RU2309280C2 - Способ контроля и управления тепловыми режимами истечения продуктов сгорания в камере локализации и охлаждения продуктов сгорания при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе и устройство для его осуществления - Google Patents
Способ контроля и управления тепловыми режимами истечения продуктов сгорания в камере локализации и охлаждения продуктов сгорания при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе и устройство для его осуществления Download PDFInfo
- Publication number
- RU2309280C2 RU2309280C2 RU2005127707/06A RU2005127707A RU2309280C2 RU 2309280 C2 RU2309280 C2 RU 2309280C2 RU 2005127707/06 A RU2005127707/06 A RU 2005127707/06A RU 2005127707 A RU2005127707 A RU 2005127707A RU 2309280 C2 RU2309280 C2 RU 2309280C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion products
- chamber
- localization
- section
- cooling
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 70
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims abstract description 66
- 230000004807 localization Effects 0.000 title claims abstract description 47
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 23
- 239000007787 solid Substances 0.000 title claims description 5
- 230000006378 damage Effects 0.000 title abstract description 3
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 58
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 claims abstract description 25
- 238000006386 neutralization reaction Methods 0.000 claims abstract description 14
- 238000002156 mixing Methods 0.000 claims abstract description 12
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 claims abstract description 9
- 230000003472 neutralizing effect Effects 0.000 claims abstract description 7
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 6
- 239000007921 spray Substances 0.000 claims description 13
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims description 9
- 238000005086 pumping Methods 0.000 claims description 7
- 238000013461 design Methods 0.000 claims description 4
- 238000009529 body temperature measurement Methods 0.000 claims description 3
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 claims description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 230000002265 prevention Effects 0.000 abstract 1
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 abstract 1
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 4
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 4
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 4
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 4
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 3
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 3
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 3
- 239000001814 pectin Substances 0.000 description 3
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 230000000977 initiatory effect Effects 0.000 description 2
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 2
- 238000010606 normalization Methods 0.000 description 2
- JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N phencyclidine Chemical compound C1CCCCN1C1(C=2C=CC=CC=2)CCCCC1 JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 description 2
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 2
- CDBYLPFSWZWCQE-UHFFFAOYSA-L Sodium Carbonate Chemical compound [Na+].[Na+].[O-]C([O-])=O CDBYLPFSWZWCQE-UHFFFAOYSA-L 0.000 description 1
- 230000003321 amplification Effects 0.000 description 1
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 1
- 244000309464 bull Species 0.000 description 1
- 239000000470 constituent Substances 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 1
- 239000002360 explosive Substances 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 1
- 230000007935 neutral effect Effects 0.000 description 1
- 238000003199 nucleic acid amplification method Methods 0.000 description 1
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 1
- 238000007639 printing Methods 0.000 description 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 1
- 239000003507 refrigerant Substances 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 230000008054 signal transmission Effects 0.000 description 1
- 230000002123 temporal effect Effects 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Способ контроля и управления тепловыми режимами истечения продуктов сгорания в камере локализации и охлаждения продуктов сгорания при ликвидации заряда ракетных двигателей на твердом топливе включает локализацию и охлаждение продуктов сгорания ракетного двигателя водой. При истечении продуктов сгорания измеряют температуру в каждой секции камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания и подают дополнительное количество воды и нейтрализующего раствора в случае превышения верхнего эксплуатационного предела прочности материала секции по температуре. При ликвидации заряда поддерживают минимальные давления в газгольдере (ресивере) - 0,8 МПа, перед задвижками линии водоснабжения - 0,6 МПа, в независимых водоводах перед каждой запорно-пусковой аппаратурой секции - 0,4 МПа, перед распыливающими насадками - не менее 0,2 МПа, а объемный расход воды в каждой секции обеспечивают - 0,5...1 м3/с. Камера локализации и охлаждения продуктов сгорания для осуществления указанного способа содержит приемную камеру, состоящую из раздельных секций, включающих приемную секцию, переходную секцию и камеру смешения и нейтрализации. Указанные секции выполнены с независимыми водоводами от 1...4 штук и распыливающими насадками от 16...1000 штук. Длина приемной секции составляет 1:1 длины ракетного двигателя на твердом топливе, а длина камеры смешения и нейтрализации - 4:1 длины ракетного двигателя на твердом топливе. Изобретение позволяет снизить скорость движения продуктов сгорания и их температуру до температур осуществления эффективной нейтрализации образовавшихся вредных веществ, а также исключить прожиг корпуса секций камеры локализации и охлаждения. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 10 ил.
Description
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способу ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе методом сжигания, и предназначено для защиты корпуса секций камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания от прожига при истечении и воздействии высокотемпературного, высокоскоростного газового потока продуктов сгорания ракетного двигателя на твердом топливе.
Известен стендовый комплекс и способ по отработке ракетных двигателей, который проводится на специальных баростендах с моделированием высотных условий: ЭИ НМ сер. НТ, 1984, №22 (203).
Известен «Аппарат для ликвидации ракетных двигателей», предназначенный для сжигания ракетных двигателей на твердом топливе в специальной камере, обеспечивающей локализацию продуктов сгорания, предотвращая образование вредных и взрывоопасных компонентов и снижение расходных характеристик: US 006101957 A, United States Patent, Patent Number: 6101957, Date of Patent: Aug.15, 2000, «Apparatus for after-burning fuel rich rocket exhaust products».
Известен «Способ ликвидации заряда твердого ракетного топлива», где осуществляется охлаждение канала ликвидируемого заряда путем заполнения его хладагентом: водой, щелочным или содовым раствором при вертикальном расположении ликвидируемого ракетного двигателя на твердом топливе. Патент RU 2021560 С1 от 15.10.94. Бюл. №19.
В качестве прототипа авторами принят патент RU 2021560 С1.
К недостаткам в указанных устройствах и способе необходимо отнести следующее.
1. Отсутствует контрольно-измерительная система по контролю, измерению, регистрации и управлению тепловыми режимами истечения продуктов сгорания ракетного двигателя внутри секций, обеспечивающих безопасные условия эксплуатации камеры и экологическую защиту при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе.
2. Отсутствуют способы и технические решения по защите внутренней полости камеры локализации и охлаждения и каждой отдельно взятой секции от прожига (в случае аварийной ситуации) при воздействии высокотемпературного, высокоскоростного газового потока продуктов сгорания ракетного двигателя.
3. Не установлены и не определены временные и гидравлические параметры по безопасным условиям локализации, охлаждения и нейтрализации продуктов сгорания ракетного двигателя в камере локализации и охлаждения.
4. Не определены геометрические размеры камеры локализации и охлаждения в зависимости от вида ликвидируемого заряда ракетного двигателя на твердом топливе и условия, обеспечивающие снижение скоростных режимов истечения продуктов сгорания.
5. В «Способе ликвидации заряда твердого ракетного топлива» патент RU 2021560 С1 предлагается вертикальное расположение ликвидируемого ракетного двигателя, что невозможно при ликвидации крупногабаритного, многотоннажного ракетного двигателя (например: PC-22 I ступень: длина ~7 м, масса ~50 т). Факел пламени при горении такого ракетного двигателя достигает ~100 м. Изготовить и использовать вертикальную конструкцию с камерой локализации и охлаждения продуктов сгорания ликвидируемого ракетного двигателя на твердом топливе в таком варианте, с точки зрения технологической безопасности - невозможно, так как такое решение может привести к аварийной ситуации (например, «отрыв» ликвидируемого ракетного двигателя с креплений при его работе, разрушение конструкции камеры локализации и охлаждения и т.д.).
Технической задачей предлагаемого изобретения является повышение технологической и экологической безопасности при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе на стендах, оборудованных камерами локализации и охлаждения продуктов сгорания, а также повышение их срока службы.
Кроме того, задачами предлагаемого изобретения являются:
- снижение скорости движения продуктов сгорания и создание условий для их эффективной локализации, перемешивания и охлаждения водой и нейтрализующими растворами;
- управление тепловыми режимами истечения продуктов сгорания в камере локализации и охлаждения с целью исключения возникновения аварийной ситуации (прожига корпуса секций камеры локализации и охлаждения высокотемпературным, высокоскоростным газовым потоком);
- экологическая защита путем обеспечения оптимальных температурных условий истечения продуктов сгорания ракетного двигателя на твердом топливе и их снижение до температур, при которых осуществляется эффективная нейтрализация образовавшихся вредных веществ (например, в секции нейтрализации температура смешанного парогазового потока продуктов сгорания не должна превышать 100°С, а для нейтрализации HCl не более 60°С).
Технический результат способа контроля и управления тепловыми режимами истечения продуктов сгорания ракетного двигателя достигается за счет того, что:
- в способе контроля и управления тепловыми режимами истечения продуктов сгорания в камере локализации и охлаждения продуктов сгорания при ликвидации заряда ракетных двигателей на твердом топливе, включающем локализацию и охлаждение продуктов сгорания ракетного двигателя водой, камеру локализации и охлаждения продуктов сгорания выполняют из раздельных секций, а при истечении продуктов сгорания измеряют температуру в каждой секции камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания и подают дополнительное количество воды и нейтрализующего раствора в случае превышения верхнего эксплуатационного предела прочности материала секции по температуре, при этом поддерживают минимальные давления в газгольдере (ресивере) - 0,8 МПа, перед задвижками линии водоснабжения - 0,6 МПа, в независимых водоводах перед каждой запорно-пусковой аппаратурой секции - 0,4 МПа, перед распыливающими насадками - не менее 0,2 МПа, объемный расход воды в каждой секции обеспечивают - 0,5...1 м/с;
- обеспечивают герметичное соединение ракетного двигателя с камерой локализации и охлаждения продуктов сгорания, исключающее выход продуктов сгорания за пределы указанной камеры;
- в конструкции камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания предусматривают переход секций от одного меньшего диаметра 1,5...4 метра к большему 3...10 метров через переходные секции;
- измерение температуры осуществляют с помощью установленных попарно в каждой секции термопары внутри и термосопротивления снаружи, обеспечивающих измерение температуры в пределах 0...2500°С, соединенных с контрольно-измерительной системой.
Технический результат устройства достигается за счет того, что:
- в камере локализации охлаждения продуктов сгорания, содержащей приемную камеру, приемная камера выполнена из раздельных секций, включающих приемную секцию, переходную секцию и камеру смешения и нейтрализации, выполненных с независимыми водоводами от 1...4 штук и распыливающими насадками от 16...1000 штук, длина приемной секции составляет 1:1 длины ракетного двигателя на твердом топливе, а длина камеры смешения и нейтрализации - 4:1 длины ракетного двигателя на твердом топливе;
- угол раскрытия переходной секции между приемной (стыковочной) секцией и камерой смешения и нейтрализации составляет - 30...45°;
- включает вспомогательную или насосную линию водоснабжения, состоящую из ресивера с объемом воздуха - 600 м и рабочим давлением - 0,8...1,6 МПа, распределительного коллектора с двумя независимыми водоводами, вспомогательных емкостей для накопления воды или нейтрализующего раствора объемом - 300...600 м3, независимых водоводов с распыливающими насадками и запорно-пусковой аппаратурой в каждой секции, и насосную станцию с быстродействием - 5...10 с.
Предлагаемое изобретение поясняется чертежами.
На фиг.1 показана условная схема основных элементов камеры локализации, охлаждения и нейтрализации продуктов сгорания с основным технологическим оборудованием, где
1 - компрессор для нагнетания воздуха и создания требуемого давления в газгольдере и ресивере, 2 - газгольдер, 3 - коллектор водоснабжения системы водой, 4 - накопительная емкость основной линии водоснабжения, 5 - распределительный коллектор вспомогательной линии, 6 - запорно-пусковая аппаратура основной и вспомогательной линий водоснабжения, 7 - секции камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания ракетного двигателя на твердом топливе, 8 - ракетный двигатель на твердом топливе, 9 - насосная станция, 10 - накопительная емкость вспомогательной линии водоснабжения, 11 - ресивер.
На фиг.2 показано истечение продуктов сгорания внутри секций камеры локализации и охлаждения, где происходит образование парогазовой прослойки между продуктами сгорания и внутренними стенками секций камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания, где
12 - упорный конус, 13 - компактные струи воды, 14 - приемная секция, 15 - переходная секция, 16 - камера смешения и нейтрализации, 17 - факел пламени ракетного двигателя, 18 - смешанный парогазовый поток продуктов сгорания ракетного двигателя.
На фиг.3 показана схема секции камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания с водоводами, распыливающими насадками и запорно-пусковой аппаратуры основной и вспомогательных линий водоснабжения, где
19 - водоводы основной линии водоснабжения, 20 - водоводы вспомогательной линии водоснабжения, 21 - опоясывающие пояса для подачи воды к распыливающим насадкам.
На фиг.4 показана монтажная схема стыковки датчиков и измерительной системы ИК-16-1 к камере локализации и охлаждения продуктов сгорания, где
22 - датчики температуры (термопары, термосопротивления), 23 - кабели, 24 - блок преобразования и нормализации (БПН), 25 - блок коммутации и управления (БКУ), 26 - АЦП Е-440, 27 - блок релейного управления (БРУ), 28 - регистрирующий вычислительный комплекс (РВК), 29 - принтер, 30 - блок бесперебойного питания (ББП).
На фиг.5 показаны экспериментальные температурные условия (в качестве примера), при которых происходит прожиг секций камеры локализации и охлаждения высокотемпературным высокоскоростным газовым потоком продуктов сгорания ракетного двигателя, где
31 - изменение температуры внутри секции камеры локализации и охлаждения; 32 - изменение температуры на внешней стенке секции камеры локализации и охлаждения, 33 - в качестве примера приведен верхний эксплуатационный предел прочности по температуре для стали Ст.3 (400°С).
Максимальное давление перед задвижками составляет - 0,15 МПа (1,5 атм), а перед распыливающими насадкам - 0,08 МПа (0,8 атм).
На фиг.6 показаны изменения давлений перед задвижками и насадками, при которых не обеспечиваются безопасные условия охлаждения продуктов сгорания ракетного двигателя, где
34 - давление перед задвижками; 35 - давление перед насадками.
На фиг.7 показана предаварийная ситуация (в качестве примера), когда температура внутри секций выше эксплуатационного верхнего предела прочности материала секций (на примере стали Ст.3 (400°С)), что может привести, при дальнейшей эксплуатации секций камеры локализации и охлаждения в таких условиях, к эрозии внутренней поверхности и дальнейшему прожигу:
36 - изменение температуры внутри секции камеры локализации и охлаждения; 37 - изменение температуры на внешней стенке секции камеры локализации и охлаждения; 38 - в качестве примера приведен верхний эксплуатационный предел прочности для стали Ст.3.
Максимальное давление перед задвижками составляет - 0,5 МПа, а перед распыливающими насадкам - 0,35 МПа.
На фиг.8 показаны изменения давлений перед задвижками и насадками, при которых не обеспечиваются безопасные условия охлаждения продуктов сгорания ракетного двигателя, где
39 - давление перед задвижками; 40 - давление перед насадками.
На фиг.9 показаны значения температуры при безопасных (требуемых) условиях водоснабжения секций водой при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе. Значения температуры в течение всего процесса не превышают значений верхнего предела прочности материала секций камеры локализации и охлаждения по температуре (для Ст.3) и обеспечивают условия нейтрализации вредных веществ в продуктах сгорания ракетного двигателя, так как температура процесса не превышает 100°С:
41 - изменение температуры внутри секции камеры локализации и охлаждения; 42 - изменение температуры на внешней стенке секции камеры локализации и охлаждения.
На фиг.10 показаны оптимальные значения давлений перед задвижками и распыливающими насадками, обеспечивающие безопасные условия подачи воды в продукты сгорания ракетного двигателя, где
43 - давление перед задвижками; 44 - давление перед насадками.
Таким образом, экспериментально определены гидравлические параметры предлагаемого изобретения по способу и устройству, обеспечивающие безопасные условия локализации и охлаждения продуктов сгорания ракетного двигателя в камере локализации и охлаждения продуктов сгорания:
- давление в газгольдере основной и ресивере вспомогательной линий должно быть не менее 0,8 МПа;
- давление перед задвижками - не менее 0,6 МПа;
- давление в независимых водоводах перед распыливающими насадками каждой секции - не менее 0,2 МПа;
- накопительная емкость, водоводы и распыливающие насадки во вспомогательной линии должны обеспечивать объемный расход воды в пределах - 0,5...1 м3/с.
Техническая задача в предлагаемом способе и устройстве защиты секций камеры локализации и охлаждения от прожига осуществляется следующим образом.
1. Проводят подготовительные работы по заполнению газгольдера (2) и ресивера (11) воздухом с помощью компрессора (1) и водой через коллектор (3), накопительные емкости (4, 10) с требуемыми параметрами в зависимости от ликвидируемого заряда ракетного двигателя на твердом топливе.
2. Проводят работы по установке и тестированию датчиков температуры (термопары, термосопротивления) (22) и проверяют качество стыковки датчиков к измерительной системе ИК-16-1.
3. Производят установку ликвидируемого ракетного двигателя на твердом топливе (8) с упорным конусом (12) на стапель, соединяют ракетный двигатель (8) с камерой локализации и охлаждения путем фланцевых соединений ракетного двигателя (8) и камеры локализации и охлаждения (7), проводят работы по подготовке к инициированию.
4. Включают измерительную систему ИК-16-1 для контроля, регистрации и управления тепловыми режимами истечения продуктов сгорания.
5. Производят запуск воды из основной линии водоснабжения (2, 4), через водоводы (19) путем открытия запорно-пусковой аппаратуры (6) для каждой секции камеры локализации и охлаждения (7), которая состоит из приемной секции (14), переходной секции (15) и камеры смешения и нейтрализации (16), а также независимыми водоводами (20) и насадками для подачи воды внутрь секций.
6. Осуществляют инициирование заряда ракетного двигателя на твердом топливе (8);
7. Продукты сгорания истекают через приемную секцию камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания (14), через переходную секцию (15) в камеру смешения и нейтрализации (16), при этом за счет расширения переходной секции камеры (15) происходит снижение скорости истечения продуктов сгорания, где они сталкиваются и смешиваются с распыленным потоком воды (13).
8. При истечении продуктов сгорания ракетного двигателя (17) и образования парогазовой смеси (18) при столкновении с водой (13) внутри каждой секций камеры локализации и охлаждения (7) измеряют температуру с помощью термопар и термосопротивлений (внутри и на поверхности секций) (22) и обрабатывают сигналы с помощью контрольно-измерительной системы (разработанной авторами) ИК-16-1 с соответствующим программным обеспечением, внедренной на предприятии (методика ФГУП «НИИПМ» МТ 1134-2005).
Контрольно-измерительная система ИК-16-1 собрана на основе стандартной современной элементной базы с использованием компьютера и программ по регистрации, обработке, выдаче регистрируемых параметров, их контроля и формированию управляющего сигнала для включения запорно-пусковой аппаратуры.
Основные составляющие элементы измерительной системы ИК-16-1 внесены в Государственный реестр средств измерения и допущены к применению в России, имеются сертификаты (например, преобразователь напряжения измерительный зарегистрирован в Государственном реестре под №28131.04, сертификат №19224 RU.C, 34.004.A).
Разработанное на предприятии ФГУП «НИИПМ» программное обеспечение позволяет:
- проводить выбор и задействование различных типов датчиков для регистрации температуры внутри и снаружи секций камеры локализации и охлаждения;
- обеспечивать прием и обработку аналогового сигнала, поступающего с датчиков (термопар и термосопротивлений) (22), перевода его в цифровую информацию, обработку кодов с последующей выдачей полученных значений в графическом и матричном видах на монитор и принтер компьютера (29);
- вести и хранить базу данных по испытаниям;
- преобразовывать полученные данные в формат Excel для более подробного анализа;
- контролировать значение верхнего предела температуры с последующей выдачей информации на монитор или на исполнительные органы запорно-пусковой аппаратуры (6) вспомогательной линии (5, 20);
- осуществлять измерение и регистрацию параметров температуры в камере локализации и охлаждения по 16 каналам (при необходимости число каналов может быть увеличено);
- совмещать данные при контроле, измерении и управлении с другими программами по дистанционному управлению систем стендового комплекса.
Структурная схема контрольно-измерительной системы приведена на фиг.4.
Состав контрольно-измерительной системы и назначение элементов:
- датчики температуры (термопары, термосопротивления), которые попарно устанавливаются в каждую секцию камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания, преобразуют температуру в электрический параметр (22), число датчиков при необходимости может быть увеличено;
- кабели (подкидные, стационарные, соединительные, коммутационные, передачи сигнала, сопряжения) предназначены для передачи электрического сигнала (23);
- блок преобразования и нормализации (БПН) состоит из модулей фирмы DATAFORTH SCM5B30-03 (усиление напряжения) и SCM5B36-01 (преобразование сопротивления в напряжение), предназначен для преобразования электрического параметра, снимаемого с датчика, в напряжение постоянного тока 0-5 В для дальнейшей оцифровки и устранения электрических помех (24);
- блок коммутации и управления (БКУ) предназначен для управления процессом измерения и контроля (25);
- АЦП Е-440 предназначен для оцифровки аналогового сигнала и выдачи дискретных сигналов для управления запорно-пусковой аппаратурой (26);
- блок релейного управления (БРУ) (27) состоит из модулей цифрового ввода-вывода SCMD фирмы DATAFORTH, предназначен для управления (подключения, отключения) цепью подачи питания на запорно-пусковую аппаратуру в соответствии с дискретным сигналом, формируемым АЦП Е-440;
- регистрирующий вычислительный комплекс (РВК) на основе системного блока, на базе процессора «Pentium-4» и монитора, клавиатура, мышь (28);
- принтер, для вывода на печать полученной информации (29);
- блок бесперебойного питания (ББП) (30);
- стойка для размещения оборудования;
- программное обеспечение по обработке, регистрации и управлению температурными режимами в камере локализации и охлаждения продуктов сгорания ракетного двигателя на твердом топливе.
9. В случае превышения температуры внутри секций камеры локализации и охлаждения выше верхнего эксплуатационного предела прочности материала секций камеры локализации и охлаждения по температуре (например, для стали Ст.3 (400°С)) сигнал от измерительного комплекса поступает на монитор компьютера и на исполнительную запорно-пусковую аппаратуру (6) вспомогательной или насосной линий (5, 20).
10. Дополнительное количество воды под давлением из вспомогательной линии водоснабжения (10, 11, 5) через водоводы (20) и опоясывающие пояса (21) поступает в секцию камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания, где происходит дополнительное охлаждение и соответственно снижение температуры смешанного потока продуктов сгорания до требуемых значений.
При этом в каждой секции включение запорно-пусковой аппаратуры (6) вспомогательной линии (5) производится независимо друг от друга, в случае выхода из строя запорно-пусковой аппаратуры основной линии.
При необходимости, дополнительную подкачку и подачу воды в водоводы вспомогательной линии осуществляют через насосную станцию (9).
Контроль, измерение температурных параметров внутри каждой секции камеры, а также при необходимости подачу дополнительного количества воды производят в течение всего процесса ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе.
Claims (7)
1. Способ контроля и управления тепловыми режимами истечения продуктов сгорания в камере локализации и охлаждения продуктов сгорания при ликвидации заряда ракетных двигателей на твердом топливе, включающий локализацию и охлаждение продуктов сгорания ракетного двигателя водой, отличающийся тем, что камеру локализации и охлаждения продуктов сгорания выполняют из раздельных секций, при истечении продуктов сгорания измеряют температуру в каждой секции камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания и подают дополнительное количество воды и нейтрализующего раствора в случае превышения верхнего эксплуатационного предела прочности материала секции по температуре, при этом поддерживают минимальные давления в газгольдере (ресивере) - 0,8 МПа, перед задвижками линии водоснабжения - 0,6 МПа, в независимых водоводах перед каждой запорно-пусковой аппаратурой секции - 0,4 МПа, перед распыливающими насадками - не менее 0,2 МПа, объемный расход воды в каждой секции обеспечивают - 0,5-1 м3/с.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что обеспечивают герметичное соединение ракетного двигателя на твердом топливе с камерой локализации и охлаждения продуктов сгорания, исключающее выход продуктов сгорания за пределы указанной камеры.
3. Способ по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что в конструкции камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания предусматривают переход секций от одного меньшего диаметра 1,5-4 м к большему 3-10 м через переходные секции.
4. Способ по п.1, отличающийся тем, что измерение температуры осуществляют с помощью установленных попарно в каждой секции термопары внутри и термосопротивления снаружи, обеспечивающих измерение температуры в пределах 0-2500°С, соединенных с контрольно-измерительной системой.
5. Камера локализации и охлаждения продуктов сгорания, содержащая приемную камеру, отличающаяся тем, что приемная камера состоит из раздельных секций, включающих приемную секцию, переходную секцию и камеру смешения и нейтрализации, выполненных с независимыми водоводами от 1-4 штук и распыливающими насадками от 16-1000 штук, длина приемной секции составляет 1:1 длины ракетного двигателя на твердом топливе, а длина камеры смешения и нейтрализации - 4:1 длины ракетного двигателя на твердом топливе.
6. Камера локализации и охлаждения продуктов сгорания по п.5, отличающаяся тем, что угол раскрытия переходной секции между приемной (стыковочной) секцией и камерой смешения и нейтрализации составляет - 30-45°.
7. Камера локализации и охлаждения продуктов сгорания по п.5, отличающаяся тем, что включает вспомогательную или насосную линию водоснабжения, состоящую из ресивера с объемом воздуха - 600 м3 и рабочим давлением - 0,8-1,6 МПа, распределительного коллектора с двумя независимыми водоводами, вспомогательных емкостей для накопления воды или нейтрализующего раствора объемом - 300-600 м3, независимых водоводов с распыливающими насадками и запорно-пусковой аппаратурой в каждой секции, и насосную станцию с быстродействием - 5-10 с.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005127707/06A RU2309280C2 (ru) | 2005-09-05 | 2005-09-05 | Способ контроля и управления тепловыми режимами истечения продуктов сгорания в камере локализации и охлаждения продуктов сгорания при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе и устройство для его осуществления |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005127707/06A RU2309280C2 (ru) | 2005-09-05 | 2005-09-05 | Способ контроля и управления тепловыми режимами истечения продуктов сгорания в камере локализации и охлаждения продуктов сгорания при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе и устройство для его осуществления |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2005127707A RU2005127707A (ru) | 2007-03-10 |
| RU2309280C2 true RU2309280C2 (ru) | 2007-10-27 |
Family
ID=37992308
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005127707/06A RU2309280C2 (ru) | 2005-09-05 | 2005-09-05 | Способ контроля и управления тепловыми режимами истечения продуктов сгорания в камере локализации и охлаждения продуктов сгорания при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе и устройство для его осуществления |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2309280C2 (ru) |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2378577C1 (ru) * | 2008-04-29 | 2010-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Способ контроля и снижения параметров ударной волны в камере локализации, охлаждения и нейтрализации, газоходе и газоприемнике при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе и устройство для его осуществления |
| RU2383765C1 (ru) * | 2008-07-24 | 2010-03-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Способ снижения воздействия параметров ударной волны и смешанного парогазового потока в камере локализации, охлаждения и нейтрализации и газоприемнике, включающем газоход, при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе и устройство для его осуществления |
| RU2397353C1 (ru) * | 2009-02-24 | 2010-08-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Устройство для защиты секции камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания от прожига при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе |
| RU2397352C1 (ru) * | 2009-02-16 | 2010-08-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Устройство подачи воды в секции камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе |
| RU2564209C1 (ru) * | 2014-04-23 | 2015-09-27 | Олег Савельевич Кочетов | Стенд для моделирования чрезвычайной ситуации |
| RU2577655C1 (ru) * | 2015-02-16 | 2016-03-20 | Олег Савельевич Кочетов | Устройство для моделирования взрывоопасной ситуации |
| RU2577658C1 (ru) * | 2014-12-26 | 2016-03-20 | Олег Савельевич Кочетов | Устройство для моделирования взрывоопасной ситуации |
| RU2663876C2 (ru) * | 2010-08-26 | 2018-08-13 | Тераферо Бвба | Интеллектуальный электронный интерфейс для модуля хранения тепловой энергии и способы торговли сохраненной тепловой энергией и хранилищами тепловой энергии |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2021560C1 (ru) * | 1993-04-15 | 1994-10-15 | Люберецкое научно-производственное объединение "Союз" | Способ ликвидации заряда твердого ракетного топлива |
| US5458071A (en) * | 1992-06-15 | 1995-10-17 | Taas-Israel Industries Ltd. | Destruction of rocket engines |
| RU2087804C1 (ru) * | 1995-02-21 | 1997-08-20 | Люберецкое научно-производственное объединение "Союз" | Установка для утилизации зарядов твердого ракетного топлива |
| US6101957A (en) * | 1998-05-26 | 2000-08-15 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Apparatus for after-burning fuel rich rocket exhaust products |
| RU2247253C2 (ru) * | 2003-04-28 | 2005-02-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Установка для утилизации топливных зарядов малогабаритных ракетных двигателей |
-
2005
- 2005-09-05 RU RU2005127707/06A patent/RU2309280C2/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5458071A (en) * | 1992-06-15 | 1995-10-17 | Taas-Israel Industries Ltd. | Destruction of rocket engines |
| RU2021560C1 (ru) * | 1993-04-15 | 1994-10-15 | Люберецкое научно-производственное объединение "Союз" | Способ ликвидации заряда твердого ракетного топлива |
| RU2087804C1 (ru) * | 1995-02-21 | 1997-08-20 | Люберецкое научно-производственное объединение "Союз" | Установка для утилизации зарядов твердого ракетного топлива |
| US6101957A (en) * | 1998-05-26 | 2000-08-15 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Apparatus for after-burning fuel rich rocket exhaust products |
| RU2247253C2 (ru) * | 2003-04-28 | 2005-02-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Установка для утилизации топливных зарядов малогабаритных ракетных двигателей |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ВИНИЦКИЙ А.М. Конструкция и отработка РДТТ. - М.: Машиностроение, 1980, стр.106-107, рис.7, 10. * |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2378577C1 (ru) * | 2008-04-29 | 2010-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Способ контроля и снижения параметров ударной волны в камере локализации, охлаждения и нейтрализации, газоходе и газоприемнике при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе и устройство для его осуществления |
| RU2383765C1 (ru) * | 2008-07-24 | 2010-03-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Способ снижения воздействия параметров ударной волны и смешанного парогазового потока в камере локализации, охлаждения и нейтрализации и газоприемнике, включающем газоход, при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе и устройство для его осуществления |
| RU2397352C1 (ru) * | 2009-02-16 | 2010-08-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Устройство подачи воды в секции камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе |
| RU2397353C1 (ru) * | 2009-02-24 | 2010-08-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Устройство для защиты секции камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания от прожига при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе |
| RU2663876C2 (ru) * | 2010-08-26 | 2018-08-13 | Тераферо Бвба | Интеллектуальный электронный интерфейс для модуля хранения тепловой энергии и способы торговли сохраненной тепловой энергией и хранилищами тепловой энергии |
| RU2564209C1 (ru) * | 2014-04-23 | 2015-09-27 | Олег Савельевич Кочетов | Стенд для моделирования чрезвычайной ситуации |
| RU2577658C1 (ru) * | 2014-12-26 | 2016-03-20 | Олег Савельевич Кочетов | Устройство для моделирования взрывоопасной ситуации |
| RU2577655C1 (ru) * | 2015-02-16 | 2016-03-20 | Олег Савельевич Кочетов | Устройство для моделирования взрывоопасной ситуации |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2005127707A (ru) | 2007-03-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA2713209C (en) | System and method for the reduction of harmful substances in engine exhaust gases | |
| CN105190770B (zh) | 用于核电站的排气系统的排放监测系统 | |
| US9170174B2 (en) | Methods for monitoring a seal assembly | |
| CN102945685A (zh) | 一种安全壳外与安全壳内、能动与非能动结合的消氢系统及方法 | |
| CN116201658A (zh) | 一种可用于科教活动的微型液体火箭发动机套件 | |
| CN108869099A (zh) | 气膜冷却结构、液体火箭发动机及其气膜冷却试验方法 | |
| CN115756035A (zh) | 航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台及控制方法 | |
| CN214944580U (zh) | 一种燃气轮机燃料混合进气及点火系统 | |
| CN103727530A (zh) | 一种循环流化床锅炉的炉膛出口氧量监控系统及监控方法 | |
| CN101738319A (zh) | 燃气喷注器富氧燃气供应装置及方法 | |
| CN118961216B (zh) | 航空发动机高空模拟试验舱进气与排气管路 | |
| CN113759077A (zh) | 危险气体监测系统 | |
| CN117130404A (zh) | 一种燃气样气温度控制系统 | |
| KR20000028953A (ko) | 배기가스의 질소산화물 함량 감소용 반응기를 갖는내연기관 및 질소산화물 함량을 감소시키는 방법 | |
| CN120575982A (zh) | 一种氢燃料的换热系统与方法 | |
| CN212091587U (zh) | 一种脱硫吸收塔烟气喷淋系统 | |
| RU2378577C1 (ru) | Способ контроля и снижения параметров ударной волны в камере локализации, охлаждения и нейтрализации, газоходе и газоприемнике при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе и устройство для его осуществления | |
| CN114122464A (zh) | 固体氧化物燃料电池、测试系统及其执行的保护方法 | |
| CN212566785U (zh) | 一种旋涡式氮气加热系统 | |
| Nelius et al. | Aerodynamic and Thermal Operating Characteristics of a 45-deg-Slant, Segmented Wall, Magnetohydrodynamic Generator Channel under No-Power Conditions | |
| CN206219188U (zh) | 用于油井拉油的橇装装置 | |
| CN203907596U (zh) | 一种循环流化床锅炉的炉膛出口氧量监控系统 | |
| CN101210202B (zh) | 气化系统燃烧器及其蒸汽进料方法 | |
| CN113030177B (zh) | 罐区流淌火模拟与救援防护测试系统及测试方法 | |
| US20210273248A1 (en) | Fuel cell system |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20140807 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170906 |