Способ газификации остатков жидкого компонента топлива в баке отработавшей ступени ракеты-носителя и устройство для его реализации

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике. Способ газификации остатков жидкого компонента топлива (КТ) в баке отработавшей ступени ракеты-носителя (РН) основан на подаче горячих газов (теплоносителя) в топливный бак и сбросе продуктов газификации (ПГ) по достижении заданного давления в топливном баке. Дополнительно обеспечивается заданное термодинамическое состояние ПГ, исключающее переход криогенного КТ из состояния газовой фазы в жидкую и твердую при движении в дренажной системе при сбросе ПГ из топливного бака. Газы, подаваемые, в топливный бак, получают в автономном газогенераторе (АГГ), при этом твердотопливные газогенерирующие составы (ТГС) выбирают из условий химической нейтральности между продуктами сгорания ТГС и газифицируемым КТ. Устройство для реализации способа включает в свой состав топливный бак, АГГ для получения горячих газов (теплоносителя), магистрали ввода теплоносителя, дренажную систему и тепловой мост, который дополнительно вводят между АГГ и дренажной системой. Расположение АГГ выбирают в непосредственной близости от дренажной системы. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение взрывобезопасности отработавших ступеней РН и безаварийной работы топливного бака. 2 н.п. ф-лы, 3 табл., 3 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для обеспечения взрывобезопасности отработавших орбитальных ступеней ракет-носителей (РН) с остатками компонентов ракетного топлива (КРТ) в топливных баках.

Необходимость обеспечения взрывобезопасности отработавших орбитальных ступеней РН с маршевыми жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), как средство снижения космического мусора в околоземном космическом пространстве, рекомендована международными организациями, такими как Технический подкомитет ООН по мирному использованию космоса (Доклад секретариата. Меры, принимаемые космическими агентствами для снижения темпов образования космического мусора или его потенциальной опасности. Комитет по использованию космического пространства в мирных целях, 13.12.1996. [Электронный ресурс]: http://www.unoosa.org/pdf/reports/ac105/AC105_663R.pdf. - (Дата обращения: 22.08.2016) [1]), Межагентский координационный комитет по космическому мусору (Update of the IADC space debris mitigation guidelines. IADC-11-02. Beijing, May 2014 [2]).

Взрывобезопасность отработавших ступеней РН с маршевыми ЖРД предлагается обеспечивать вентилированием топливных баков, т.е. превращением в газовую фазу жидких остатков КРТ и их выброс через дренажные клапаны и дренажные магистрали, т.к. элементарное открытие дренажных клапанов не приводит к желаемому результату.

Известно техническое решение, основанное на газификации самовоспламеняющихся компонентов топлива в баках РН после выключения маршевого ЖРД, например, патент RU 2359876, МПК B64D 37/28. Способ очистки отделяющейся части ракеты от жидких токсичных остатков КРТ и устройство для его осуществления.

Прототипом предлагаемого способа является техническое решение по патенту RU 2522536 B64G 1/00, предусматривающее подачу горячих газов (теплоносителя) в топливный бак и сброс продуктов газификации (ПГ) по достижении заданного давления, например, в газовый ракетный двигатель.

Применение указанного технического решения для обеспечения взрывобезопасности отработавшей орбитальной ступени РН затруднено по следующим основным причинам:

- сброс ПГ необходимо осуществлять через дренажную систему, а не через газовый ракетный двигатель, путем сжигания, т.к. это требует существенной модернизации;

- при истечении ПГ из топливного бака в окружающее космическое пространство через дренажный клапан и дренажную магистраль вследствие резкого падения давления и температуры смесь паров КРТ и теплоносителя могут выпадать в конденсат с последующим замерзанием во внутренней полости дренажной магистрали. Периодические сбросы ПГ приведут к полной «закупорке» дренажной магистрали, что может привести к взрыву топливного бака из-за повышения давления внутри бака до величины, превышающей критическое давление, при котором происходит его разрушение; в настоящее время на орбитах в околоземном космическом пространстве по данным отдела NASA по слежению за искусственными космическими объектами количество взорвавшихся отработанных ступеней с маршевыми ЖРД достигло свыше 200 шт.;

- теплота, остающаяся в автономном газогенераторе, не утилизируется; к примеру, использование твердотопливных газогенерирующих составов, оставляет в шлаке до 60% теплоты от фактической, реализуемой при полном сгорании газогенерирующего состава.

Целью предлагаемого технического решения является повышение взрывобезопасности топливного бака орбитальной ступени РН после выключения маршевого ЖРД за счет газификации остатков КРТ, исключающей переход КРТ из состояния газовой фазы в жидкую и твердую фазу при движении в дренажной системе при сбросе ПГ из топливного бака.

Указанный технический результат достигается за счет того, что твердотопливные газогенерирующие составы (ТГС) выбирают из условий химической нейтральности между продуктами сгорания ТГС и газифицируемым компонентом топлива, а состав продуктов сгорания ТГС не содержит веществ, превращающихся в твердую или жидкую фазу, при температуре кипения компонента топлива, а твердая фаза продуктов сгорания ТГС содержит минимальное количество остаточного тепла и массы шлака и остается в автономном газогенераторе (АГГ).

Реализация предлагаемого технического решения поясняется фиг. 1-3, где:

на фиг. 1 приведена дренажная система, состоящая из дренажного клапана (ДК) и дренажной магистрали (ДМ);

на фиг. 2 приведено изменение фазового состояния ПГ при их сбросе из бака в координатах давления р и температуры Т;

на фиг. 3 приведен элемент топливного бака с дренажной системой, состоящей из дренажного клапана и дренажной магистрали, теплового моста, соединяющего автономный газогенератор и дренажную систему.

Выбор газогенерирующих составов

К ТГС предъявляются следующие требования:

- продукты сгорания ТГС не должны вступать в химические реакции с газифицируемым КРТ (Шишков А.А., Румянцев Б.В. Газогенераторы ракетных систем. М.: Машиностроение. - 1981. - 152 С. [3]);

- продукты сгорания ТГС не должен иметь в своем составе веществ, превращающихся в твердую или жидкую фазу, при температуре кипения КРТ, например, кислорода (90-120 K, в зависимости от давления в баке);

- в результате сгорания ТГС твердая фаза продуктов сгорания (шлаки) в газогенераторе должна содержать минимальное количество остаточной теплоты и массы шлака, и оставаться в автономном газогенераторе (АГГ);

- скорость горения ТГС на установившемся режиме выбирается из условия сохранения фиксированного давления в топливном баке, определяемом его прочностью, при открытой дренажной системе.

В табл. 1 приведены результаты расчетов температуры и состава продуктов сгорания для различных вариантов ТГС. В качестве газифицируемого КРТ для примера взят жидкий кислород. Расчеты проводились с использованием программного комплекса Терра (Trusov В. G. // The XIV Int. Symp. on Chemical Thermodynamics, St. Petersburg, Russia, 2-5 July 2002 [4]).

Как следует из приведенных результатов (табл. 1) для рассматриваемых ТГС с №1-4 состав продуктов сгорания следующий: газовая фаза - азот 32-43%, твердая фаза - шлак 57-68%; для №5-8 состав продуктов сгорания: газовая фаза - кислород 28-42%, твердая фаза - шлак 58-78%.

В табл. 2 приведены общие термодинамические характеристики при сжигании рассмотренных ТГС.

В последнем столбце показаны оценки остаточной теплоты в твердой фазе ТГС, из которых следует, что наибольшие потери соответствуют варианту №8, именно в его продуктах сгорания наибольшая доля тепла, оставшаяся в твердом шлаке после сгорания ТГС.

Количество теплоты, подводимое к дренажной системе, позволяет поднять ее температуру до величины, обеспечивающей исключение выпадение жидкой фазы из ПГ, ее замерзание на внутренней поверхности дренажной системы (дренажный клапан + дренажная магистраль), что:

- повышает вероятность незамерзания дренажной магистрали;

- снижает затраты на потребное количество ТГС для обеспечения пребывания текущего фазового состояния ПГ в зоне требуемого фазового состояния, т.е. газа.

В табл. 3 приведены результаты расчетов (расчеты проводились с использованием программного комплекса Терра, [5]) передачи остаточной теплоты от твердой фазы ТГС, находящейся в АГГ, к дренажной магистрали через тепловой мост (потери тепла не учитывались). В расчетах использовались среднестатистические данные дренажной системы: масса дренажной системы - 2 кг, материал - сплав АМг6. Для расчета теплового моста выбран материал - АМг6, геометрические размеры взяты по сортаменту Профиль ГОСТ 8617-81.

Как следует из результатов, приведенных в табл. 3, использование теплового моста приводит к повышению температуры системы «тепловой мост-дренажная система» на значительные величины от 85 до 206 градусов, что приведет к испарению выпавшего твердого осадка КРТ и, соответственно, открытию проходного сечения дренажной магистрали.

Для примера реализуемости предлагаемого способа взяты параметры топливного бака окислителя (жидкий кислород) второй ступени РН "Зенит". Рассматриваемый топливный бак был выбран исключительно из-за большого количества имеющейся информации в открытых источниках о его взрывах на орбите [1] в результате замерзания дренажной магистрали конденсированными парами жидкого кислорода.

Оценка фазового состояния паров кислорода проводилась при следующих начальных условиях: давление - 2,5 атм; температура газовой фазы - 90 К; объемная доля гелия / кислорода - 0,8 / 0,2.

На начало процесса сброса продуктов газификации из бака отработавшей ступени РН рассматривается термодинамическая система, соответствующая 2 состояниям:

- для исходного, когда происходит тепло- и массообмен в топливном баке, вызванный тепловым нагружением конструкции топливного бака отработанной ступени РН излучением от Солнца и Земли при орбитальном движении. Повышение внутреннего давления в баке обусловлено ростом температуры парогазовой смеси (пары жидкого кислорода + газ наддува гелий) и интенсивностью испарения жидкого кислорода.

На фиг. 2 кривая 1 показывает линию равновесия в координатах давление р - температура Т между жидкой и газообразной фазой кислорода, кривая 2 показывает линию равновесия в координатах давление р - температура Т между твердой и жидкой фазами кислорода.

Как следует из результатов, приведенных на фиг. 2, при давлениях и температурах, соответствующих выше кривой 1, пары кислорода, находящиеся в продуктах газификации, при дренаже будут конденсироваться, а при давлении и температуре, находящихся левее кривой 2, пары кислорода будут кристаллизоваться и, соответственно, возникает возможность замерзания дренажной системы с последующим взрывом топливного бака.

Кривая 3 показывает изменение парциального давления кислорода в результате теплового нагружения топливного бака излучением от Солнца и Земли при орбитальном движении, повышение парциального давления кислорода в баке обусловлено ростом температуры парогазовой смеси (паров кислорода + газ наддува гелия).

После выключения маршевого ЖРД запускается АГГ с ТГС, в результате сгорания ТГС в топливный бак подается азот со средней температурой 1500 K. Рост внутреннего давления происходит в результате смешивания смеси паров кислорода и гелия с продуктами сгорания ТГС и испарения жидкого кислорода. На фиг. 2 кривая 4 показывает изменение парциального давления кислорода в результате подачи продуктов сгорания ТГС в топливный бак, по мере прогрева (увеличения температуры) парогазовой смеси происходит рост парциального давления кислорода.

Процесс сброса продуктов газификации из бака кислорода (испарившийся кислород + остатки газа наддува гелия + продукты сгорания ТГС) представлен 2 состояниями:

- при сбросе паров кислорода + газ наддува гелия (парогазовой смеси), фазовое состояние паров кислорода таково, что оно соответствует появлению жидкой фазы. На фазовой диаграмме кислорода (фиг. 2, кривая 5) это соответствует положению точек, соответственно, начальное положение сброса газа - G2 и конечное положение - L1, при изменении величин температуры и парциального давления выше значений описанных кривой 1 на фиг. 2 происходит изменение фазового состояния кислорода;

- для случая сброса продуктов газификации, видно, что фазовое состояние паров кислорода соответствует газовой фазе (фиг. 2, кривая 6), соответственно, начально сброса - точка G3 и конец сброса - точка G4.

Из приведенных на фиг. 2 результатов следует, что существует принципиальная возможность подбора ТГС, которые при сжигании и подачи в бак позволяют обеспечить сброс паров кислорода без замерзания дренажной магистрали.

Устройство для реализации способа

В качестве прототипа рассматривается устройство по патенту РФ №2522536 B64G 1/00, включающее в свой состав топливные баки окислителя и горючего, систему наддува баков, систему газификации, магистрали подачи теплоносителя, систему сброса продуктов газификации.

К недостаткам этого устройства относится возможность замерзания дренажной системы при сбросе газифицированных продуктов и, соответственно, взрыв топливного бака.

Целью предлагаемого технического устройства является обеспечение безаварийной работы дренажной системы (вентилирования) топливного бака, которая достигается тем, что в известное устройство, включающее в свой состав топливный бак, АГГ для получения горячих газов (теплоносителя), магистрали ввода теплоносителя, дренажную систему - дополнительно вводят тепловой мост между АГГ и дренажной системой, а расположение АГГ выбирают в непосредственной близости от дренажной системы.

Для реализации заявляемого способа предложено устройство, состоящее из топливного бака 1, АГГ 2 для получения горячих газов (теплоносителя), магистрали ввода теплоносителя 3, дренажную систему 4 в которое дополнительно вводят тепловой мост 5 между АГГ 2 и дренажной системой, а расположение АГГ 2 относительно дренажной системы выбирают из условия минимального расстояния между ними (Фиг. 3).

Работа теплового моста осуществляется следующим образом: теплота выделяющаяся в процессе горения ТГС в АГГ, а также остающийся огарок (шлак) нагревают корпус АГГ 2 до высокой температуры (1000 K и выше) и передается за счет теплопроводности материала теплового моста 5 к дренажной системе 4. По предварительным оценкам (таблица 3) это позволяет повысить температуру корпуса дренажной системы на AT от 85 до 206 градусов.

1. Способ газификации невырабатываемых остатков жидкого компонента топлива в баке ракеты-носителя после выключения маршевого жидкостного ракетного двигателя, основанный на подаче в топливный бак горячих газов, получаемых в автономном газогенераторе (АГГ), отличающийся тем, что твердотопливные газогенерирующие составы (ТГС) выбирают из условий химической нейтральности между продуктами сгорания ТГС и газифицируемым компонентом топлива, а состав продуктов сгорания ТГС не содержит веществ, превращающихся в твердую или жидкую фазу при температуре кипения компонента топлива, а твердая фаза продуктов сгорания ТГС содержит минимальное количество остаточного тепла и массы шлака и остается в АГГ.

2. Устройство для реализации способа по п. 1, включающее в свой состав топливный бак, АГГ для сжигания ТГС, магистрали ввода горячего газа, дренажную систему, отличающееся тем, что дренажная система и АГГ соединены тепловым мостом, а расположение АГГ относительно дренажной системы выбирают из условия минимального расстояния.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к технике связи и может использоваться в спутниковой системе на наклонных геосинхронных орбитах. Технический результат состоит в повышении эффективности обеспечения непрерывной связи с многочисленными географическими областями по всему миру с использованием спутников на наклонных геосинхронных орбитальных траекториях, имеющих пересечение с экватором и обеспечивающих возможность повторного использования частот.

Изобретение относится к технике связи и может использоваться в системах спутниковой связи. Технический результат состоит в повышении эффективности обеспечения непрерывной связи с многочисленными географическими областями по всему миру с использованием спутников на наклонных геосинхронных орбитальных траекториях, имеющих пересечение с экватором и обеспечивающих возможность повторного использования частот, распределенных в пределах орбитальных положений GSO.

Группа изобретений относится к области авиационно-космической техники, а именно к космической транспортной системе. В космической транспортной системе для выведения различных по массе грузов на различные по высоте и наклонениям орбиты используют ракеты космического назначения (РКН) легкого, среднего и тяжелого классов на экологически безопасных компонентах топлива с воздушным стартом РКН с борта тяжелых экранолетов.

Изобретение относится к способам получения детальных изображений космического мусора и других объектов вблизи геостационарной орбиты (ГСО). Обзор производят с космического аппарата (КА) на полусуточной высокоэллиптической орбите (ВЭО) с апогеем A на 200 км ниже или на 500 км выше ГСО и перигеем до 5000 км, с наклонением от 0 до 5°.

Группа изобретений относится к космической технике. Силовой блок аппарата-носителя многоразового использования содержит ракетный двигатель (4), установленный на люльке (2).

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к транспортно-пусковым контейнерам (ТПК) для малых космических аппаратов (МКА). В универсальном транспортно-пусковом контейнере, содержащем корпус с направляющими, толкатель по меньшей мере с одной подвижной платформой и по меньшей мере одну поворотную крышку и ее устройство расфиксации, каждая направляющая съемная и выполнена в виде ступенчатого профиля, ступени которого неравнозначны.

Изобретение относится к технологии сборки космических аппаратов (КА), главным образом телекоммуникационных спутников. Способ применим к КА, состоящему из модуля полезной нагрузки (МПН) и модуля служебных систем (МСС), изготавливаемых по отдельности и объединяемых по электрическим, механическим и гидравлическим интерфейсам на заключительном этапе изготовления КА.

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Электрическая воздушная стартовая система космической ракеты содержит основание с системой управления стартовой системой и батареи ее электроснабжения.

Изобретение относится к системам стабилизации и управления ориентацией космических аппаратов (КА) и может найти применение для управлении угловым движением малого КА.

Изобретение относится к изготовлению и наземным испытаниям космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. Система электропитания КА содержит солнечную батарею (1), подключенную к нагрузке (3) через соединители (1-3, 1-2), и стабилизированный преобразователь напряжения (2), а также аккумуляторную батарею (5), подключенную к стабилизатору (2).

Изобретение относится к наземным испытаниям космических аппаратов (КА). Способ наземной эксплуатации аккумуляторных батарей (АБ) системы электропитания (СЭП) космического аппарата (КА) заключается в циклировании двух или более АБ в режиме заряда-разряда, задаваемом бортовой автоматикой СЭП, ограничении степени заряда АБ по уровню срабатывания сигнальных датчиков, контролировании параметров каждой АБ, например текущей электрической емкости, напряжения, температуры; периодическом оценивании состояния АБ. Штатные или технологические АБ монтируют на технологические термоплаты, расположенные вне КА в замкнутом негерметичном отсеке. В качестве циркулирующего в термоплатах теплоносителя используют охлаждаемую наземными средствами обеспечения теплового режима (НСОТР) воздушную массу. Контур охлаждения АБ, включающий в себя технологические термоплаты, трубопроводы и другие элементы НСОТР, выполняют разомкнутым. Оконечную часть трубопровода контура охлаждения размешают внутри отсека с АБ. Техническим результатом изобретения является повышение надежности эксплуатации различных типов аккумуляторных батарей СЭП КА на этапе проведения наземных испытаний. 3 ил.

Группа изобретений относится к космическим двигательным модулям, предназначенным, в частности, для космических аппаратов, таких как спутники, зонды, или для верхних ракетных ступеней. Космический двигательный модуль содержит твердотопливный химический двигатель (10), имеющий главный корпус (11), и по меньшей мере один электрический двигатель (30), при этом упомянутый по меньшей мере один электрический двигатель (30) установлен на упомянутом главном корпусе (11) твердотопливного химического двигателя (10) при помощи крепежной конструкции, содержащей верхний фланец (21) на уровне верхнего конца главного корпуса (11) твердотопливного химического двигателя (10) и нижний фланец (22) на уровне нижнего конца главного корпуса (11) твердотопливного химического двигателя (10). Электрический двигатель (130) может быть установлен на главном корпусе (111) твердотопливного химического двигателя (110) через рамную конструкцию (120) в виде усеченного конуса или цилиндра, закрепленную вокруг твердотопливного химического двигателя (110). Техническим результатом группы изобретений является повышение массы выводимого на околоземную орбиту полезного груза. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Адаптер для установки космических аппаратов состоит из ряда конструктивно идентичных платформ, последовательно связанных между собой посредством несущих штанг. Нижняя платформа закреплена к ракете-носителю (РН) посредством узлов крепления. Платформы снабжены посадочными отверстиями с возможностью крепления в них систем отделения космических аппаратов (КА). На платформах со стороны установки КА выполнены каналы, образующие ячейки квадратной конфигурации. В каждой ячейке размещено по четыре посадочных отверстия, равноудаленных от каналов, охватывающих данные ячейки. В каналы уложены пиротехнические устройства, охватывающие посадочные отверстия, используемые для крепления систем отделения КА. Пиротехнические устройства закрыты защитными крышками, установленными в пазы, выполненные на платформах по обе стороны вдоль каналов. Несущие штанги снабжены узлами разделения, обеспечивающими взаимное разделение смежных платформ. Техническим результатом изобретения является обеспечение возможности крепления к адаптеру КА различных типоразмеров и повышение надежности отделения КА от РН. 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике. Способ газификации остатков жидкого компонента топлива в баке отработавшей ступени ракеты-носителя основан на подаче горячих газов в топливный бак и сбросе продуктов газификации по достижении заданного давления в топливном баке. Дополнительно обеспечивается заданное термодинамическое состояние ПГ, исключающее переход криогенного КТ из состояния газовой фазы в жидкую и твердую при движении в дренажной системе при сбросе ПГ из топливного бака. Газы, подаваемые, в топливный бак, получают в автономном газогенераторе, при этом твердотопливные газогенерирующие составы выбирают из условий химической нейтральности между продуктами сгорания ТГС и газифицируемым КТ. Устройство для реализации способа включает в свой состав топливный бак, АГГ для получения горячих газов, магистрали ввода теплоносителя, дренажную систему и тепловой мост, который дополнительно вводят между АГГ и дренажной системой. Расположение АГГ выбирают в непосредственной близости от дренажной системы. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение взрывобезопасности отработавших ступеней РН и безаварийной работы топливного бака. 2 н.п. ф-лы, 3 табл., 3 ил.

Наверх