Повышение взрывобезопасности топливного бака отработавшей ступени ракеты-носителя за счет обеспечения температурного режима дренажной системы тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.07, кандидат наук Жариков Константин Игоревич

• Жариков Константин Игоревич
• кандидат наук
• 2017

Оглавление диссертации кандидат наук Жариков Константин Игоревич

СОДЕРЖАНИЕ

Введение

Глава 1 Современное состояние исследований по обеспечению 12 взрывобезопасности отработавшей ступени ракеты-носителя на орбите

1.1 Последствия засоренности и меры, принимаемые для повышения 13 взрывобезопасности отработавшей ступени ракеты-носителя в околоземном космическом пространстве

1.2 Анализ взрывобезопасности топливного бака отработавшей ступени 18 ракеты-носителя при нахождении на орбите

1.3 Обзор существующих методов повышения взрывобезопасности 22 топливного бака отработавшей ступени ракеты-носителя с жидкостным ракетным двигателем

1.4 Постановка задачи исследования

1.5 Обсуждение полученных результатов и выводы по главе 1 26 Глава 2 Разработка метода обеспечения температурного режима 28 дренажной системы топливного бака отработавшей ступени ракеты-носителя на орбите

2.1 Методика оценки взрывобезопасности топливного бака 31 отработавшей ступени ракеты-носителя на орбите

2.1.1 Математическое моделирование процессов тепло- и массообмена 34 топливного бака отработавшей ступени ракеты-носителя

2.1.2 Математическое моделирование теплообмена парогазовой смеси с 44 дренажной системой топливного бака отработавшей ступени ракеты-носителя

2.1.3 Результаты оценки взрывобезопасности топливного бака 51 отработавшей ступени ракеты-носителя

2.2 Методика выбора твердотопливных газогенерирующих составов для 63 обеспечения температурного режима дренажной системы топливного бака отработавшей ступени ракеты-носителя

2.3 Обсуждение полученных результатов и выводы по главе

Глава 3 Разработка методики экспериментальных исследований процесса 83 теплообмена при сбросе газа через дренажную магистраль 3.1 Обзор исследовательской экспериментальной базы

3.2 Обоснование требований и характеристик экспериментального 87 стенда для моделирования процесса сброса газа при воздействии факторов окружающей среды

3.3 Постановка задачи экспериментального моделирования процесса 90 сброса газа в окружающую среду с пониженным давлением

3.4 Программа и методика экспериментальных исследований

3.5 Исследование изменения прочностных характеристик материала 100 АМг-6 при действии факторов радиационного излучения космического пространства

3.6 Обсуждение полученных результатов и выводы по главе 3 104 Глава 4 Сравнительный анализ результатов исследования

4.1 Обработка результатов экспериментальных исследований

4.2 Сравнительный анализ результатов математического моделирования 109 и экспериментальных данных

4.3 Обсуждение полученных результатов и выводы по главе 4 116 Заключение 117 Обозначения, сокращения и индексы 121 Список литературы 125 Приложение А. Протоколы экспериментальных исследований 146 Приложение Б. Обработанные результаты экспериментальных 150 исследований

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Повышение взрывобезопасности топливного бака отработавшей ступени ракеты-носителя за счет обеспечения температурного режима дренажной системы»

Введение

Актуальность работы. Темой диссертационной работы является разработка метода обеспечения температурного режима дренажной системы для повышения взрывобезопасности полета отработавшей ступени ракеты-носителя (РН) с маршевым жидкостным ракетным двигателем после выполнения своей миссии. В настоящее время окончательно сформировалась проблема космического мусора, которая на настоящий момент изложена в документах Технический подкомитет ООН по использованию космического пространства в мирных целях ООН (Ш СОРШБ) [46, 47, 67] и Межагентского координационного комитета по космическому мусору (1ЛОС) [68].

Невырабатываемые жидкие остатки компонентов ракетного топлива в топливных баках и магистралях после выключения маршевого ракетного двигателя (до 3% от начальной заправки), газ наддува в шар баллонах, превратили отработавшие ступени ракет-носителей во взрывоопасный крупногабаритный космический мусор. Возможность замерзания дренажной системы при сбросе парогазовой смеси (испарившийся компонент топлива и газ наддува) из топливных баков приводят к взрыву топливного бака как на стартовом комплексе РН [60, 170], так и на орбитах [78, 80, 172]. Однако наиболее актуальным является снижение засорения околоземного космического пространства.

В разработанных рекомендациях международных организаций ЦЫ СОРЦОБ, 1ЛОС, содержится ряд требований [46, 47, 67, 78], обеспечивающих: минимизацию невыработанных остатков компонента топлива в топливных баках; сброс невыработанных остатков компонента топлива и газа наддува из топливных баков и шар баллонов в окружающую среду. Внедрение систем сброса невыработанных остатков компонента топлива из бака (пассивация отработавшей ступени РН) позволит повысить взрывобезопасность топливного бака отработавшей ступени РН оставленной на орбите после выполнения своей миссии [104, 179].

В процессе сброса из топливного бака происходит истечение парогазовой смеси через дренажную систему, при этом возможно выпадение конденсата и его

дальнейшее замерзание. Результат - нарушение температурного режима работы дренажной системы, проявляющееся в недостаточной производительности, либо полная неработоспособность из-за воздействия остывающей парогазовой смеси приводящей к полному замерзанию дренажной магистрали, следствием чего является взрыв бака отработавшей ступени РН [46, 47, 60].

Источниками теплового нагружения конструкции орбитальной отработавшей ступени РН являются излучение Солнца, собственное и переотраженное излучение Земли, что приводит к интенсивному испарению невыработанных остатков компонентов топлива и повышению избыточного давления в топливном баке, росту механических напряжений, превышающих допустимые значения для материала конструкции и, в конечном счете, возможному взрыву топливного бака.

Для решения сформулированных задач содержащихся в документах ЦЫ СОРИОБ, 1ЛОС [47, 68], требуется разработать метод обеспечения температурного режима дренажной системы для повышения взрывобезопасности топливного бака орбитальной отработавшей ступени РН.

В процессе реализации сформулированных задач получены следующие основные результаты:

- метод обеспечения температурного режима дренажной системы топливного бака, включающий в себя методики: оценки взрывобезопасности топливного бака отработавшей ступени РН, находящейся на орбите, учитывающей ориентацию отработавшей ступени РН на орбите, граничное положение остатков компонента топлива в баке, тепловое воздействие от окружающей среды; выбора твердотопливных газогенерирующих составов, с заданными физико-химическими свойствами;

- рекомендации по выбору твердотопливных газогенерирующих составов с заданными физико-химическими свойствами для получения теплоносителя с необходимыми термодинамическими свойствами;

- способ газификации остатков жидкого компонента топлива в баке отработавшей ступени ракеты-носителя за счет перевода компонента топлива в

газовую фазу путем использования продуктов сгорания твердотопливных газогенерирующих составов;

- устройство обеспечения температурного режима работы дренажной системы основанное на использовании остаточной теплоты, находящейся в конденсированной фазе продуктов сгорания твердотопливных газогенерирующих составов.

Степень разработанности темы диссертации. Вопросы обеспечения безопасности топливных баков отработавшей ступени РН освещены в ряде работ отечественных авторов: Шалай В.В., Трушляков В.И., Куденцов В.Ю., Шатров Я.Т., Глазунов А.А., и т.д.; и зарубежных БеЬиса Ь.Т., КНпкгаё Н., МсКт§Ы: Б.Б. и т.д. В их работах определены фундаментальные основы, заключенные в обеспечении безопасности отработавшей ступени РН после выключения маршевого жидкостного ракетного двигателя. Однако в трудах российских и зарубежных ученых недостаточно уделено внимание взрывобезопасности отработавшим ступеням РН с остатками компонента топлива после выполнения их миссии, что является причиной значительного количества взрывов отработавших ступеней РН (более 200 известных случаев на настоящий момент времени [11]) и появления рекомендаций ЦЫ СОРЦОБ, 1ЛОС [47, 68], что является подтверждением слабой проработанности данной проблемы.

Объектом исследования является процесс тепло- и массообмена в дренажной системе при сбросе парогазовой смеси в окружающую среду.

Предметом исследования является дренажная система топливного бака отработавшей ступени РН с жидкими остатками топлива.

Цель исследования. Повышение взрывобезопасности топливного бака отработавшей ступени РН с жидкостным ракетным двигателем за счет обеспечения температурного режима работы дренажной системы бака отработавшей ступени РН с жидкими остатками топлива.

Задачи исследования:

- провести аналитический обзор, описывающий термодинамическое состояние топливного бака отработавшей ступени РН на орбите, выявить факторы

окружающей среды и величин остатков топлива в баке, влияющих на взрывобезопасность топливного бака отработавшей ступени РН;

- разработать математическую модель, описывающую влияние факторов окружающей среды и величины остатка топлива в баке на прочность топливного бака отработавшей ступени РН, находящейся на орбите;

- разработать обоснования экспериментальных исследований, программу и методику проведения экспериментов;

- разработать экспериментальный стенд, моделирующий процесс работы дренажной системы топливного бака с жидкими остатками топлива;

- провести эксперименты для выявления влияния воздействия факторов окружающей среды (факторов космического пространства) на конструкцию топливного бака отработавшей ступени РН, находящейся на орбите;

- провести эксперименты для подтверждения достоверности разработанной математической модели;

- разработать способ обеспечения температурного режима работы дренажной системы на основе теплового моста от автономного газогенератора к дренажной магистрали.

Методология и методы исследований. Для решения сформулированных задач в диссертационной работе использовались методы математического и физического моделирования, термодинамического анализа, подобия, обеспечения безопасности, планирования и обработки результатов экспериментов.

Научная новизна диссертационной работы результатов работы заключается в следующем:

- предложенном методе обеспечения температурного режима дренажной системы, позволяющего повысить взрывобезопасность полета отработавшей ступени ракеты-носителя с маршевым жидкостным ракетным двигателем после выполнения своей миссии;

- разработанном способе газификации остатков жидкого компонента топлива в баке отработавшей ступени ракеты-носителя, за счет перевода компонента топлива в газовую фазу путем подачи горячих газов с заданными

физико-химическими свойствами в бак для обеспечения взрывобезопасности отработавшей орбитальной ступени ракеты-носителя;

- разработанной методике оценки взрывобезопасности топливного бака, учитывающей ориентацию отработавшей ступени РН на орбите, граничное положение остатков компонента топлива в баке, тепловое воздействие от окружающей среды;

- разработанной методике выбора твердотопливных газогенерирующих составов с заданными физико-химическими характеристиками, учитывающей условия химической нейтральности продуктов сгорания твердотопливных газогенерирующих составов и компонента топлива, отсутствия веществ, превращающихся в твердую или жидкую фазу, при температуре кипения компонента топлива, содержания минимального количества остаточного тепла и массы шлака в автономном газогенераторе.

Область исследований соответствует п. 1, 5, 6, 8 паспорта специальности 05.07.07. Контроль и испытание летательных аппаратов и их систем:

- п.1. Исследование, сертификация, контроль характеристик ЛА и их систем в условиях или на основе натурных экспериментов с привлечением полунатурного и математического моделирования.

- п.5. Разработка методов и проведение опережающих исследований физических процессов в натурных условиях (с привлечением моделирования и исследований на специальных стендах), необходимых при создании новых летательных аппаратов и их систем.

- п.6. Разработка методов анализа, обеспечения и определения безопасности, надежности, контролепригодности и эксплуатационной технологичности ЛА и их систем на этапах создания, испытания и эксплуатации.

- п.8. Исследования влияния ЛА на окружающую среду. Исследования влияния внешних возмущений (молния, электромагнитные излучения, радиация и т. д.) на летательные аппараты и их системы.

Практическая значимость работы:

1) использование рекомендаций по обеспечению взрывобезопасности полета отработавшей ступени РН с маршевым жидкостным ракетным двигателем после выполнения своей миссии, сформированных на основе результатов проведенных исследований режимов функционирования дренажной системы;

2) предложенные рекомендации по повышению взрывобезопасности топливного бака отработавшей ступени РН, находящейся на орбите, позволяют реализовать требования международных организаций ЦЫ СОРЦОБ, 1ЛОС [47, 68] и российских нормативных документов [22];

3) предложен способ газификации остатков жидкого компонента топлива в баке отработавшей ступени ракеты-носителя за счет перевода компонента топлива в газовую фазу путем использования продуктов сгорания твердотопливных газогенерирующих составов, что позволяет расширить допустимые области применения РН, повысить надежность и безопасность полетов.

На защиту выносятся следующие научные положения:

1) метод обеспечения температурного режима дренажной системы топливного бака, включающий в себя методики:

- оценки взрывобезопасности топливного бака отработавшей ступени РН, находящейся на орбите, учитывающей ориентацию отработавшей ступени РН на орбите, граничное положение остатков компонента топлива в баке, тепловое воздействие от окружающей среды;

- выбора твердотопливных газогенерирующих составов, с заданными физико-химическими свойствами;

2) результаты экспериментальных исследований процесса тепло- и массообмена в системе «топливный бак - дренажная система», при воздействии факторов окружающей среды.

Личный вклад автора:

- в теоретических расчетах процессов тепло- и массообмена топливного бака отработавшей ступени РН, находящейся на орбите;

- в теоретических расчетах теплообмена парогазовой смеси с дренажной магистралью топливного бака отработавшей ступени РН, находящейся на орбите;

- в разработке экспериментального стенда, методики и программы проведения экспериментов;

- в обработке и анализе результатов экспериментов.

Апробация. Основные положения и результаты диссертационной работы доложены на Общероссийской научно-технической конференции «Седьмые Уткинские чтения» (СПб, 2015), Всероссийской научно-технической конференции «Проблемы разработки, изготовления и эксплуатации ракетно-космической техники и подготовки инженерных кадров для авиакосмической отрасли» (Омск, 2015, 2016), Всероссийской научной конференции с международным участием «Теплофизические основы энергетических технологий» (Томск, 2016), Международная конференция «Глобальный конгресс в производстве и управлении» GCMM (Чжэнчжоу, Хэнань, 2016).

Достоверность результатов. Достоверность и обоснованность результатов подтверждается совпадением расчетных и экспериментальных параметров. Результаты экспериментов подтверждены количественным воспроизведением при близких условиях проведения эксперимента на аттестованных средствах измерения. Выполнена оценка погрешности измерений, которая не превышает 5 %. Проведена верификация математической модели и экспериментального стенда.

Внедрение результатов работы. Результаты исследований были использованы:

- при выполнении научно-исследовательских работ в рамках выполнения Соглашения о предоставлении субсидии по заданию Минобрнауки России №14.577.21.0157 (2014 - 2016 гг.);

- при выполнении составных частей научно-исследовательских работ в рамках Договора по государственному оборонному заказу между ОмГТУ и ФГУП ЦНИИмаш (Роскосмос, 2016 гг.);

- в учебном процессе ОмГТУ при чтении дисциплин «Испытание и обеспечение надежности ракетно-космической техники», «Основы ракетно-космической техники».

Публикации. Основное содержание диссертации опубликовано в 14 печатных работах, в том числе: в изданиях, рекомендованных ВАК - 4; в прочих журналах - 5 (из них в Scopus - 5); в сборниках научных трудов и материалах конференций - 5.

Объем и структура диссертации. Диссертация состоит из введения, четырех глав, общих выводов, списка цитируемой литературы и приложения. Работа изложена на 153 страницах и содержит 28 рисунков, 13 таблиц, 2 приложения, библиографические ссылки из 180 наименований.

Глава 1 Современное состояние исследований по обеспечению взрывобезопасности отработавшей ступени ракеты-носителя на орбите

Интенсивное развитие ракетных средств выведения и многочисленные запуски космических аппаратов (КА) на орбиты, привели к существенным изменениям на рынке средств выведения. Прежде всего, при прочих равных технических характеристиках пуска РН стоимость выведения КА превратилась в самый главный фактор конкурентоспособности, при этом в структуру затрат входят и затраты, связанные с компенсацией экологического ущерба.

Нарастающее загрязнение окружающей среды (защищаемые области околоземного космического пространства (ОКП)) по причине участившихся взрывов и столкновений космических объектов (КО) привели к тому, что в обществе сформировался вызов, ответом на который стали различные рекомендации международных организаций для разработчиков РН, включая технический подкомитет ООН по мирному использованию космического пространства (UN COPUOS), Межагентского координационного комитета по космическому мусору (IADC), национальные космические агентства (Роскосмос, Nasa, Jaxa и т.д.).

После взрыва второй ступени РН «Arian V-16» в 1986 г. [11], IADC введены требования по обеспечению взрывобезопасности топливного бака отработавшей ступени РН путем пассивирования невыработанных энергетических остатков компонента ракетного топлива (КРТ) находящегося на борту отработавшей ступени РН. Выполнение требований позволило снизить количество взрывов топливных баков отработавших ступеней РН, находящихся на орбитах. Тем не менее, по некоторым данным [131, 144, 151] взрывы топливных баков отработавших ступеней РН происходят и по настоящее время.

1.1 Последствия засоренности и меры, принимаемые для повышения взрывобезопасности отработавшей ступени ракеты-носителя в околоземном космическом пространстве

Процесс вывода КА, его функционирование и дальнейшее пребывание на орбите оставляет разнообразные источники техногенного засорения ОКП. Находясь на орбите в течение долгого времени, данные источники техногенного засорения создают постоянную угрозу пребывающим на орбите КА, запускаемым КА, а также объектам и населению поверхности Земли. К техногенным источникам космического мусора относятся [11]:

- КА, утратившие функциональность;

- отработавшие ступени РН;

- элементы, связанные с запуском и выводом КА;

- элементы, связанные с полетом и функционированием КА;

- элементы, связанные с миссией КА;

- продукты разрушения космических объектов (в том числе КА и РН);

- продукты горения топлива.

Данные источники засорения разнообразны по своей массе и влиянию на общее засорение ОКП. С момента первого запуска КА и до настоящего времени ведется мониторинг состояния техногенной засоренности ОКП [50, 141]. По данным каталога КО мониторингового центра США в ОКП по меньшей мере находиться более 20 000 различных КО. На Рисунке 1.1 представлена диаграмма изменения количества космических объектов в ОКП на январь 2017 года [132].

*— «О «") ь-

ф 100- га га ф ф га ф о) ф га ф га ф ф га га ш ф ф га га ^ сз о га га ^ о о о

Годы

Рисунок 1.1 - Диаграмма изменения количества космических объектов в ОКП

[132]

Рост количества разрушений и общего количества объектов обусловлен взрывами, произошедшими в 2007 и 2009 гг. Как видно из представленной диаграммы наиболее опасной причиной образования космического мусора является разрушения КО вследствие взрыва. Причины взрывов как правило не являются ошибкой операторов, т.к. взрыв происходит после завершения КО своей миссии.

Последствия взрывов непредсказуемы и оцениваются статистическими данными [180]. Взрыв на орбите создает огромное количество обломков, стремительно меняющих высоту и направление движения на орбите. Дальнейшее движение обломков КО непредсказуемо, и чаще всего происходит столкновение обломков с другими КО находящимися на орбитах [122, 139]. Различные виды последствий техногенного засорения ОКП представлены на рисунке 1.2 [11].

Последствия техногенного засорения ОКП

\7

Рисунок 1.2 - Виды последствий техногенного засорения ОКП [11]

В большинстве своем взрывы орбитальных отработавших ступеней РН, разгонных блоков и КА носит непредсказуемый характер и чаще всего каталогизируется как «аномальное событие» [123]. Анализ результатов наблюдений [1 40] предполагает что 25% «аномальных событий» приходится на системы ориентации и управления, а также на подсистемы, которые находятся на открытом пространстве. 35% связано с энергетическими системами, в частности с солнечными батареями или их приводными механизмами. Аномальное событие можно охарактеризовать как нештатный процесс, происходящий в топливных системах отработавших ступеней РН и КА, аккумуляторных батареях, баллонах со сжатым газом и других бортовых системах — как правило, после завершения их программного функционирования.

Меры, принимаемые для повышения безопасности отработавших ступеней ракет-носителей после выполнения своей миссии

В настоящее время по имеющимся данным известно о более чем 200 взрывах топливных баков отработавших ступеней РН1 с маршевыми жидкостными ракетными двигателями в ОКП [68]. Согласно статистическим данным [151] взрыву подвержены топливные баки отработавшей ступени РН, находящейся на орбите, как с самовоспламеняющимися жидкими КРТ, так и не самовоспламеняющимися.

Лавинообразное увеличение количества объектов в космосе и участившиеся взрывы отработавших ступеней РН и разгонных блоков привели к тому, что основные космические агентства и разработчики РН и КА в настоящее время интенсивно проводят поиск эффективных проектно-конструкторских решений, обеспечивающих снижение поступления космического мусора на орбиты ОКП.

На текущих ежегодных заседаниях IADC происходят корректировки и дополнения ранее опубликованного документа «Руководящие принципы работ по снижению засоренности околоземного космического пространства» [68]. Этот вопрос также регулярно обсуждается в ООН, в частности, в техническом подкомитете по мирному использованию космического пространства UN COPUOS [67].

Согласно нормативным документам [22, 47, 124] для снижения образования космического мусора и предотвращения взрывов отработавших ступеней РН и КА закончивших выполнение своей миссии введен ряд требований представленных на Рисунке 1.3.

Применение указанных требований, по мнению разработчиков этого документа, позволит снизить количество взрывов топливных отсеков отработавших ступеней РН [179]. В частности, обеспечение взрывобезопасности первой ступени РН «Ариан-5» путём вращения вокруг продольной оси за счет сброса газифицированного водорода [104]. Сброс самовоспламеняющихся

1 Согласно [20] под отделяемой частью РН подразумевается ступень РН, имеющая в своем составе один или несколько ракетных блоков для обеспечения полета РН на заданном участке траектории. Отделение ступени предусмотрено штатной циклограммой полета РН.

жидких КРТ и газа наддува из топливных баков второй ступени РН «Дельта» позволил повысить взрывобезопасность отработавших ступеней РН данного семейства, находящихся на орбите [46].

Разрядка батарей и размыкание силовых цепей

Предложения IADC по предотвращению взрывов КА и РН на орбитах

Исключение самосрабатывания пиротехнических средств

Стравливание газов из баллонов высокого давления

Рисунок 1.3 - Предложения IADC для предотвращения взрывов на орбите отработавших ступеней РН и КА после окончания своей миссии

Для обеспечения безопасности криогенного топливного отсека второй ступени РН «HII-B» от перегрева на круговой орбите высотой ~ 260 км и последующего активного управляемого спуска с орбиты, на поверхность топливного отсека было нанесено дополнительное теплозащитное покрытие [162]. Данная процедура увеличила время пребывания отработавшей ступени РН на орбите до 3 витков от первоначального времени.

Обеспечение удаления остатков жидких КРТ из топливного бака отработавшей ступени РН, находящейся на орбите, очень сложный и трудоемкий процесс [34]. Ввиду того, что отработавшая ступень РН находится в невесомости, определение граничного положения остатков жидкого КРТ не предоставляется возможным. Согласно результатам проведенных исследований [82] после выключения маршевого жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) вследствие перегрузки, действующей на конструкцию отработавшей ступени РН, происходит перемещение жидких КРТ от нижнего к верхнему днищу топливного бака. Удаление газа наддува из топливного бака имеет свои трудности. В газовой фазе

топливного бака помимо газа наддува имеется и пары жидкого КРТ, причем для высококипящих и криогенных КРТ объемное содержание паров в газовой фазе будет различным [136, 177, 178]. При сбросе парогазовой смеси (ПГС) (газа наддува и паров жидкого КРТ) содержащейся в топливном баке отработавшей ступени РН через дренажную систему в ОКП - возможно выпадение конденсата из ПГС и его дальнейшее замерзание в дренажной магистрали (ДМ), приводящее к разрушению и взрыву топливного бака отработавшей ступени РН [47].

Примером реализации сброса жидких остатков КРТ и газа наддува приведший к взрыву на орбите является взрыв топливного бака второй ступени РН «Зенит» [47]. После выведения полезной нагрузки на орбиту и выключения маршевого ЖРД в топливных баках могло оставаться до 4 тонн жидкого кислорода, 2 тонн керосина и 60 кг газообразного гелия. В процессе выведения и до взрыва топливные баки второй ступени РН «Зенит» находились в условиях максимальной освещенности. Вероятно, тепловое нагружение от Солнца и Земли воздействующее на поверхность топливного бака привело к интенсивному испарению криогенного КРТ, послужившее повышением давления внутри криогенного топливного бака до критического [77, 80]. Дренажная система криогенного топливного бака, по всей видимости, оказалась не работоспособной из-за воздействия парогазовой смеси, истекающей из топливного бака.

1.2 Анализ взрывобезопасности топливного бака отработавшей ступени ракеты-носителя при нахождении на орбите

Особенности хранения жидких КРТ, как и любых горючих материалов, а также правила их использования в наземных условиях основываются на анализе таких потенциальных сценариев, как пожар, взрыв и их последствия. Механизм кипения жидкостей в замкнутой емкости при воздействии высоких температур в течение достаточно длительного срока, а также последствие такого кипения -взрыв, подробно описаны в работах [109, 138].

Применение методов количественной оценки пожаро- и взрывобезопасности при хранении горючих материалов основаны на расчете

коэффициентов опасности и статистико-вероятностном подходе при расчете степени риска [33, 158], что не позволяет оценить взрывобезопасность топливного бака отработавшей ступени РН ,находящейся на орбите, с невыработанными жидкими остатками КРТ. Это обусловлено тем, что имеющийся методический материал не предусматривает хранение горючих материалов в условиях воздействия факторов космического пространства [145]. Под факторами космического пространства понимаются тепловые воздействия на топливный бак отработавшей ступени РН при ее орбитальном движении, такие как прямое солнечное излучение, отраженное от Земли солнечное излучение, собственное излучение Земли и аэродинамический тепловой поток.

В ходе анализа причин взрыва топливного бака отработавшей ступени РН, взрывы поделены на два типа: химический и физический. Классификация причин взрыва топливного бака отработавшей ступени РН представлена на Рисунке 1.4.

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Жариков Константин Игоревич, 2017 год

- / /

- / / /

/ / /

- / / / --2 .....3

. —

1 1 |

1000 2000 3000 4000 5000 6000 Время, с

Рисунок 2.6 - Изменение температуры участников теплообмена при граничном положении компонента топлива на цилиндрической стенке топливного бака и остатке жидкого кислорода в размере 3% от начального объема: 1 - температура

стенки топливного бака; 2 - температура жидкого остатка компонента топлива;

3 - температура газа в топливном баке.

На Рисунке 2.7 представлены результаты изменения температуры участников теплообмена при граничном положении невыработанного жидкого остатка КРТ в сферическом днище топливного бака в размере 3% от начального объема. На графике виден аналогичный по сравнению с Рисунком 2.6 рост температуры стенки топливного бака, но значения температур при различных граничных условиях нахождения жидкого кислорода - различны, что обусловлено передачей тепловой энергии только газу наддува. Малое изменение температуры невыработанного жидкого остатка КРТ обусловлено низкой теплопроводностью между газом и жидким остатком КРТ. Значения температур после одного оборота отработавшей ступени РН вокруг Земли равны: стенка топливного бака (235 К), газ наддува в топливном баке (105 К) и жидкий остаток КРТ (90,6 К), что и представлено на Рисунке 2.7.

250

И

£ 200 <D £ Ю О

о

g 150

и

Ю

о 100

га

ей

сз Рн

(D

(D

Е-

50

-

- у У У /

/ / / /

1 1 1 --2 .....3

1000 2000 3000 4000 5000 6000 Время, с

Рисунок 2.7 - Изменение температуры участников теплообмена при граничном положении компонента топлива в сферическом днище топливного бака и остатке

жидкого кислорода в размере 3% от начального объема: 1 - температура стенки топливного бака; 2 - температура жидкого остатка компонента топлива;

3 - температура газа в топливном баке.

На Рисунке 2.8 представлены результаты изменения давления в топливном баке при граничных положениях жидкого остатка КРТ на цилиндрической стенке (кривая 1) и в сферическом днище (кривая 2). Интенсивный рост давления при граничном положении жидкого остатка КРТ на цилиндрической стенке (кривая 1) обусловлен высокой температурой и значительной скоростью испарения жидкого остатка КРТ. Аддитивный рост давления при граничном положении жидкого остатка КРТ в сферическом днище (кривая 2) обусловлен незначительной скоростью испарения жидкого остатка КРТ и изохорным процессом газа наддува в топливном баке.

4.0x10s

cti

Й 3.5x10s

Я ID

03

В З.ОхЮ5

ра

cd

(Г)

я

а>

2.5х105

R рэ я

2.0x| 0s

/ / /

/ / / /

- / / / / - 2

У __/ / /

1 1 1

1000

2000

3000 Время, с

4000

5000

6000

Рисунок 2.8 - Изменение давления в топливном баке кислорода второй ступени РН «Зенит» при граничном положении остатка КРТ на цилиндрической стенке (1) и в сферическом днище (2) с остатком жидкого кислорода в размере 3% от

начального объема

Таким образом, рост давления в топливном баке жидкого кислорода второй ступени РН «Зенит» зависит от граничного положения остатка жидкого кислорода. При граничном положении жидкого кислорода на цилиндрической стенке наблюдается наибольший рост давления. При наличии невыработанных остатков жидкого кислорода в топливном баке второй ступени РН «Зенит» в количестве до 3% от начальной заправки бака, взрыва бака не происходит.

В Таблице 2.3 приведены термодинамические параметры до момента разрушения топливного бака кислорода второй ступени РН «Зенит» при различных граничных положениях невыработанных жидких остатков КРТ в топливном баке (на цилиндрической стенке и в сферическом днище), а также значения показателя K по формуле (2.19).

Таблица 2.3 Термодинамические параметры до момента разрушения топливного бака кислорода второй ступени РН «Зенит» при граничном положении невыработанных жидких остатков КРТ на цилиндрической стенке и в сферическом днище

Максимальное тепловое Минимальное тепловое

Параметр нагружение нагружение

кх = 1 % кх = 3 % кх = 1 % кх = 3 %

Pg-ft, кПа 368,9 750 750 750 385.3 272.4 416,8 243,7

* m p, кг 0 307,8 376,2 1516,2 0 350,4 1150,3 1573,2

Tw-ft , К 110,0 301,2 176,1 300,7 101,1 156,2 112,8 112,0

, кг 0 10,57 21,47 21,06 0 0 0 0

K 08 1 1 1 0,85 0,6 09 0,54

t*, с 797 11715 4845 16923 5915 18411 18411 18411

Примечания: 1. Над чертой приведены значения параметров при граничном положении невыработанных жидких остатков КРТ на цилиндрической стенке, под чертой — в сферическом днище.

2. Жирным шрифтом выделены значения массы остатка жидкого кислорода на момент разрушения топливного бака.

3. В таблице приняты следующие обозначения: t* - время, за которое происходит повышение давления до критического значения, при котором разрушается бак, при условии полного испарения остатков жидкого кислорода; р fi - давление

газа в топливном баке на момент времени t*; тр - масса остатка жидкого кислорода в баке на момент времени t*; Tw_fi - температура цилиндрической

*

стенки топливного бака на момент времени t

На Рисунке 2.9 представлены результаты оценки изменения температуры внутренней стенки ДМ топливного бака отработавшей ступени РН в процессе сброса газа. Как ранее упоминалось, топливный бак и ДМ являются разными термодинамическими системами. Связь между ними происходит только при изменении массы газа, возникающая при открытии ДПК.

Математическое моделирование проводилось при следующих начальных и граничных условиях:

- начальная температура внутренней стенки ДМ равна температуре газа в топливном баке;

- в процессе сброса газа рассматривается постоянное открытие ДПК;

- время процесса истечения газа из топливного бака определяется из условия достижения давления в топливном баке - давления окружающей среды.

Из результатов на Рисунке 2.9 следует, что в процессе сброса газа происходит монотонное снижение температуры внутренней стенки ДМ. Данный эффект возникает в результате интенсивного теплообмена стенки ДМ с истекающим газом и окружающей средой. К завершению процесса истечения

наблюдается минимальное значение температуры внутренней стенки ДМ равное 15 К.

<D

н

80

60

* 140 ~ 120 ч 100

я

н о о К X Он

о

CG

о с

5§ 40

И

и

о

рч

н со

а 20 ?

Р.

<D С

10

-

Vv

\

.....1 - 3

50 100 150 200

Время истечения газа из топливного бака, с

Рисунок 2.9 - Изменение температуры внутренней стенки ДМ топливного бака кислорода второй ступени РН «Зенит» в процессе сброса, газа как функции безразмерного времени, при начальной температуре стенки ДМ:

1 - 90 К; 2 - 100 К; 3 - 115 К

На Рисунке 2.10 представлены результаты оценки изменения давления от температуры газового потока в ДМ. Рассмотрен пример сброса газа с начальными параметрами: давление 3-105 Па, температура 90 К, газ - гелий. В процессе истечения газового потока из топливного бака происходит снижение давления, согласно pVn = idem. Полученные результаты расчета показывают, что в процессе истечения газового потока происходит снижение давления в ДМ, при этом за счет теплообмена происходит снижение температуры газового потока в ДМ.

Рисунок 2.10 - Изменение давления и температуры газового потока при

истечении из ДМ

Рассмотрим и проанализируем изменение давления и температуры газового потока в ДМ с учетом диаграммы фазового состояния кислорода [3, 42, 108] представленной на Рисунке 2.11. Для этого перенесем значения величин давления и температуры, представленные на Рисунке 2.10 на оси диаграммы фазового состояния кислорода. Важным замечанием является тот факт, что рассматриваемый процесс сброса принят для газа наддува - гелия. Пребывание в процессе сброса газового потока по ДМ - кислорода, является случайной величиной. Для учета данной случайности на диаграмме фазового состояния замкнем график значений перенесенного с Рисунка 2.10, тем же графиком с давления насыщенных паров кислорода. Полученная область граничит с тремя агрегатными состояниями: газ, жидкость и твердое тело см. Рисунок 2.11

Температура, К

Рисунок 2.11 - Диаграмма фазового состояния кислорода в координатах давление

- температура

Учитывая, что в процессе истечения давление и температура газового потока в ДМ снижаются, то согласно диаграмме фазового состояния имеет место фазовый переход кислорода находящегося в газовом потоке (см. Рисунок 2.11). Таким образом, выявлен механизм снижения температурного режима работы дренажной системы и понятен фактор замерзания ДМ на топливном баке второй ступени РН «Зенит» [47].

Фазовый переход гелия не рассматривается в виду того, что температуру фазового перехода гелия в процессе сброса газового потока достичь не возможно. В главе 3 представлены экспериментальные результаты снижения температуры ДМ при сбросе различных газов (азот и кислород).

2.2 Методика выбора твердотопливных газогенерирующих составов для обеспечения температурного режима дренажной системы топливного бака отработавшей ступени ракеты-носителя

С целью обеспечения температурного режима дренажной системы топливного бака отработавшей ступени РН с невыработанными жидкими остатками КРТ необходимо:

а) выбрать состав и физико-химические параметры ГГС, продукты сгорания которого в результате подачи в топливный бак не будут взаимодействовать с невыработанным жидким остатком КРТ и сохранят газовую фазу паров КРТ при сбросе термодинамической системы «ПГС+ТН» через дренажную систему;

б) произвести подачу продуктов сгорания ГГС в топливный бак, испарить невырабатываемые жидкие остатки КРТ, при достижении заданного давления в топливном баке, определяемого его прочностью, обеспечить сброс полученной термодинамической системы «ПГС+ТН» через дренажную систему в ОКП.

Описание процесса конвективной газификации в топливном баке отработавшей ступени РН

Процесс газификации неиспользуемых жидких остатков КРТ в баках после выполнения РН своей миссии предлагается осуществлять как для низкокипящих, так и высококипящих компонентов топлива на перспективных РН с маршевыми ЖРД при их модернизации для повышения экологической безопасности и экономической эффективности [137 ,171].

Технология процесса газификации невыработанных жидких остатков КРТ в топливном баке отработавшей ступени РН, на примере отработавшей второй ступени РН «Зенит», находящейся на круговой орбите высотой ~ 800 км, реализуется в следующей последовательности: после выключения маршевого ЖРД в топливный бак с остатками КРТ (жидкая и паровая фазы) и газом наддува с общим давлением около 3 атм подаются продукты сгорания твердотопливных газогенерирующих составов, с температурой порядка 1100 К - 1700 К и скоростью порядка 900 м/с. Происходит нагрев и испарение жидкой фазы КРТ,

повышение давления, выравнивание температуры термодинамической системы «испарившиеся остатки топлива + газ наддува + продукты сгорания ГГС» [28].

В работах [36, 95, 96] проведено математическое моделирование газодинамических потоков внутри типовых конструкций топливных баков отработавшей ступени РН при подаче в бак ТН. Качественная оценка режимов течения для различных типовых конструкций топливных баков РН показала, что состав термодинамической системы «ПГС+ТН» в значительной мере определяется секундным расходом ТН, векторы скоростей потоков могут менять своё направление движения, возможны зоны турбулизации, отрывные течения, застойные зоны.

После достижения заданной величины давления в топливном баке, определяемого его прочностью, осуществляется сброс термодинамической системы «ПГС+ТН» из топливного бака в ОКП через дренажную систему.

Импульсная постановка задачи ввода ТН в топливный бак (мгновенное сгорание ГГС) приводит к тому, что давление термодинамической системы «ПГС+ТН» достигает величин, многократно превышающих прочность топливного бака, в этой связи возникает необходимость определения массовой скорости подачи ТН в топливный бак.

Таким образом, необходимо выбрать такие физико-химические параметры твердотопливных газогенерирующих составов, продукты сгорания которого (химический состав, температура, массовая скорость ТН поступления в бак), обеспечили условия, при которых термодинамическая система «ПГС+ТН» при движении через дренажную систему с заданными проектно-конструктивными параметрами (диаметры магистралей, конструкция дренажного клапана, материал дренажной системы и т.д.) не изменяла фазового состояния (не конденсировались и не переходили в твёрдую фазу).

На Рисунке 2.12 приведён типовой топливный бак с дренажной системой, установленной на верхней части топливного бака, включающей в свой состав ДМ и ДПК.

Рисунок 2.12 - Типовая дренажная система РН

На Рисунке 2.13 представлена фазовая диаграмма кислорода [52] в координатах давление р - температура Т.

Температура, К

Рисунок 2.13 - Фазовая диаграмма кислорода, линия равновесия: 1 -жидкой и газообразной фазы; 2 - твердой и газообразной фазы; 3 - твердой и жидкой фазы

Как следует из результатов, приведённых на Рисунке 2.13, в точках с давлениями и температурами, лежащих выше линии 1, пары кислорода, находящиеся в термодинамической системе «ПГС+ТН», при дренаже будут конденсироваться, а в точках с давлениями и температурами, лежащих выше линии 2, пары кислорода будут кристаллизоваться и, соответственно, возникает возможность замерзания ДМ с последующим взрывом топливного бака отработавшей ступени РН [174].

Начальное положение точек двухфазной смеси в топливном баке после выключения маршевого ЖРД на Рисунке 2.13 соответствуют:

а) парогазовой смеси (пары кислорода) О};

б) жидким остаткам кислорода Ь}.

При сбросе термодинамической системы «ПГС+ТН» происходит падение давления и температуры, при движении термодинамической системы «ПГС+ТН» через дренажную систему возможен переход точки О} в область жидкой фазы -Ь2, а потом и в область твёрдого фазы - 5}.

Предлагаемый способ использования твердотопливных ГГС для формирования термодинамической системы «ПГС+ТН», исключает появление жидкой и твёрдой фазы в процессе сброса термодинамической системы «ПГС+ТН» через ДМ.

Допущения и ограничения

Д.16. Сгорание твердотопливных газогенерирующих составов происходит в автономном газогенераторе, давление в автономном газогенераторе и на срезе сопла автономного газогенератора принимаются заданными;

Д.17. Рассматриваются термодинамическое равновесие продуктов сгорания твердотопливных газогенерирующих составов [44, 165, 171];

О.1. Продукты сгорания твердотопливных газогенерирующих составов, т.е. ТН не должны вступать в химические реакции с жидким КРТ;

О.2. ТН не должен иметь в своем составе газовых продуктов, превращающихся в твердую или жидкую фазу, при температуре кипения жидкого КРТ в топливном баке;

О.3. В результате сгорания твердотопливных газогенерирующих составов твердая фаза продуктов сгорания в автономном газогенераторе должна содержать минимальное количество остаточного тепла и массы шлака и оставаться в автономном газогенераторе;

О.4. ТН должен содержать азот или кислород содержащие газы, при этом необходимо минимизировать попадание твёрдой фазы в топливный бак;

О.5. ТН должен иметь максимальную удельную теплоемкость;

О.6. Скорость горения твердотопливных газогенерирующих составов или массовая скорость поступления ТН на установившемся режиме выбирается из условия сохранения фиксированного давления в топливном баке, определяемом его прочностью, при открытой дренажной системе;

О.7. Предусматривается возможность передачи остаточного тепла от твёрдой фазы продуктов сгорания твердотопливных газогенерирующих составов (шлака), оставшегося в автономном газогенераторе, через тепловой мост к дренажной системе для избегания её замерзания при сбросе термодинамической системы «ПГС+ТН».

Д.18. Показателем выбора оптимального твердотопливного газогенерирующего состава при принятых допущениях и ограничениях является масса системы получения ТН, включающая в свой состав: массу твердотопливных газогенерирующих составов, автономного газогенератора, систему подачи ТН в топливный бак [73, 171].

Выбор твердотопливных газогенерирующих составов, продукты сгорания которого, с учётом ограничений и допущений, при поступлении в топливный бак обеспечат:

- испарение жидких остатков топлива в баке;

- вентилирование топливного бака при сбросе термодинамической системы «ПГС+ТН» через дренажную систему без выпадения жидкой твёрдой фазы термодинамической системы «ПГС+ТН».

Выбор твердотопливных газогенерирующих составов для получения теплоносителя

В качестве возможных твердотопливных газогенерирующих составов [116] для анализа выбраны составы, при сгорании которых, выделяется преимущественно газы: азот и кислород.

В Таблице 2.4 приведены возможные твердотопливные газогенерирующие составы, формально удовлетворяющие вышеописанным требованиям, близкие к композициям, описанным в [45, 56, 57, 58, 99, 146], температуры и состав ТН, рассчитан согласно программе термодинамического расчета произвольных гетерогенных систем и термохимических равновесий Terra [5, 175].

Методика выбора твердотопливных газогенерирующих составов состоит из следующих пунктов, для наглядности рассмотрим состав №1 из Таблицы 2.4.

С помощью программы Terra рассчитывается термохимическое уравнение реакции при заданном давлении (для примера принято давление в топливном баке равное 2,5 атм):

26 NaN3 + 6 KMnO4 = 39 N2+ 13 Na2O + 3 K2O + 2 Mn3O4,

и температуре горения данного состава (см. Таблицу 2.4).

Затем идет анализ полученных продуктов сгорания на предмет химической реакции с газом наддува или парами жидкого компонента топлива. Из примера видно, что продукты сгорания химически нейтральны к гелию и кислороду (соответственно, газу наддува и компоненту топлива).

После анализа продуктов сгорания применялся специальный термодинамический расчет, цель которого выявить компоненты в продуктах сгорания способных в процессе охлаждения в топливном баке изменить свое агрегатное состояние. Для состава №1 из Таблицы 2.4 температура горения составляет 1515 К, а температура кипения компонентов содержащихся в продуктах сгорания (таких как, Na2O, K2O, Mn3O4) превышает данную величину. Тем самым обеспечивается ограничения О.2. и О.3.

При горении состава NaClO3 + CaO2 + Mg [56] расчетная температура продуктов сгорания составляет « 2036 K, при этом в продуктах сгорания

наблюдается пары NaCl, т.к. температура кипения NaCl несколько ниже, чем температура сгорания данного состава. В процессе охлаждения продуктов сгорания в топливном баке, пары NaCl изменят свое агрегатное состояние на твердую фазу, тем самым осядут на стенках топливного бака, либо в дренажной магистрали в процессе сброса ПГС снизив пропускную способность.

Следует отметить, что использование азотгенерирующих составов не вызывает больших опасений по поводу надежности предотвращения попадания конденсированных продуктов сгорания в топливный бак (ставятся фильтры, как в инфляторах для подушек безопасности). Однако при использовании кислородгенерирующих составов, многие из которых содержат хлораты и перхлораты щелочных металлов [115], одним из основных продуктов сгорания является хлорид соответствующего металла (NaCl, KCl), температура кипения которых находятся между 1738 и 1680 К, что зачастую существенно ниже, чем температура горения, и таким образом NaCl или KCl могут попасть в бак.

Снижение температуры горения твердотопливных газогенерирующих составов обеспечивалось варьированием содержания компонентов в известных кислородгенерирующих смесях так, чтобы снизить температуру горения до ~ 1500 K и в Таблице 2.4 внесены только такие композиции, где взяты за основу композиции, описанные в [57, 58]. Варьирование рецептуры твердотопливных газогенерирующих составов применяется повсеместно, когда нужно обеспечить ряд дополнительных требований, к примеру [45]. Поэтому применяется отход от стехиометрии и введение инертных наполнителей (полимеры, асбест, стекло [99]).

Как следует из результатов представленных в Таблице 2.4 в топливный бак отработавшей ступени РН поступает ТН в виде горячего газа азота, либо кислорода (1125К .. .1798К), а твёрдые продукты (с) могут быть отфильтрованы и остаться в автономном газогенераторе с соответствующей остаточной теплотой.

Таблица 2.4 - Варианты твердотопливных газогенерирующих составов, температура и состав продуктов сгорания, в том числе конденсированной фазы (с

- твёрдая фаза), остающейся в автономном газогенераторе

№ п/п Исследуемые составы Температура продуктов сгорания, К Состав продуктов сгорания, %

1 64.7% NN3 + 35.3% КМПО4 1515 N2 41.7; Ш2О (с); 30.67; К2О (с) 7.3; МП3О4 (с) 17.0.

2 67.6% NN3 + 33.4% СгО3 1798 N2 42.7; Ш2О (с) 28.46; СГ2О3 (с) 25.76.0.

3 50% NN3 + 50% Бе2О3 1125 N2 32.3; Ш2О (с) 8.5; №БеО2 (с) 44.4 ; Бе (с) 12.5;

4 60% NN3 + 40% СаО2 1740 N2 38.7; Ш2О (с) 27.3; СаО (с) 31.1; О2 1.6

5 64% ШСЮэ + 26% ВаО2 +6% БЮ2 + 4% М§ 1466 О2 28.7; М§О (с) 6.63; ВаО (с) 8.2; ВаБЮэ (с) 21.3; ШС1 (с) 32.2

6 86% ШС1О4 + 10% Ш2О2 +4% 1480 О2 42.4; ШС1 (с) 35.85; ^БЮэ (с) 14; №2Б12О5 (с) 2.5

7 77.5% ШС1О4 + 17% СаО2+ 5.5% М§ 1457 О2 40.7; ШС1 (с) 33.2; М§О (с) 9.0; СаО (с) 13.3

8 78% №С1Оэ + 7% ВаО2 +4% БЮ2 + 9.5% Бе + 1.5% М§ 1475 О2 30.7; ШС1 (с) 39.4; М§О (с) 0.45; ВаБЮэ (с) 8.8; МВ2БЮ4 (с) 3.5; Бе2Оэ (с) 13.6

Из приведённых результатов (см. Таблица 2.4) для рассматриваемых твердотопливных газогенерирующих составов с № 1 - 4 состав продуктов сгорания следующий: газовая фаза - азот 32 - 43%, твёрдая фаза - шлак 57 - 68%; для № 5 - 8 состав продуктов сгорания: газовая фаза - кислород 28 - 42%, твёрдая фаза - шлак 58 - 78%.

Для определения количества удельной теплоты, поступаемой в топливный бак отработавшей ступени РН при сжигании твердотопливных газогенерирующих составов, потребного удельного количества ГГС, к примеру, газификации 1 кг жидкого кислорода использовались результаты исследований [165, 171].

В Таблице 2.5 приведены предварительные оценки удельных энергетических и массовых характеристик для твердотопливных газогенерирующих составов, приведённых в Таблице 2.4.

Как следует из приведённых в Таблице 2.5 результатов, наиболее эффективными являются твердотопливные газогенерирующие составы под

номерами №2 и №4. Это системы, выделяющие азот. Системы, выделяющие кислород, немного проигрывают, но это исключительно потому, что были поставлены ограничения О.2. и О.З., чтобы температура горения композиций, содержащих хлораты или перхлораты, была не выше 1500 К.

В последнем столбце показаны оценки остаточной теплоты в твёрдой фазе твердотопливных газогенерирующих составов, из которых следует, что наибольшие потери соответствуют варианту №8, именно в его продуктах сгорания наибольшая доля тепла оставшееся в твердом шлаке, после сгорания ГГС.

Введение теплового моста позволяет утилизировать оставшуюся теплоту в автономном газогенераторе, которая составляет существенные величины (см. Таблицу 2.5), как в самом огарке после сгорания твердотопливного газогенерирующего состава, так и корпусе автономного газогенератора.

Таблица 2.5 - Удельные энергетические и массовые характеристики твердотопливных газогенерирующих составов, и их продуктов сгорания в

качестве ТН

№ состава в Таблице 2.4 Массовая доля газа от массы состава, % Количество тепла, которое выделится из 1 кг ТН при охлаждении от температуры ТН до 220 К, кДж/кг Кол-во ТН, необходимое для газификации 1 кг ЖК, кг Кол-во состава, необходимое для газификации 1 кг ЖК, кг Доля тепла, оставшегося в твердом шлаке относительно всей выделенной в процессе горения состава теплоты, %

Композиции, выделяющие азот

1 41.7 1470 0.074 0.18 67.7

2 42.7 1830 0.059 0.14 66.3

3 32.3 1000 0.109 0.34 69.9

4 40.3 1758 0.062 0.154 67.5

Композиции, выделяющие кислород

5 28.7 1302 0.081 0.28 73.3

6 42.4 1315 0.081 0.19 68.2

7 40.7 1290 0.082 0.20 66.4

8 30.7 1310 0.081 0.26 74.4

Количество теплоты, подводимое к дренажной системе, позволяет поднять её температуру до величины, обеспечивающей исключение выпадение жидкой фазы из термодинамической системы «ПГС+ТН», её замерзание на внутренней поверхности дренажной системы (ДПК + ДМ), что:

- повышает вероятность незамерзания ДМ;

- снижает затраты на потребное количество твердотопливного газогенерирующего состава для обеспечения пребывания текущего фазового состояния продуктов газификации в зоне требуемого фазового состояния, т.е. газовой фазы.

Согласно уравнению теплового баланса тепловая энергия, заключенная в твердой фазе продуктов сгорания ГГС находящихся в автономном газогенераторе равна тепловой энергии переданной дренажной магистрали через тепловой мост [32]:

^ = Ы, (2.43)

где

(с = <2ф + даШ - тепловая энергия твердой фазы продуктов сгорания ГГС;

- тепловая энергия, затраченная на нагрев автономного газогенератора;

- лучистая составляющая тепловой энергии, переданной от автономного газогенератора в окружающую среду;

(V = (к ф-Ь) + ) + -V) + ) - тепловая ЭнеPгия, ухОДящая от

автономного газогенератора к дренажной магистрали; ( - тепловая энергия,

переданная от автономного газогенератора к тепловому мосту; - лучистая

составляющая тепловой энергии, переданной от теплового моста в окружающую среду; - тепловая энергия, переданная от теплового моста к дренажной

магистрали; - лучистая составляющая тепловой энергии, переданной от

дренажной магистрали в окружающую среду.

Уравнение лучистой составляющей тепловой энергии, переданной от автономного газогенератора, теплового моста, дренажной магистрали в окружающую среду в общем виде выглядит следующим образом [32]:

ф ,дх) = " gh ,дх) ' ) . (2.44)

Уравнение тепловой энергии переданной от автономного газогенератора к тепловому мосту и от теплового моста к дренажной магистрали, выглядит следующим образом [32]:

0л(gh-Л) = ' Fgh ' (Tgh — ТЛ ) , (2.45)

Я

Ямл-*) =1Т ■ *Л ■ (ТЛ - ТV) . (2.46)

Замыкающими уравнениями передачи тепловой энергии от газогенератора к дренажной магистрали являются уравнения изменения внутренней энергии [32]:

^gh,Л,сЫ) = °а(gh,Л,сЫ) ■ та(gh,Л,сЫ) ■ ^Та(gh,сЫ) . (2.47)

В Таблице 2.6 приведены результаты расчетов передачи остаточной теплоты от твёрдой фазы продуктов сгорания твердотопливного газогенерирующего состава, находящихся в автономном газогенераторе, к ДМ 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 данным [21].

Таблица 2.6 - Удельные энергетические и массовые характеристики твердой фазы продуктов сгорания ГГС, и приращение температуры теплового моста + дренажной системы

№ состава в Таблице 2.4 Масса твердого шлака оставшегося после газификации 1 кг ЖК, кг Кол-во тепла, которое выделится из 1 кг состава, кДж Кол-во тепла, оставшегося в твердом шлаке при сгорании 1 кг состава, кДж Приращение температуры системы «Тепловой мост - дренажная система», К

Композиции, выделяющие азот

1 0.1049 1782 1169 174

2 0.0802 2164 1384 206

3 0.2301 895 573 85

4 0.0919 1973 1269 189

Композиции, выделяющие кислород

5 0.1996 1223 850 126

6 0.1094 1531 972 144

7 0.1186 1391 865 128

8 0.1801 1358 955 142

Как следует из результатов, приведённых в Таблице 2.6 использование теплового моста приводит к повышению температуры системы «тепловой мост-дренажная система» на значительные величины от 85 до 206 градусов, что приведёт к испарению выпавшего твёрдого осадка КРТ и, соответственно, открытию проходного сечения ДМ.

На основании проведённых исследований предложен способ и устройство обеспечения заданного температурного режима работы дренажной системы [30].

На Рисунке 2.14 представлена принципиальная схема установки автономного газогенератора для передачи теплоты к дренажной системе через тепловой мост для предотвращения замерзания паров кислорода на внутренней поверхности ДМ.

Для реализации заявляемого способа предложено устройство, состоящее из топливного бака 1, автономного газогенератора 2 для получения ТН, магистрали ввода ТН 3, дренажную систему 4 в которое дополнительно вводят тепловой мост 5 между автономным газогенератором 2 и дренажной системой, а расположение автономного газогенератора 2 относительно дренажной системы выбирают в из условия минимального расстояния между ними (см. Рисунок 2.14) [174].

Рисунок 2.14 - Принципиальная схема установки автономного газогенератора на топливном баке и системы дренажа: 1 - топливный бак отработавшей ступени РН; 2 - автономный газогенератор; 3 - магистраль ввода ТН в топливный бак; 4 -дренажная система; 5 - тепловой мост для передачи остаточного тепла от газогенератора к дренажной системе

Работа теплового моста осуществляется следующим образом: теплота выделяющаяся в процессе горения твердотопливного газогенерирующего состава в автономном газогенераторе, а также остающийся огарок (шлак) нагревают корпус автономного газогенератора 2 до высокой температуры (1000 К и выше) и передается за счет теплопроводности материала теплового моста 5 к дренажной системе 4. По предварительным оценкам (см. Таблицу 2.6) это позволяет повысить температуру корпуса дренажной системы на ДТ от 85 К до 206 К.

Оценка процесса тепло- и массообмена при сбросе термодинамической системы «ПГС+ТН»

Для проведения оценки процесса тепло- и массообмена при сбросе термодинамической системы «ПГС+ТН» рассмотрены параметры топливного

бака окислителя (жидкий кислород) второй ступени РН «Зенит». Термодинамические параметры газовой фазы топливного бака для проведения оценки приняты следующими: давление - 3 атм; температура - 90 К; объемная доля гелия / кислорода - 0,8 / 0,2.

На начало процесса сброса термодинамической системы «ПГС+ТН» из топливного 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 отработавшей ступени РН излучением от Солнца и Земли при орбитальном движении. Повышение внутреннего давления в топливном баке обусловлено ростом температуры ПГС (пары жидкого КРТ + газ наддува) и интенсивностью испарения жидкого кислорода [78, 172].

Результаты расчета получены согласно методики описанной в параграфе 2.1 данной работы. На Рисунке 2.15 кривая 3 показывает изменение парциального давления кислорода в результате теплового нагружения топливного бака отработавшей ступени РН;

- для возможного, на момент выключения маршевого ЖРД на пиропатрон автономного газогенератора содержащего твердотопливный газогенерирующий состав подается сигнал, в результате сгорания ГГС в топливный бак подается азот со средней температурой 1500 К. Рост внутреннего давления, происходит в результате смешивания ПГС с азотом и испарения жидкого кислорода.

Расчеты проведены согласно методики описанной в параграфе 2.1 данной работы при дополнительной модификации уравнения (2.16) [28]:

сТТ^ а

Сж—А ' тм>-А = Q•Z — ОоЯ(ж—р) — ОоЯ(ж—g) + ОооЯ(¡с—ж),

с1Т

Ср ■ (тр — тр ■ 0 ■ —рр = ОоЯ(Ж—р) + ОоЯ(р—g) + °аоЛ(¡с—р) — тр ' Рр , (2.48)

/ \ dTg— А

С • т&—А+ cv • т+ Ср ■ тр+ ■тс) ^ =

= О-оЯ (ж—g) — ОоЯ (р—g) + ОооЯ (¡с—g) + тр ■ Рр + т¡с ■ ^¡с ,

где тк - массовый расход ТН; - тепловая энергия переданная от ТН к

участникам тепло- и массообмена (стенке топливного бака, жидкому остатку КРТ, газу наддува) за счет вынужденной конвекции, теплопроводности и лучистой энергии.

Конвективная составляющая переноса тепловой энергии определяется по уравнению (2.39). Число Нуссельта определяется с помощью критериальных уравнений [9] для различного типа и режима движения газа [32]: для жидкого остатка КРТ

Ш = С7- (Ог ■ Рг)7, (2.49)

для газа в топливном баке

Ш = 0.18 ■ Яб0-8, (2.50)

где С ,7 - коэффициенты, зависящие от режима течения: пленочный (С = 0,5;-/ = 0

), турбулентный (С = 0,135;/ = 1/3); Ог - число Грасгофа; Рг - число Прандтля.

На Рисунке 2.1 5 кривая 4 показывает изменение парциального давления кислорода в результате подачи ТН в топливный бак.

1000000

юоооо -

(Я

с

<к

ш юооо -

О)

сч

1000 -100 ■

50 60 70 80 90 100 110 120

Температура, К

Рисунок 2.15 - Оценка изменения агрегатного состояния кислорода в координатах давление - температура: 1 - кривая фазового равновесия жидкости и газа; 2 -кривая фазового равновесия жидкости и твердого тела; 3 - кривая изменения парциального давления, при тепловом нагружении топливного бака; 4 - кривая изменения парциального давления, при подаче ТН в топливный бак; 5 - кривая изменения парциального давления, при сбросе ПГС; 6 - кривая изменения парциального давления, при сбросе термодинамической системы «ПГС+ТН»

Процесс сброса ПГС из топливного бака представлен 2 состояниями, рассчитанных согласно методики описанной в параграфе 2.1 данной работы:

- при сбросе ПГС, фазовое состояние паров кислорода таково, что оно соответствует появлению жидкой фазы. На Рисунке 2.15, кривая 5 соответствует положению точек, соответственно, начальное - 01 и конечное - Ь\,

- для случая сброса термодинамической системы «ПГС+ТН»: азот + гелий + кислород, видно, что фазовое состояние паров кислорода соответствует газовой фазе 04 (см. Рисунок 2.15 кривая 6).

Из приведённых на Рисунке 2.15 результатов следует, что существует принципиальная возможность подбором твердотопливного газогенерирующего состава обеспечить сброс ПГС из бака окислителя, при этом его фазовое состояние будет соответствовать газовой фазе, т.е. условиям взрывобезопасности топливного бака отработавшей ступени РН.

На Рисунке 2.16 приведена блок-схема выбора твердотопливных газогенерирующих составов для обеспечения температурного режима дренажной системы топливного бака отработавшей ступени ракеты-носителя.

Выбор химически реагирующих веществ

Расчет термохимического уравнения реакции

Получение состава продуктов сгорания

1

Состав ГГС выбран Анализ массовой доли газа, количества тепла в газе и твердой фазы

Рисунок 2.16 - Блок-схема выбора твердотопливных газогенерирующих составов для обеспечения температурного режима дренажной системы топливного бака

отработавшей ступени ракеты-носителя

2.3 Обсуждение полученных результатов и выводы по главе 2

Принятые допущения и ограничения позволили получить приближенную оценку взрывобезопасности топливного бака отработавшей ступени РН.

При наличии невыработанных жидких остатков кислорода в топливном баке второй ступени РН «Зенит» в количестве до 3% от начальной заправки бака, взрыва топливного бака от повышенного внутреннего давления, полученного в результате полного испарения остатков кислорода и нагрева газа наддува, не происходит. Граничное положение остатков кислорода на цилиндрической стенке топливного бака из-за существенно большей поверхности теплообмена способствует наибольшему прогреву остатков жидких КРТ и, как следствие, интенсивному тепло- и массообмену между стенкой, газом и жидкими кислородом, чему свидетельствуют значения температуры стенки, приведенные в Таблице 2.3.

С помощью математической модели теплообмена парогазовой смеси с дренажной системой топливного бака отработавшей ступени РН выявлен механизм снижения температурного режима работы дренажной системы. В процессе истечения газового потока по ДМ происходит снижение давления и температуры, а за счет интенсивного теплообмена и охлаждение внутренней поверхности ДМ. Согласно полученным результатам, соотнесенным с диаграммой фазового состояния имеет место фазовый переход кислорода находящегося в газовом потоке

Проведённые расчёты (см. Рисунок 2.15) показали замерзание ДМ при сбросе исходной ПГС (пары кислорода и гелий) из топливного бака окислителя (жидкий кислород) второй ступени РН «Зенит». Использование различных твердотопливных газогенерирующих составов и подача в топливный бак соответствующих ТН способствует повышению температуры и давления, что приводит к смещению точки, характеризующей фазовое состояние кислорода в область газа и избегание выпадения жидкой фазы и последующего замерзания ДМ [78] (см. Рисунок 2.15 линия 6).

Оптимизация возможных твердотопливных газогенерирующих составов, режимов их горения в автономном газогенераторе позволит разработать эффективную систему газификации остатков жидких КРТ и вентилирования топливного бака [81, 98, 173].

Из полученных результатов можно сделать следующие основные выводы.

1. Разработан метод обеспечения взрывобезопасности топливного бака отработавшей ступени РН на орбите, который реализуется за счёт исключения возможности замерзания ДМ при сбросе ПГС и термодинамической системы «ПГС+ТН» (пары компонента топлива + остатки газа наддува + ТН) путем вентилирования топливного бака отработавшей ступени РН с неиспользуемыми остатками жидкого КРТ посредством ввода ТН в топливный бак.

2. Разработана методика для оценки возможности взрыва топливного бака отработавшей ступени РН, находящейся на круговой орбите в диапазоне высот 200-1000 км, вследствие повышения давления газа внутри топливного бака, обусловленного испарением невыработанных остатков жидкого КРТ, под воздействием теплового нагружения поверхности конструкции отработавшей ступени РН от излучений Солнца, Земли и аэродинамического нагрева.

В качестве топливного бака принята традиционная компоновка, состоящая из тонкостенной цилиндрической обечайки со сферическим днищем. При оценке возможности взрыва топливного бака рассматривались величины остатков жидкого КРТ в топливном баке в количестве до 3 % от начальной заправки топливного бака.

3 . В качестве показателя оценки взрыва топливного бака принимается величина К, представляющая собой соотношение кольцевых напряжений о^ и предела прочности о(Тм!) материала тонкостенной цилиндрической обечайки топливного бака (К = о ^ / о(Тк)).

4. Определены величины максимального и минимального теплового нагружения отработавшей ступени РН на орбите под воздействием исследуемых

факторов, при этом максимальное тепловое нагружение соответствует полностью освещенной орбите, а минимальное — частично освещенной.

5. Описан процесс истечения ПГС (газ наддува и пары компонента топлива) в среду с пониженным давлением на основе использования модели идеального газа.

6. Разработана методика выбора твердотопливных газогенерирующих составов для обеспечения температурного режима дренажной системы топливного бака отработавшей ступени ракеты-носителя. Предложены варианты твердотопливных газогенерирующих составов, когда продукты их сгорания не вступают в химическое взаимодействие с невыработанными остатками жидких КРТ, а также исключено попадание в топливный бак конденсированных продуктов сгорания твердотопливных газогенерирующих составов.

7. Рассмотрено использование остаточной теплоты, находящейся в конденсированной фазе продуктов сгорания твердотопливных газогенерирующих составов, для нагрева дренажной системы, что позволит обеспечить температурный режим работы дренажной системы.

8. На примере топливного бака с невыработанными остатками жидкого кислорода второй ступени РН «Зенит» проведена оценка процесса сброса ПГС и термодинамической системы «ПГС+ТН» из топливного бака отработавшей ступени РН в ОКП, показывающего возможность замерзания дренажной системы, и, следовательно, возможность взрыва топливного бака для исходного варианта (без использования ГГС), а также предотвращения замерзания при использовании твердотопливных газогенерирующих составов, генерирующих кислород или азот.

Глава 3 Разработка методики экспериментальных исследований процесса теплообмена при сбросе газа через дренажную магистраль

Известные методы и способы моделирования воздействия окружающей среды на бортовые системы РН, реализованные в экспериментальных установках, не позволяют в полной мере моделировать воздействия окружающей среды. На основе проведенного анализа открытых источников разработан экспериментальный стенд, программа и методика проведения работ по экспериментальному определению термодинамических параметров газа в процессе истечения из ДМ.

3.1 Обзор исследовательской экспериментальной базы

Проектирование экспериментальной базы для исследования и отработки элементов и систем РН происходит с условием обеспечения технико-экономических критериев эффективности: эксплуатационных; экономических; данных технической реализации. Состав и последовательность проведения операций по контролю параметров исследуемого объекта определяются из целей и поставленных задач экспериментальных исследований.

Согласно [18] под испытаниями подразумевается эмпирическое определение количественных и качественных характеристик испытуемого объекта при функционировании и непосредственном воздействии различных факторов, так и при моделировании испытуемого объекта и воздействий на него. Что в свою очередь классифицирует испытания на виды и стадии. На Рисунке 3.1 представлена классификация испытаний РН.

В данной работе проводились исследовательские лабораторные испытания, целью которых являлось определение температуры внутренней поверхности модели ДМ при сбросе газа. Ниже приведен краткий обзор существующих экспериментальных стендов для исследований процессов тепло- и массообмена жидкостей и газов.

Рисунок 3.1 - Классификация видов испытаний изделий РН [15]

Экспериментальный стенд для газификации модельных жидкостей

Для исследования процессов газификации модельной жидкости [29, 40, 87] используется экспериментальный стенд [61]. В основе процесса газификации [167] лежит принцип перевода жидких остатков КРТ в газообразное состояние путем подачи ТН с заданными физико-химическими свойствами. Схема экспериментального стенда представлена на Рисунке 3.2, в следующем составе:

- экспериментальная модельная установка;

- система подготовки ТН (компрессор, для создания необходимого давления ТН; ресивер; нагреватель, для создания необходимой температуры ТН);

- система измерений, регистрации и обработки результатов измерений;

- соединительной и запорной арматуры.

Объектом испытаний является модельная жидкость (вода, водо-спиртовые смеси, керосин) [84, 85].

Рисунок 3.2 - Схема экспериментального стенда: 1 - система подготовки ТН; 2 -экспериментальная модельная установка; 3 - модельная жидкость; 4 - датчик влажности (гигрометр); 5 - датчик температуры; 6 - датчик давления; 7 -

мобильные датчики температуры; 8 - управляемый дренажный клапан

Экспериментальный стенд для исследования характеристик двухфазных потоков

Движение жидкостей и газов в элементах дренажной и регулирующей систем, насосах и т.д. сопутствуется постоянное испарение или конденсация (для газа) с последующим образованием двухфазного потока. Экспериментальный стенд [4] (см. Рисунок 3.3) предназначен для исследования параметров истекающей жидкости при условиях возникновения паровой фазы.

Объектом испытаний является парожидкостная смесь (вскипающая жидкость - вода).

Рисунок 3.3 - Экспериментальный стенд для исследования характеристик двухфазных потоков [35]: 1-расходного бака; 2- нагревательного элемента; 3-рабочего участка; 4- датчиков давления; 5- датчиков температуры; 6- датчика тяги; 7- электрический двигатель; 8-турбиного датчика расхода; 9- вентиль; 10-отсечного клапана; 11-опоров; 12- предохранительного клапана

Экспериментальный стенд для исследования теплопередачи при контролируемой декомпрессии из экстракционной емкости

При сбросе давления из экстракционной емкости из-за высокой скорости истечения газа происходит резкое падение температуры (так называемый эффект Джоуля-Томпсона) [155]. Снижение температуры истекающего газа охлаждает стенки сосуда и клапан, через который происходит сброс давления. В результате стенки емкости становятся более хрупкими, что сказывается на взрывобезопасности системы.

Объектом испытаний является сброс газа (диоксид углерода - СО2).

Экспериментальные исследования, проводимые на данном экспериментальном стенде, основаны на моделировании сброса газа из

экстракционной емкости. На Рисунке 3.4 представлена принципиальная схема экспериментального стенда.

Рисунок 3.4 - Экспериментальный стенд для исследования теплопередачи при контролируемой декомпрессии из экстракционного сосуда [154]

3.2 Обоснование требований и характеристик экспериментального стенда для моделирования процесса сброса газа при воздействии факторов окружающей среды

Приведенные результаты расчетов, полученные в главе 2, показали возможность замерзания дренажной системы в процессе сброса ПГС. Проведение экспериментальных исследований для подтверждения теоретических расчетов представляет сложную задачу, т. к. необходимо учесть все возможные факторы, влияющие на исследуемый процесс.

В приведенном выше обзоре экспериментальных стендов по исследованию тепло- и массообмена, каждый исследуемый объект испытаний рассматривается на определенной модели, подобной реальной конструкции. При этом реальный процесс моделируется на некоторой упрощенной модели, спроектированной при условии соблюдения критериев подобия реального процесса и моделируемого. Таким образом, каждый разработанный экспериментальный стенд является специфическим (или даже уникальным в своем роде) и спроектирован под конкретный объект исследований.

Моделирование процесса сброса газа в окружающую среду с пониженным давлением в данной работе представлено двумя моделями: математической и

физической. Математическая модель, представленная в главе 2, включает в себя уравнения, описывающие термодинамическое состояние газа и дренажной магистрали в процессе сброса. Физическая модель представлена «идеализированной» системой физических тел и процессов взаимодействующих между собой, при этом:

- рассматриваемым объектом является модель дренажной магистрали, представляющая собой трубу;

- ПГС заменяется однокомпонентным газом.

Для реализации физической модели необходимо разработать экспериментальный стенд, на котором возможно получить численные значения критериев подобия исследуемого процесса [12, 24]. Используя метод анализа размерности определяющих факторов исследуемого процесса [12, 24], определим критерии подобия процесса сброса газа из топливного бака с учетом теплообмена, которые зависят от: времени протекания процесса, теплофизических свойств газа и геометрических характеристик ДМ:

&Т 7 р) = / й, I, w, р,^,Я,а) & . (3.1)

С целью обеспечения условий подобия проводимого экспериментального моделирования фактическому процессу, было проведено математическое моделирование истечения газа из ДМ топливного бака отработавшей ступени РН. Используя описанную в главе 2 методику расчета и тождества описанные в источниках [12, 24] получены следующие значения критериальных величин, которые сведены в Таблицу 3.1 и Таблицу 3.2. Моделирование сброса газа из ДМ топливных баков отработавшей ступени РН осуществлялось в окружающую среду с параметрами: давление рх = 3 10 7 Па, температура тх = 4 К, соответствующие высоте 500 км (температура стенки ДМ принята равной температуре окружающей среды).

Таблица 3.1 - Исходные данные и значения критериальных чисел для ДМ

топливного бака окислителя отработавшей ступени РН

Параметр Ракеты-носители

Зенит 2 Космос-3М Рокот Союз 2,1 б

Компонент Кислород АК-27И АТ Кислород

ТЛ 3 V й, м oxia5 60,8 9,2 8,5 17,7

Toxid, К 90 293 90

Газ наддува Гелий Газогенераторный, преимущественно диоксид азота Газогенераторный, преимущественно диоксид азота Азот

p ,, МПа лт oxid5 0,3 0,33 0,33 0,3

d /1 0,141 0,137 0,12 0,13

Re 1, 2 105 - 9, 1-106 1,8 -104 - 6,4 -106 9,3 -103 - 7,1-106 6,6 105 - 2 107

Ho 3-10-6 -1, 7-10-4 2 • 10-6 - 2 -10-4 3 • 10-6 - 2 • 10-4 2,6 -10-6 - 4 -10 4

Nu 5,2 - 277, 6 6,6-1152 3,7 -1242 128 - 2300

Таблица 3.2 - Исходные данные и значения критериальных чисел для ДМ

топливного бака горючего отработавшей ступени РН

Параметр Ракеты-носители

Зенит 2 Космос-3М Рокот Союз 2,1 б

Компонент Керосин НДМГ НДМГ Керосин

т^ 3 f, м 23,3 5,1 4,9 6,7

J, К 293

Газ наддува Гелий Газогенераторный, преимущественно азот Газогенераторный, преимущественно азот Азот

Pjue, , МПа 0,5 0,4 0,4 0,52

d /1 0,141 0,137 0,12 0,13

Re 1-105 - 3,7 -106 1-104 - 4,6 -106 1,1-104 - 5,1 -106 1,3 -104 - 7,1-106

Ho 5,5 -10-6 -1-10-4 4,2 -10-6 -1,7 -10 4 5,3 -10-6 -1,9 -10 4 4,9 -10-6 - 2,1-10-4

Nu 6,61 -129,9 4,3 - 616 4,4 - 664 5,3 - 892

Условные обозначения: v , v, , - объем газовой фазы в топливном баке

oxid ' fuel i-

окислителя и горючего, без учета невыработанных жидких остатков КРТ;

- температура газовой фазы в топливном баке окислителя и горючего; p^id,pfuel -

остаточное давление газовой фазы в топливном баке окислителя и горючего; АК-27И - раствор состоящий из 27% (по весу) азотного тетраоксида и 73% азотной кислоты; НДМГ - несимметричный диметилгидразин; АТ - азотный тетраоксид.

По результатам представленных в Таблице 3.1 и Таблице 3.2 получены следующие диапазоны критериальных чисел: геометрического й/1 = 0,12 - 0,141;

скоростного Ке = 9,3-1°3 -9,1-1°б; временного Но = 2• 10б -4• 10 4 и теплового Ыы = 3,7 - 2300 подобия.

3.3 Постановка задачи экспериментального моделирования процесса сброса газа в окружающую среду с пониженным давлением

Целью экспериментального исследования являлось определение температуры внутренней поверхности модели ДМ при сбросе газа из экспериментальной модельной емкости (ЭМЕ).

Принцип действия экспериментального стенда состоит в моделировании условий эксплуатации испытуемого объекта, в частности модели ДМ, приближенных к натурным, при этом ПГС заменяется газом. Моделирование условий эксплуатации осуществляется путем:

- создания избыточного давления в ЭМЕ, имитирующей газовую составляющую внутри топливного бака отработавшей ступени РН;

- обеспечение заданного уровня разряжения в вакуумной камере, имитирующей окружающую среду (на заданной высоте);

- обеспечение сброса газа из модельной емкости через модель ДМ в вакуумную камеру.

В соответствии с условиями сброса газа из топливного бака отработавшей ступени РН в окружающую среду и полученными диапазонами критериальных чисел (см. Таблицу 3.1 и Таблицу 3.2) экспериментальный стенд должен реализовывать следующий диапазон параметров, представленных в Таблице 3.3.

Таблица 3.3 - Технические параметры экспериментального стенда

Объем модельной камеры 0,018 м3

Давление в модельной емкости 10-6 - 800 кПа

Газовая среда Воздух, азот, гелий, кислород

Давление в вакуумной камере 10-8 - 102 кПа

Диаметр проходного сечения модели ДМ 6-20 мм

Длина модели ДМ 50-200 мм