RU2522536C1 - Способ газификации жидкого ракетного топлива в баке ракеты и устройство для его реализации - Google Patents
Способ газификации жидкого ракетного топлива в баке ракеты и устройство для его реализации Download PDFInfo
- Publication number
- RU2522536C1 RU2522536C1 RU2012153020/11A RU2012153020A RU2522536C1 RU 2522536 C1 RU2522536 C1 RU 2522536C1 RU 2012153020/11 A RU2012153020/11 A RU 2012153020/11A RU 2012153020 A RU2012153020 A RU 2012153020A RU 2522536 C1 RU2522536 C1 RU 2522536C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- grid
- tank
- gasification
- fuel
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для увода отделяющихся частей ступеней ракет космического назначения. Получают импульс путем выброса газифицированных жидких остатков невыработанных компонентов ракетного топлива (РТ), обеспечивают импульс за счет сгорания невыработанных компонентов РТ в камере газового ракетного двигателя, ограничивают объем невыработанных остатков РТ, разделяют секундный массовый расход теплоносителя (ТН) на 2 части (одну часть подают в объем, ограниченной сеткой, другую - во вторую часть топливного бака), определяют количество подаваемого ТН из условия испарения оставшихся капель компонентов РТ. Устройство для увода отделяющейся части ракеты-носителя содержит топливные баки окислителя и горючего, систему наддува баков, газовый ракетный двигатель с системами питания и газификации, магистрали с акустическими излучателями (рассчитанными из условия минимальных массовых затрат на газификацию заданными количеством топлива и давления), разделительную сетку (рассчитанную от значения силы поверхностного натяжения). Изобретение позволяет снизить энергетические затраты на газификацию заданного количества остатков компонентов РТ. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Изобретение относятся к ракетно-космической технике, в частности к ракетам космического назначения (РКН) с маршевыми жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), и могут быть использованы для разработки автономных бортовых систем спуска (АБСС) отделяющихся частей (04) ступеней РКН на основе газификации остатков невыработанных жидких компонентов ракетного топлива (КРТ).
Известен способ нейтрализации токсичных компонентов ракетного топлива на основе азотной кислоты и несимметричного диметилгидразина в отделяющейся части ракеты, защищенный патентом РФ №2028468.
Способ включает следующие операции: после останова ЖРД часть жидкого НДМГ подают в магистраль окислителя низкого давления, а газообразные продукты разложения окислителя при достижении предельно допустимого давления в баке окислителя направляют в бак с остатками НДМГ и осуществляют сброс газифицированных продуктов в окружающее пространство.
Устройство для осуществления данного способа содержит: шар-баллон с мембраной и автоматикой для подачи НДМГ, соединительную магистраль бака окислителя и бака горючего с клапанами.
Недостатком данного способа и устройства для его осуществления является невозможность использования газифицированных КРТ в газовом ракетном двигателе для АБСС.
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому способу и устройству для его осуществления является способ увода отделившейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и двигательная установка для его осуществления (патент РФ на изобретение №2406856 от 11.06.2008 г. Опуб. 20.12.2010. Бюл. №35).
Способ включает обеспечение вращения ОЧ ступени РКН вокруг продольной оси до достижения стабилизации ее углового положения в пространстве, газификацию жидких остатков невыработанных КРТ в баках окислителя и горючего, обеспечение тормозного импульса за счет их сгорания в камере газового ракетного двигателя (ГРД) и высокоскоростное истечение продуктов сгорания в космическое пространство.
Устройство для осуществления способа представляет собой двигательную установку (ДУ), включающую в свой состав топливные баки окислителя и горючего, систему наддува баков, ГРД с системой питания и системой газификации остатков КРТ. Система питания содержит устройства отбора газа, снабженные пиромембранами, которые подсоединены к коллектору ГРД.
Недостатком этого технического решения является повышенный расход теплоносителя (ТН), подаваемого в объем топливного бака, за счет неопределенности граничного положения остатков топлива в баках, значительные (до 50%) потери тепла, которые идут на нагрев стенок баков конструкции с последующим сбросом тепла в окружающее космическое пространство.
Заявляемое техническое решение направлено на снижение энергетических затрат на газификацию заданного количества остатков КРТ в условиях неопределенности граничного положения жидких остатков КРТ, обусловленных резким падением перегрузки после выключения маршевого ЖРД, упругой деформацией нижнего днища (возврат из положения прогиба за счет перегрузки и наличия давления столба жидкости в исходное состояние) и дальнейшим состоянием невесомости.
На фиг. 1 представлена общая схема расположения элементов системы газификации.
Указанный технический результат достигается за счет того, что в способе увода ОЧ ступени ракеты-носителя, основанном на вращении 04 ступени РКН вокруг продольной оси до достижения стабилизации ее углового положения в пространстве, газификации жидких остатков невыработанных КРТ в баках окислителя и горючего, обеспечении тормозного импульса за счет их сгорания в камере ГРД и высокоскоростного истечения продуктов сгорания в космическое пространство согласно заявленному изобретению в нижней части топливного бака (4) ограничивают объем, включающий в себя массу невыработанных остатков (1) КРТ в окрестности заборного устройства путем установки разделительной сетки (3), секундный массовый расход ТН, подаваемого в топливный бак через магистрали (5), разделяют на 2 части, одна часть ТН подается в объем, ограниченный сеткой, с обеспечением вихревой картины течения из условия создания максимальной теплоотдачи и максимального времени пребывания ТН в этом объеме, а вторая часть ТН подается во вторую часть топливного бака с обеспечением встречных потоков смеси, поступающей из объема ограниченного разделительной сеткой, количество подаваемого ТН в верхнюю часть топливного бака определяют из условия испарения всех оставшихся капель КРТ к моменту времени выхода газифицированных продуктов из топливного бака. ТН в выделенные области подают через магистрали, на конце которых установлены акустические излучатели (2), при этом количество и координаты точек ввода ТН, направление ввода, параметры акустических излучателей определяются из условия минимальных массовых затрат на газификацию заданного количества топлива при заданном давлении газифицированных продуктов в баке в течение всего процесса газификации, и по достижению заданного давления в топливном баке открывают клапан на магистрали подачи газифицированных продуктов, например в газовый ракетный двигатель.
Технический результат в части устройства достигается за счет того, что ДУ, включающая в свой состав топливные баки окислителя и горючего, систему наддува баков, ГРД с системой питания и системой газификации остатков компонентов ракетного топлива, согласно заявляемому изобретению дополнительно в нижней части топливного бака введена разделительная сетка с размерами ячейки в несколько десятков микрон, при этом соотношение объемов ограниченного сеткой нижней части бака с объемом всего бака находится в интервале 1:5.
Такое расположение разделительной сетки обусловлено массой невыработанных остатков КРТ, включающих в себя: гарантированные запасы КРТ, конструктивный незабор КРТ, рабочие запасы КРТ, заливку двигателя РКН, что составляет величину, превышающую минимально возможный объем остатков КРТ в 3 раза, плюс отклонение от максимально возможного объема остатков КРТ:
где Vc - объем, ограниченный сеткой, включающий в себя массу невыработанных остатков КРТ;
σ - среднеквадратичное отклонение от номинального значения остатков КРТ.
где σ - среднеквадратичное отклонение, σi - текущее отклонение, P - частота появления данного отклонения, m - количество текущих начений, n - общее количество отклонений.
Размер ячейки сетки определяется физическими параметрами топлива и ускорением, которому подвержена жидкость после разделение ступеней. На фиг. 2 представлена структура сетчатого фазоразделителя. Расчет размера ячейки сводится к расчету капиллярного эффекта:
Fa=FH
FH=σ·2πr·cosΘ
Fa=phr2α
где, r - радиус капиллярного отверстия в сетке, σ - сила поверхностного натяжения жидкости, Θ - угол смачивания жидкости, ρ - плотность жидкости, h - высота столба жидкости над сеткой, α - ускорение жидкости при движении по направлению к сетке, Fα - сила, с которой жидкость воздействует на элемент сетки, FH - сила поверхностного натяжения.
Реализация предложенного технического решения осуществляется следующим образом:
1) Установка разделительной сетки в нижней части бака позволяет сосредоточить остатки жидких КРТ в заданной области, в противном случае они бы заняли неопределенное положение, например газокапельная смесь в объеме бака, течения по стенке и ряд других граничных и фазовых состояний в объеме топливного бака после выключения маршевого ЖРД из-за резкого спада перегрузки до нулевых значений, упругих перемещений нижнего днища бака из нагруженного состояния в исходное.
2) Размер ячеек сетки определяется из условия протекания КРТ при действии перегрузки, давления наддува, при допустимом гидродинамическом сопротивлении, т.е. не оказывающим влияние на секундный расход КРТ на активном участке полета. После выключения маршевого ЖРД зеркало поверхности КРТ всегда ниже уровня сетки. При сбросе тяги маршевого ЖРД воздействия упругого днища остатки КРТ получают импульс, направленный на разрушение свободной поверхности жидкости с их перемещением к верхнему днищу. За счет наличия адгезионных сил между стенками сетки и жидкости, жидкость не проходит через сетку (в кн. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. Учеб. Для авиац. Спец. Вузов/А.П. Васильев, В.М. Кудрявцев, В.А. Кузнецов и др. кн.2, стр.137-139, 275-284). В зависимости от величины импульса обратной перегрузки (он носит кратковременный характер и его величина незначительна) часть капель выдавливается через сетку.
В настоящее время эти сетки выпускаются российской промышленностью, в частности, используются для аналогичных целей в системе повторного запуска ЖРД второй ступени 11Д49 на РКН «Космос-3М» для фазового разделения.
Размер ячеек разделительной сетки выбирается в зависимости от типа жидких остатков КРТ (несимметричный диметилгидразин, керосин, азотная кислота и т.д.), что связано с коэффициентом поверхностного натяжения каждого из компонентов.
Подача ТН в объем бака, либо в область наиболее вероятного расположения максимального количества остатков КРТ приводит к большим потерям тепла на нагрев бака (до 50%) и его сбросу в космос.
3) Разделение общего потока ТН на 2 части позволяет решить ряд следующих задач:
1. В нижней части бака, ограниченной сеткой, возникает возможность обеспечить:
- условия для максимальной теплопередачи от ТН непосредственно к жидкости за счет создания вихревого течения (увеличение коэффициентов тепло и массообмена);
- увеличить в несколько раз время нахождения частиц ТН непосредственно в контакте с жидкостью;
- многократно сократить потери тепла на нагрев конструкции из-за сокращения поверхности взаимодействия со стенками бака.
2. В верхней части бака:
- поток ТН взаимодействует с жидкими остатками КРТ, масса которых во много раз меньше (жидкость на элементах конструкции, капли жидкости, выбрасываемыми через разделительную сетку из нижней части бака), поэтому количество тепла для газификации этой части жидкости требуется значительно меньше, чем в нижней части бака, соответственно, и потерь от подаваемого в эту часть объема бака тепла на нагрев стенок бака будет меньше;
- для предотвращения процесса конденсации газифицированного КРТ в этой части бака также требуются дополнительные затраты тепла. Газодинамическая картина течения теплоносителя через сетчатый фазоразделитель представлен на фиг. 3.
4) Установка акустических излучателей на магистралях подвода ТН в баки приводит к дополнительному полевому воздействию на процесс газификации, и в ряде случаев для многофазных сред коэффициенты тепло- и массообмена могут возрастать в несколько раз, однако эффективное использование этого дополнительного воздействия требует:
- выбора оптимальной интенсивности акустического излучения (частоты, интенсивность);
- оптимальной ориентации диаграммы акустического излучателя с учетом отраженного излучения от стенок конструкции. На фиг. 4 представлена зона действия акустического излучателя.
Имеется ряд работ, например B.C.Будник B.C., Ю.Ф.Даниев, Н.Ф.Свириденко «Обобщенный энергетический подход к организации тепломассообменных процессов в свободном газовом объеме топливных баков жидкостных ракет//Техническая механика №1998», в которых указывается на возможность возникновения синергетического эффекта в подобных системах за счет выбора оптимального сочетания воздействий массопритока и полевого воздействия.
5) Критерий определения параметров при заданном давлении.
Основная задача, решаемая в рассматриваемом способе, заключается в реализации процесса газификации жидкости с обеспечением заданной массовой скорости истечения газифицированных продуктов при поддержании постоянного давления не менее заданного в баке с открытым клапаном, так как эти газифицированные продукты поступают в газовый ракетный двигатель, при минимальных затратах ТН.
Например, при заданном времени газификации 50 сек и величине остатка КРТ 300 кг, начальном давлении 1 атм, заданном давлении 3 атм средняя скорость испарения КРТ 6 кг/сек, но в начале она будет меньше из-за начальной температуры, например, 40С°, поэтому требуется время на прогрев, а потом скорость испарения будет возрастать, однако при увеличении давления с 1 до 3 атм скорость будет падать.
Скорость подачи ТН можно снизить при дополнительном введении действий предлагаемого способа:
- параметры акустического воздействия;
- установки устройств ввода в бак в виде 4 магистралей и ориентацией диаграммы направленности ГСИ;
- установки разделительной сетки с ячейками.
6) В результате газификации жидких остатков КРТ в баках горючего и окислителя при соответствующих давлениях, необходимых для обеспечения стехиометрического соотношения, они подаются в газовый ракетный двигатель АБСС для отработки импульса, например на орбиту спуска.
Работа предлагаемого способа и устройства поясняется на чертежах.
Фиг.1 - Размещение в топливном баке элементов системы газификации.
Фиг.2 - Структура сетки.
Фиг.3 - Картина течения ТН в баке.
Фиг.4 - Зоны действия акустического излучателя.
Claims (3)
1. Способ увода отделяющейся части ракеты носителя с орбиты полезной нагрузки, основанный на получении импульса путем выброса газифицированных жидких остатков невыработанных компонентов ракетного топлива в баках окислителя и горючего, обеспечении импульса за счет их сгорания в камере газового ракетного двигателя и высокоскоростного истечения продуктов сгорания в космическое пространство, отличающийся тем, что в нижней части топливного бака ограничивают объем, включающий в себя массу невыработанных остатков компонентов ракетного топлива (КРТ) в окрестности заборного устройства путем установки разделительной сетки, секундный массовый расход теплоносителя (ТН), подаваемого в топливный бак, разделяют на 2 части, одну часть ТН подают в объем, ограниченный сеткой, с обеспечением вихревой картины течения из условия создания максимальной теплоотдачи и максимального времени пребывания ТН в этом объеме, а вторую часть ТН подают во вторую часть топливного бака с обеспечением встречных потоков смеси, поступающей из объема, ограниченного разделительной сеткой, количество подаваемого ТН в верхнюю часть топливного бака определяют из условия испарения всех оставшихся капель КРТ к моменту времени выхода газифицированных продуктов из топливного бака.
2. Способ по п.1, отличается тем, что ТН в выделенные области подают через магистрали, на конце которых установлены акустические излучатели, при этом количество и координаты точек ввода ТН, направление ввода, параметры акустических излучателей определяются из условия минимальных массовых затрат на газификацию заданного количества топлива при заданном давлении газифицированных продуктов в баке в течение всего процесса газификации и по достижению заданного давления в топливном баке открывают клапан на магистрали подачи газифицированных продуктов, например, в газовый ракетный двигатель.
3. Устройство для увода отделяющейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки, включающее в свой состав топливные баки окислителя и горючего, систему наддува баков, газовый ракетный двигатель с системой питания и системой газификации остатков КРТ, отличающееся тем, что дополнительно в нижней части топливного бака установлена разделительная сетка с размерами ячейки, равного:
где r - радиус капиллярного отверстия в сетке, σ - сила поверхностного натяжения жидкости, Θ - угол смачивания жидкости, ρ - плотность жидкости, h - высота столба жидкости над сеткой, α - ускорение жидкости при движении по направлению к сетке, при этом объем, ограниченный сеткой Vc, равен:
где
- минимально возможный объем невырабатываемых остатков КРТ;
σ - среднеквадратичное отклонение от номинального значения остатков КРТ.
где r - радиус капиллярного отверстия в сетке, σ - сила поверхностного натяжения жидкости, Θ - угол смачивания жидкости, ρ - плотность жидкости, h - высота столба жидкости над сеткой, α - ускорение жидкости при движении по направлению к сетке, при этом объем, ограниченный сеткой Vc, равен:
где
σ - среднеквадратичное отклонение от номинального значения остатков КРТ.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012153020/11A RU2522536C1 (ru) | 2012-12-07 | 2012-12-07 | Способ газификации жидкого ракетного топлива в баке ракеты и устройство для его реализации |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012153020/11A RU2522536C1 (ru) | 2012-12-07 | 2012-12-07 | Способ газификации жидкого ракетного топлива в баке ракеты и устройство для его реализации |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2012153020A RU2012153020A (ru) | 2014-06-20 |
RU2522536C1 true RU2522536C1 (ru) | 2014-07-20 |
Family
ID=51213474
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012153020/11A RU2522536C1 (ru) | 2012-12-07 | 2012-12-07 | Способ газификации жидкого ракетного топлива в баке ракеты и устройство для его реализации |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2522536C1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2654235C1 (ru) * | 2017-06-26 | 2018-05-17 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" | Способ газификации невырабатываемых остатков жидкого кислорода и керосина в баках ступени ракеты-носителя и устройство для его реализации |
RU2661047C1 (ru) * | 2017-05-10 | 2018-07-11 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" | Способ газификации остатков жидкого компонента топлива в баке отработавшей ступени ракеты-носителя и устройство для его реализации |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN112983681B (zh) * | 2021-01-19 | 2022-04-19 | 中国人民解放军63921部队 | 一种大推力液体火箭发动机质量的快速计算方法 |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3534686A (en) * | 1968-10-04 | 1970-10-20 | Nasa | Payload/burned-out motor case separation system |
US6036144A (en) * | 1997-10-03 | 2000-03-14 | Lockheed Martin Corporation | Mass producible launch system |
RU2406856C2 (ru) * | 2008-06-11 | 2010-12-20 | Государственное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Омский Государственный Технический Университет" | Способ увода отделившейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и двигательная установка для его осуществления |
RU2414391C1 (ru) * | 2009-06-22 | 2011-03-20 | Государственное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Омский Государственный Технический Университет" | Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления |
-
2012
- 2012-12-07 RU RU2012153020/11A patent/RU2522536C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3534686A (en) * | 1968-10-04 | 1970-10-20 | Nasa | Payload/burned-out motor case separation system |
US6036144A (en) * | 1997-10-03 | 2000-03-14 | Lockheed Martin Corporation | Mass producible launch system |
RU2406856C2 (ru) * | 2008-06-11 | 2010-12-20 | Государственное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Омский Государственный Технический Университет" | Способ увода отделившейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и двигательная установка для его осуществления |
RU2414391C1 (ru) * | 2009-06-22 | 2011-03-20 | Государственное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Омский Государственный Технический Университет" | Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2661047C1 (ru) * | 2017-05-10 | 2018-07-11 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" | Способ газификации остатков жидкого компонента топлива в баке отработавшей ступени ракеты-носителя и устройство для его реализации |
RU2654235C1 (ru) * | 2017-06-26 | 2018-05-17 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" | Способ газификации невырабатываемых остатков жидкого кислорода и керосина в баках ступени ракеты-носителя и устройство для его реализации |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2012153020A (ru) | 2014-06-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10815935B2 (en) | Throttleable propulsion launch escape systems and devices | |
Casiano et al. | Liquid-propellant rocket engine throttling: A comprehensive review | |
RU2414391C1 (ru) | Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления | |
RU2522536C1 (ru) | Способ газификации жидкого ракетного топлива в баке ракеты и устройство для его реализации | |
JP6995278B2 (ja) | 加圧ガス供給装置とこれを用いた衛星用推進装置 | |
US3229446A (en) | Combustion inhibiting method | |
RU2581894C1 (ru) | Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его реализации | |
US4595398A (en) | Propellant acquisition device | |
Pasini et al. | Pulsed chemical rocket with green high performance propellants | |
RU2562826C1 (ru) | Способ повышения эффективности ракеты космического назначения с маршевым жрд | |
US11719261B2 (en) | Vapor-pressure driven pump | |
RU2484283C2 (ru) | Способ утилизации невыработанных остатков компонентов ракетного топлива в отработанных ступенях ракет-носителей | |
RU2726214C1 (ru) | Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты-носителя и устройство для его осуществления | |
Trushlyakov et al. | Study of the unusable liquid propellant residues evaporation processes parameters in the tanks of the launch vehicle expended stage in microgravity | |
RU2738499C1 (ru) | Способ увода отделяющейся части ракеты-носителя и устройство для его реализации | |
Wiswell et al. | X-15 propulsion system | |
RU2690304C1 (ru) | Способ проведения лётно-конструкторских испытаний бортовой системы испарения остатков жидкого топлива в баке отработавшей ступени ракеты-носителя | |
RU2746473C1 (ru) | Способ спуска ускорителя ступени ракеты-носителя при аварийном выключении жрд и устройство для его реализации | |
RU2621771C2 (ru) | Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления | |
Vaughan | Apollo reaction control systems | |
Wilson et al. | MESSENGER Propulsion System: Strategies for Orbit-Phase Propellant Extraction at Low Fill-Fractions | |
US11945606B1 (en) | Electric propulsion based spacecraft propulsion systems and methods utilizing multiple propellants | |
Casiano | Extensions to the time lag models for practical application to rocket engine stability design | |
Kakami et al. | Design and experiments of a HAN-based monopropellant thruster using arc-discharge assisted combustion | |
Chujo et al. | Development of Bipropellant Gas-Liquid Equilibrium Propulsion System |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20171208 |