличающееся тем, что в его состав введены баллоны, наполненные продуктами газификации компонентов топлива и соединенные через регулируемые клапаны, и дроссели с коллектором, система зажигания продуктов газификации.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к стендовому оборудованию, применяемому при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей твердого топлива.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для определения скорости горения твердого ракетного топлива при стационарном и переменном давлении в камере сгорания.

При подтверждении внутрибаллистических и энергетических характеристик твердотопливного заряда ракетного двигателя сжигают серию зарядов с различной скоростью горения в камере-имитаторе с расходным круглым отверстием критического сечения с замером давления в камере-имитаторе.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), снабженных устройствами гашения колебаний (демпферами).

Экспериментальный газогенератор для определения параметров продуктов сгорания твердых топлив, включающий корпус, переднюю крышку, сопловой блок и заряд торцевого горения из твердого топлива, а также датчик тяги, выполненный с возможностью упора в опорную плиту.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к стендовому оборудованию, применяемому при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей твердого топлива.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стендам для проведения гидроиспытаний корпусов ракетных двигателей на твердом топливе, как на рабочее давление, так и на давление формования твердотопливного заряда.

Изобретение относится к области испытаний ракетных двигателей, а именно к стапелям для измерения осевой силы тяги ракетных двигателей. Стапель для измерения осевой силы тяги ракетного двигателя содержит неподвижную раму, подвижную часть с узлами крепления двигателя, переходник и преобразователи силы.

При термовакуумных испытаниях термокаталитических двигателей в составе космического аппарата на камеру термокаталитического разложения рабочего тела с соплом устанавливают герметичную заглушку, магистраль межблочного трубопровода через проверочную горловину и технологическую магистраль сообщают со стендовым средством вакуумирования, мановакуумметром и газовым пультом, между которыми установлен вентиль.
Изобретение относится к комплексам автоматизированного управления ракетными формированиями и формированиями реактивных систем залпового огня крупного калибра.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом. В камеру сгорания подают жидкий металл и воду.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом, в которую под давлением подается газообразный, или жидкий, или расплавленный гидрид и вода или антифриз на основе воды, или водяной пар.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в двигателях космических объектов (КО). Капиллярная система хранения и отбора жидкости в ракетный двигатель КО содержит топливный бак с крышкой и нижним днищем, радиальные перфорированные перегородки, кронштейны, трубопровод с теплообменником, хомуты, коническую обечайку, гайку, стрежень с резьбой и площадкой, заборное устройство с корпусом в виде расположенных друг над другом и соединённых ребрами верхнего плоского кольца с внутренней кромкой, выполненной в виде утолщения с лабиринтными кольцевыми выступами, и нижнего кольца с центральными отверстиями или корпусом с большим конусом, переходящим в малый конус с расходным фланцем, накопителем капиллярного типа с капиллярной сеткой, теплообменником, тарелью в виде плоского кольца, конической обечайкой, дозирующим устройством, капиллярной сеткой, крепежными элементами, расходным клапаном, несущим диском с периферийными и центральным отверстиями и радиальными окнами, полой осью с верхней чашей с прорезами и нижней чашей с прорезями и площадкой.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано в космической технике или авиации. Двигатель содержит систему агрегатов формирования и подачи рабочего тела в сопло, при этом сопло имеет входную часть, выполненную в виде полого цилиндра с тангенциальными подводами рабочего тела, расположенными равномерно в поперечной плоскости.

Изобретение относится к ракетным двигателям. Многоступенчатая камера сгорания жидкостного ракетного двигателя состоит из последовательности элементарных камер сгорания, каждая из которых оснащена своими форсунками подачи рабочего тела и своими воспламенителями подаваемого рабочего тела.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано в системах дренажа жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) для удаления утечек топливных компонентов, паров и других отходов, выделяемых при функционировании агрегатов.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом. В камеру сгорания подается расплавленного гидрида бериллия 40,81±20% и 59,19±20% кислорода или компоненты в следующем соотношении: диборана 10,10%, гидрида бериллия 24,16%, азотной кислоты 23,0% и метана 42,74%.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую под давлением подается смесь борана и аммиака, или раствор или эмульсия борана в жидком аммиаке. Компоненты подаются в следующем соотношении: диборан 44,8±10%, аммиак 55,2±10%.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую под давлением подается смесь борана и гидразина, или раствор или эмульсия борана в жидком гидразине. Компоненты подаются в следующем соотношении: диборан 46,33±10%, гидразин 53,67±10%.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при изготовлении жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД содержит четыре камеры, турбонасосный агрегат (ТНА), газогенератор, бустерные турбонасосные агрегаты окислителя (БТНАО) и горючего (БТНАГ), газоводы, магистрали окислителя и горючего, системы продувки и управления, агрегаты регулирования и управления, сильфоны в газоводах, при этом в его магистралях перед входом окислителя в БТНАО и входом окислителя на его гидротурбину, в автомат осевой разгрузки ТНА перед входом окислителя в газогенератор неподвижно установлены фильтры с сеткой тонкостью фильтрации 0,03-0,05 мм и отверстиями диаметром 0,13-0,2 мм, предотвращающими прохождение частиц засорений диаметром, большим ячеек фильтров, и общей площадью поверхности фильтрации, превышающей внутренний диаметр магистрали или трубопровода в 1,5-2 раза.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигателях космических объектов (КО). Система отбора жидкости в ракетный двигатель КО содержит бак с нижним днищем с приямком, расходным клапаном с дополнительной полостью, заборное устройство, крепежные элементы. Приямок выполнен в виде большой сферической оболочки, переходящей в малую сферическую оболочку с расходным фланцем, и содержит опорные площадки с полой сферой с приваренными ребрами, кронштейны, перфорированную сферическую оболочку. Заборное устройство содержит корпус в виде расположенных друг над другом верхнего плоского кольца и нижнего кольца с центральными отверстиями, размещенными на общей оси, ребра, втулки, фильтрующий элемент, выполненный двумя контурами, содержит кольцевую мелкоячеистую решетку, кольцевой сетчатый ловитель. Изобретение позволяет повысить надежность работы двигательной установки (ДУ) КО и уменьшить массу ДУ КО. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к моделированию процесса сжигания продуктов газификации неизрасходованных остатков жидких компонентов ракетного топлива в баках отработанной ступени ракеты-носителя. В способе моделирования, включающем введение в экспериментальную установку продуктов газификации из каждого бака, зажигание рабочей смеси, проведение измерений параметров процесса, в соответствии с изобретением при моделировании процесса сжигания продуктов газификации окислителя, исследуемый состав приготавливают путем смешения газообразного окислителя, паров воды и гелия, а при моделировании процесса сжигания продуктов газификации горючего, исследуемый состав приготавливают путем смешения теплоносителя, газообразного горючего и гелия. Устройство для реализации способа, включающее в свой состав коллектор, экспериментальный бак, магистрали подачи компонентов топлива, при этом в его состав введены баллоны, наполненные продуктами газификации компонентов топлива и соединенные через регулируемые клапаны, и дроссели с коллектором, система зажигания продуктов газификации. Изобретение обеспечивает расширение экспериментальных методов исследований сжигания сложных составов, а также снижение затрат при проведении экспериментальных исследований. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх