Новий спосіб боротьби з температурним розшаруванням рідкого кисню в баках ракетних рушійних установок

Вступ

Як окислювач для рідинних ракетних двигунів (РРД) сучасних ракет- носіїв (РН) найбільшого поширення знаходить (і буде знаходити в доступному для огляду майбутньому) рідкий кисень [1]. Достатньо перелічити РН «Зеніт», «Маяк» (Україна), «Циклон-4М»; Antares (США, Україна); Atlas-V, Falcon-9 (США); Агіап-У(ЄКА); Н-1 (Японія); численне сімейство РН «Союз-2», «Ангара» (Росія); KSLV-2 (Південна Корея) та інші.

Особливо треба відмітити, що усі ці носії мають несучі нетеплоізольовані циліндричні баки з рідким киснем низької температури (від -183⁰С до -207⁰С). Баки при передстартовій підготовці після закриття дренажних клапанів (ДК) і польоті під дією зовнішніх теплових потоків нагріваються самі і нагрівають, в свою чергу, рідкий кисень. Під дією гравітаційних сіл прогріті шари палива спливають уздовж циліндричних стінок бака наверх і там накопичуються [2]. Це так зване температурне розшарування кисню в баку. На вхід до забірного пристрою чи двигуна вони попадають на при кінці його роботи на ділянці дроселювання. Для ілюстрації на рис.1 представлена температура рідкого кисню на вході в РРД LR-87-11 І ступеня РН США «Titan» за часом польоту.

Рис. 1. Зміна в часі температури рідкого кисню двигуна 1 ступеня ракети «Titan» після запуску двигуна: о - результати вимірювань; результати розрахунку

Температурне розшарування кисню вкрай негативне явище, навіть якщо воно і складає всього декілька градусів. Для розуміння його впливу на параметри РУ розглянемо рівняння для визначення потрібного тиску газу в баку р_б від температури кисню на вході в забірний пристрій чи в насос ґ_вх (Що є визначальним в даному випадку):

де Н - висота стовпа рідини в баку над входом в двигун (над забірним пристроєм);

р - середньомасова щільність палива;

g - прискорення вільного падіння;

п_х - поточне значення осьового навантаження;

?р_гп - втрати тиску в забірному пристрої та видаткової магістралі;

Р_з - тиск насиченої пари палива;

?р_аз - антикавітаційний запас насосу (забірного пристрою).

Як видно з наведеного рівняння, чим більша температура палива на вході в двигун ї_вх, тим більший за величиною повинен бути перший член в його правій частині. Наприклад, прогрів рідкого кисню на 1 градус в діапазоні температур 80 т - 96К відповідає в середньому підвищенню його тиску насиченої пари на ~ 0,15 бар. Іншими словами, для бескавітаційної роботи насосів в цьому випадку необхідно підвищувати тиск газу в баку на ~0,15 бар на кожен градус прогріву кисню, або збільшувати теплові залишки кисню в баку.

На рис. 2 наведено типовий для сучасного циліндричного верхнього бака окислювача I ступеня мінімально необхідний тиск газу в баку.

Як видно з наведеного графіка, визначним розрахунковим випадком для тиску газу в баку в даному випадку є забезпечення бескавітаційної роботи забірного пристрою в кінці роботи ДУ з ~ 110с польоту.

Рис. 2. Типова зміна потрібного тиску газу в верхньому баку окислювачаза часом роботи ДУ (0 часу - початок руху РН)

Рмн.з - потрібний тиск газу в баку при запуску РРД;

Рмнпр - потрібний тиск газу в баку за умови його міцності (стійкості);

Рмнзу - потрібний тиск газу в баку для забезпечення безкавітаційної роботи забірного пристрою

Стовп палива Н вже невеликий, перевантаження п_х перед вимиканням двигуна незначне. Тому перевищення тиском газу в баку мінімально-необхідного тиску може бути забезпечено тільки шляхом підвищення тиску газу в баку.

Однак підвищити тиск газу в практично порожньому баку (для прикладу, об'єм бака окислювача РД-171М ~ 200м ) досить складна проблема. Якщо система наддування (СН) газобалонна, то тиск газу в балонах наприкінці роботи ДУ вже невеликий. При дроселюванні ДУ витрата теплоносія і його температура на вході в теплообмінник суттєво знижуються. Відповідно, при зменшенні витрати гелію з балонів ще падає і його температура на вході в бак.

Якщо система наддування баків випарна (киснева) або рідинна генераторна, то на кінцевій ділянці роботи ДУ (дроселювання) падають витрати компонентів палива (робочого тіла наддування при нерегульованих СН) і тиску в точках їх відбору. В обох випадках необхідно суттєво збільшувати витрату робочого тіла наддування шляхом введення додаткових агрегатів автоматики і збільшувати прохідний перетин гарячої магістралі наддування через зниження тиску на вході. Тому пошук шляхів зменшення температури верхніх шарів палива в баку є досить перспективним напрямком підвищення ефективності СН і ракетного комплексу в цілому.

Аналіз останніх досліджень і публікацій, в яких започатковано розв'язання даної проблеми і на які спираються автори. У сучасному експериментальному дослідженні [3] показано, що для нетеплоізольованих циліндричних паливних баків, незважаючи на гаряче наддування, визначальним для прогріву кисню в баку є зовнішній тепловий потік до його циліндричної поверхні. У цьому випадку прийнято при розрахунках вважати, що прогріті шари спливають на поверхню і не перемішуються один з одним, як би нашаровуючись один на одного [2]. В роботі [4] показано, що тільки за час передпускового наддування бака (ДК закритий) прогрівання верхнього шару кисню в баку (з подовженням ~ 5,6) становить до 2⁰С. Це значна величина.

Відомі засоби боротьби з температурним розшарування палива в баку [5]. Вони використовують різні кільцеві перегородки по всій висоті бака, які розбивають на частини природно конвективний потік кисню уздовж стінок бака. Недоліком таких методів є ускладнення і обваження конструкції бака, ускладнення технології його виготовлення.

Також відомий спосіб, який включає подачу холодного гелію незначною витратою від нижнього днища бака вгору через торовий колектор («газліфт») [6]. Холодний гелій у вигляді бульбашок спливає, тягне за собою холодний кисень і перемішує верхні і нижні шари окислювача. Знижується температура верхнього шару кисню. Температура кисню на вході в двигун наближається до середньомасової. Недоліком цього способу є те, що він спрямований на боротьбу з наслідками прогрівання палива, а не на причину його виникнення. Колектор, додатковий гелій, балон для його зберігання - обтяжують РН. В ідеалі цей спосіб може зменшити прогрівання верхнього шару на декілька градусів (що також вкрай важливо), але не звести прогрів до мінімуму. Є тут і ще одне проблемне питання - явище можливого руху бульбашок газу вниз під дією певних частот в рідкій фазі. РРД, як відомо, генерує максимально широкий їх спектр.

Постановка завдання досліджень. Метою цієї роботи є обґрунтування нового способу боротьби з температурним розшаруванням рідкого кисню в баках ракетних РУ. Доцільно звести до мінімуму прогрів тільки тієї верхньої частини кисню в баку, яка і може створювати проблеми.

Аналіз рис. 1 показує, що ліквідувати прогрів кисню в баку логічно тільки в тій частині палива, яка потрапляє в забірний пристрій після ~ П0c роботи ДУ. Кисень, що витрачається раніше, ніяких проблем щодо забезпечення потрібного тиску газу в баку не створює і витрачати на нього ресурси просто не має сенсу. Також запропонований спосіб не повинен обтяжувати паливні баки і бути реалізованим при нинішньому розвитку науки і техніки, не вимагати розробки дорогих технологій.

термічний розшарування кисень ракетний установка