Способ контроля и управления тепловыми режимами истечения продуктов сгорания в камере локализации и охлаждения продуктов сгорания при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе и устройство для его осуществления

Способ контроля и управления тепловыми режимами истечения продуктов сгорания в камере локализации и охлаждения продуктов сгорания при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе и устройство для его осуществления

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способу ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе методом сжигания, и предназначено для защиты корпуса секций камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания от прожига при истечении и воздействии высокотемпературного, высокоскоростного газового потока продуктов сгорания ракетного двигателя на твердом топливе.

Известен стендовый комплекс и способ по отработке ракетных двигателей, который проводится на специальных баростендах с моделированием высотных условий: ЭИ НМ сер. НТ, 1984, №22 (203).

Известен «Аппарат для ликвидации ракетных двигателей», предназначенный для сжигания ракетных двигателей на твердом топливе в специальной камере, обеспечивающей локализацию продуктов сгорания, предотвращая образование вредных и взрывоопасных компонентов и снижение расходных характеристик: US 006101957 A, United States Patent, Patent Number: 6101957, Date of Patent: Aug.15, 2000, «Apparatus for after-burning fuel rich rocket exhaust products».

Известен «Способ ликвидации заряда твердого ракетного топлива», где осуществляется охлаждение канала ликвидируемого заряда путем заполнения его хладагентом: водой, щелочным или содовым раствором при вертикальном расположении ликвидируемого ракетного двигателя на твердом топливе. Патент RU 2021560 С1 от 15.10.94. Бюл. №19.

В качестве прототипа авторами принят патент RU 2021560 С1.

К недостаткам в указанных устройствах и способе необходимо отнести следующее.

1. Отсутствует контрольно-измерительная система по контролю, измерению, регистрации и управлению тепловыми режимами истечения продуктов сгорания ракетного двигателя внутри секций, обеспечивающих безопасные условия эксплуатации камеры и экологическую защиту при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе.

2. Отсутствуют способы и технические решения по защите внутренней полости камеры локализации и охлаждения и каждой отдельно взятой секции от прожига (в случае аварийной ситуации) при воздействии высокотемпературного, высокоскоростного газового потока продуктов сгорания ракетного двигателя.

3. Не установлены и не определены временные и гидравлические параметры по безопасным условиям локализации, охлаждения и нейтрализации продуктов сгорания ракетного двигателя в камере локализации и охлаждения.

4. Не определены геометрические размеры камеры локализации и охлаждения в зависимости от вида ликвидируемого заряда ракетного двигателя на твердом топливе и условия, обеспечивающие снижение скоростных режимов истечения продуктов сгорания.

5. В «Способе ликвидации заряда твердого ракетного топлива» патент RU 2021560 С1 предлагается вертикальное расположение ликвидируемого ракетного двигателя, что невозможно при ликвидации крупногабаритного, многотоннажного ракетного двигателя (например: PC-22 I ступень: длина ˜7 м, масса ˜50 т). Факел пламени при горении такого ракетного двигателя достигает ˜100 м. Изготовить и использовать вертикальную конструкцию с камерой локализации и охлаждения продуктов сгорания ликвидируемого ракетного двигателя на твердом топливе в таком варианте, с точки зрения технологической безопасности - невозможно, так как такое решение может привести к аварийной ситуации (например, «отрыв» ликвидируемого ракетного двигателя с креплений при его работе, разрушение конструкции камеры локализации и охлаждения и т.д.).

Технической задачей предлагаемого изобретения является повышение технологической и экологической безопасности при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе на стендах, оборудованных камерами локализации и охлаждения продуктов сгорания, а также повышение их срока службы.

Кроме того, задачами предлагаемого изобретения являются:

- снижение скорости движения продуктов сгорания и создание условий для их эффективной локализации, перемешивания и охлаждения водой и нейтрализующими растворами;

- управление тепловыми режимами истечения продуктов сгорания в камере локализации и охлаждения с целью исключения возникновения аварийной ситуации (прожига корпуса секций камеры локализации и охлаждения высокотемпературным, высокоскоростным газовым потоком);

- экологическая защита путем обеспечения оптимальных температурных условий истечения продуктов сгорания ракетного двигателя на твердом топливе и их снижение до температур, при которых осуществляется эффективная нейтрализация образовавшихся вредных веществ (например, в секции нейтрализации температура смешанного парогазового потока продуктов сгорания не должна превышать 100°С, а для нейтрализации HCl не более 60°С).

Технический результат способа контроля и управления тепловыми режимами истечения продуктов сгорания ракетного двигателя достигается за счет того, что:

- в способе контроля и управления тепловыми режимами истечения продуктов сгорания в камере локализации и охлаждения продуктов сгорания при ликвидации заряда ракетных двигателей на твердом топливе, включающем локализацию и охлаждение продуктов сгорания ракетного двигателя водой, камеру локализации и охлаждения продуктов сгорания выполняют из раздельных секций, а при истечении продуктов сгорания измеряют температуру в каждой секции камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания и подают дополнительное количество воды и нейтрализующего раствора в случае превышения верхнего эксплуатационного предела прочности материала секции по температуре, при этом поддерживают минимальные давления в газгольдере (ресивере) - 0,8 МПа, перед задвижками линии водоснабжения - 0,6 МПа, в независимых водоводах перед каждой запорно-пусковой аппаратурой секции - 0,4 МПа, перед распыливающими насадками - не менее 0,2 МПа, объемный расход воды в каждой секции обеспечивают - 0,5...1 м/с;

- обеспечивают герметичное соединение ракетного двигателя с камерой локализации и охлаждения продуктов сгорания, исключающее выход продуктов сгорания за пределы указанной камеры;

- в конструкции камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания предусматривают переход секций от одного меньшего диаметра 1,5...4 метра к большему 3...10 метров через переходные секции;

- измерение температуры осуществляют с помощью установленных попарно в каждой секции термопары внутри и термосопротивления снаружи, обеспечивающих измерение температуры в пределах 0...2500°С, соединенных с контрольно-измерительной системой.

Технический результат устройства достигается за счет того, что:

- в камере локализации охлаждения продуктов сгорания, содержащей приемную камеру, приемная камера выполнена из раздельных секций, включающих приемную секцию, переходную секцию и камеру смешения и нейтрализации, выполненных с независимыми водоводами от 1...4 штук и распыливающими насадками от 16...1000 штук, длина приемной секции составляет 1:1 длины ракетного двигателя на твердом топливе, а длина камеры смешения и нейтрализации - 4:1 длины ракетного двигателя на твердом топливе;

- угол раскрытия переходной секции между приемной (стыковочной) секцией и камерой смешения и нейтрализации составляет - 30...45°;

- включает вспомогательную или насосную линию водоснабжения, состоящую из ресивера с объемом воздуха - 600 м и рабочим давлением - 0,8...1,6 МПа, распределительного коллектора с двумя независимыми водоводами, вспомогательных емкостей для накопления воды или нейтрализующего раствора объемом - 300...600 м³, независимых водоводов с распыливающими насадками и запорно-пусковой аппаратурой в каждой секции, и насосную станцию с быстродействием - 5...10 с.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежами.

На фиг.1 показана условная схема основных элементов камеры локализации, охлаждения и нейтрализации продуктов сгорания с основным технологическим оборудованием, где

1 - компрессор для нагнетания воздуха и создания требуемого давления в газгольдере и ресивере, 2 - газгольдер, 3 - коллектор водоснабжения системы водой, 4 - накопительная емкость основной линии водоснабжения, 5 - распределительный коллектор вспомогательной линии, 6 - запорно-пусковая аппаратура основной и вспомогательной линий водоснабжения, 7 - секции камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания ракетного двигателя на твердом топливе, 8 - ракетный двигатель на твердом топливе, 9 - насосная станция, 10 - накопительная емкость вспомогательной линии водоснабжения, 11 - ресивер.

На фиг.2 показано истечение продуктов сгорания внутри секций камеры локализации и охлаждения, где происходит образование парогазовой прослойки между продуктами сгорания и внутренними стенками секций камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания, где

12 - упорный конус, 13 - компактные струи воды, 14 - приемная секция, 15 - переходная секция, 16 - камера смешения и нейтрализации, 17 - факел пламени ракетного двигателя, 18 - смешанный парогазовый поток продуктов сгорания ракетного двигателя.

На фиг.3 показана схема секции камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания с водоводами, распыливающими насадками и запорно-пусковой аппаратуры основной и вспомогательных линий водоснабжения, где

19 - водоводы основной линии водоснабжения, 20 - водоводы вспомогательной линии водоснабжения, 21 - опоясывающие пояса для подачи воды к распыливающим насадкам.

На фиг.4 показана монтажная схема стыковки датчиков и измерительной системы ИК-16-1 к камере локализации и охлаждения продуктов сгорания, где

22 - датчики температуры (термопары, термосопротивления), 23 - кабели, 24 - блок преобразования и нормализации (БПН), 25 - блок коммутации и управления (БКУ), 26 - АЦП Е-440, 27 - блок релейного управления (БРУ), 28 - регистрирующий вычислительный комплекс (РВК), 29 - принтер, 30 - блок бесперебойного питания (ББП).

На фиг.5 показаны экспериментальные температурные условия (в качестве примера), при которых происходит прожиг секций камеры локализации и охлаждения высокотемпературным высокоскоростным газовым потоком продуктов сгорания ракетного двигателя, где

31 - изменение температуры внутри секции камеры локализации и охлаждения; 32 - изменение температуры на внешней стенке секции камеры локализации и охлаждения, 33 - в качестве примера приведен верхний эксплуатационный предел прочности по температуре для стали Ст.3 (400°С).

Максимальное давление перед задвижками составляет - 0,15 МПа (1,5 атм), а перед распыливающими насадкам - 0,08 МПа (0,8 атм).

На фиг.6 показаны изменения давлений перед задвижками и насадками, при которых не обеспечиваются безопасные условия охлаждения продуктов сгорания ракетного двигателя, где

34 - давление перед задвижками; 35 - давление перед насадками.

На фиг.7 показана предаварийная ситуация (в качестве примера), когда температура внутри секций выше эксплуатационного верхнего предела прочности материала секций (на примере стали Ст.3 (400°С)), что может привести, при дальнейшей эксплуатации секций камеры локализации и охлаждения в таких условиях, к эрозии внутренней поверхности и дальнейшему прожигу:

36 - изменение температуры внутри секции камеры локализации и охлаждения; 37 - изменение температуры на внешней стенке секции камеры локализации и охлаждения; 38 - в качестве примера приведен верхний эксплуатационный предел прочности для стали Ст.3.

Максимальное давление перед задвижками составляет - 0,5 МПа, а перед распыливающими насадкам - 0,35 МПа.

На фиг.8 показаны изменения давлений перед задвижками и насадками, при которых не обеспечиваются безопасные условия охлаждения продуктов сгорания ракетного двигателя, где

39 - давление перед задвижками; 40 - давление перед насадками.

На фиг.9 показаны значения температуры при безопасных (требуемых) условиях водоснабжения секций водой при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе. Значения температуры в течение всего процесса не превышают значений верхнего предела прочности материала секций камеры локализации и охлаждения по температуре (для Ст.3) и обеспечивают условия нейтрализации вредных веществ в продуктах сгорания ракетного двигателя, так как температура процесса не превышает 100°С:

41 - изменение температуры внутри секции камеры локализации и охлаждения; 42 - изменение температуры на внешней стенке секции камеры локализации и охлаждения.

На фиг.10 показаны оптимальные значения давлений перед задвижками и распыливающими насадками, обеспечивающие безопасные условия подачи воды в продукты сгорания ракетного двигателя, где

43 - давление перед задвижками; 44 - давление перед насадками.

Таким образом, экспериментально определены гидравлические параметры предлагаемого изобретения по способу и устройству, обеспечивающие безопасные условия локализации и охлаждения продуктов сгорания ракетного двигателя в камере локализации и охлаждения продуктов сгорания:

- давление в газгольдере основной и ресивере вспомогательной линий должно быть не менее 0,8 МПа;

- давление перед задвижками - не менее 0,6 МПа;

- давление в независимых водоводах перед распыливающими насадками каждой секции - не менее 0,2 МПа;

- накопительная емкость, водоводы и распыливающие насадки во вспомогательной линии должны обеспечивать объемный расход воды в пределах - 0,5...1 м³/с.

Техническая задача в предлагаемом способе и устройстве защиты секций камеры локализации и охлаждения от прожига осуществляется следующим образом.

1. Проводят подготовительные работы по заполнению газгольдера (2) и ресивера (11) воздухом с помощью компрессора (1) и водой через коллектор (3), накопительные емкости (4, 10) с требуемыми параметрами в зависимости от ликвидируемого заряда ракетного двигателя на твердом топливе.

2. Проводят работы по установке и тестированию датчиков температуры (термопары, термосопротивления) (22) и проверяют качество стыковки датчиков к измерительной системе ИК-16-1.

3. Производят установку ликвидируемого ракетного двигателя на твердом топливе (8) с упорным конусом (12) на стапель, соединяют ракетный двигатель (8) с камерой локализации и охлаждения путем фланцевых соединений ракетного двигателя (8) и камеры локализации и охлаждения (7), проводят работы по подготовке к инициированию.

4. Включают измерительную систему ИК-16-1 для контроля, регистрации и управления тепловыми режимами истечения продуктов сгорания.

5. Производят запуск воды из основной линии водоснабжения (2, 4), через водоводы (19) путем открытия запорно-пусковой аппаратуры (6) для каждой секции камеры локализации и охлаждения (7), которая состоит из приемной секции (14), переходной секции (15) и камеры смешения и нейтрализации (16), а также независимыми водоводами (20) и насадками для подачи воды внутрь секций.

6. Осуществляют инициирование заряда ракетного двигателя на твердом топливе (8);

7. Продукты сгорания истекают через приемную секцию камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания (14), через переходную секцию (15) в камеру смешения и нейтрализации (16), при этом за счет расширения переходной секции камеры (15) происходит снижение скорости истечения продуктов сгорания, где они сталкиваются и смешиваются с распыленным потоком воды (13).

8. При истечении продуктов сгорания ракетного двигателя (17) и образования парогазовой смеси (18) при столкновении с водой (13) внутри каждой секций камеры локализации и охлаждения (7) измеряют температуру с помощью термопар и термосопротивлений (внутри и на поверхности секций) (22) и обрабатывают сигналы с помощью контрольно-измерительной системы (разработанной авторами) ИК-16-1 с соответствующим программным обеспечением, внедренной на предприятии (методика ФГУП «НИИПМ» МТ 1134-2005).

Контрольно-измерительная система ИК-16-1 собрана на основе стандартной современной элементной базы с использованием компьютера и программ по регистрации, обработке, выдаче регистрируемых параметров, их контроля и формированию управляющего сигнала для включения запорно-пусковой аппаратуры.

Основные составляющие элементы измерительной системы ИК-16-1 внесены в Государственный реестр средств измерения и допущены к применению в России, имеются сертификаты (например, преобразователь напряжения измерительный зарегистрирован в Государственном реестре под №28131.04, сертификат №19224 RU.C, 34.004.A).

Разработанное на предприятии ФГУП «НИИПМ» программное обеспечение позволяет:

- проводить выбор и задействование различных типов датчиков для регистрации температуры внутри и снаружи секций камеры локализации и охлаждения;

- обеспечивать прием и обработку аналогового сигнала, поступающего с датчиков (термопар и термосопротивлений) (22), перевода его в цифровую информацию, обработку кодов с последующей выдачей полученных значений в графическом и матричном видах на монитор и принтер компьютера (29);

- вести и хранить базу данных по испытаниям;

- преобразовывать полученные данные в формат Excel для более подробного анализа;

- контролировать значение верхнего предела температуры с последующей выдачей информации на монитор или на исполнительные органы запорно-пусковой аппаратуры (6) вспомогательной линии (5, 20);

- осуществлять измерение и регистрацию параметров температуры в камере локализации и охлаждения по 16 каналам (при необходимости число каналов может быть увеличено);

- совмещать данные при контроле, измерении и управлении с другими программами по дистанционному управлению систем стендового комплекса.

Структурная схема контрольно-измерительной системы приведена на фиг.4.

Состав контрольно-измерительной системы и назначение элементов:

- датчики температуры (термопары, термосопротивления), которые попарно устанавливаются в каждую секцию камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания, преобразуют температуру в электрический параметр (22), число датчиков при необходимости может быть увеличено;

- кабели (подкидные, стационарные, соединительные, коммутационные, передачи сигнала, сопряжения) предназначены для передачи электрического сигнала (23);

- блок преобразования и нормализации (БПН) состоит из модулей фирмы DATAFORTH SCM5B30-03 (усиление напряжения) и SCM5B36-01 (преобразование сопротивления в напряжение), предназначен для преобразования электрического параметра, снимаемого с датчика, в напряжение постоянного тока 0-5 В для дальнейшей оцифровки и устранения электрических помех (24);

- блок коммутации и управления (БКУ) предназначен для управления процессом измерения и контроля (25);

- АЦП Е-440 предназначен для оцифровки аналогового сигнала и выдачи дискретных сигналов для управления запорно-пусковой аппаратурой (26);

- блок релейного управления (БРУ) (27) состоит из модулей цифрового ввода-вывода SCMD фирмы DATAFORTH, предназначен для управления (подключения, отключения) цепью подачи питания на запорно-пусковую аппаратуру в соответствии с дискретным сигналом, формируемым АЦП Е-440;

- регистрирующий вычислительный комплекс (РВК) на основе системного блока, на базе процессора «Pentium-4» и монитора, клавиатура, мышь (28);

- принтер, для вывода на печать полученной информации (29);

- блок бесперебойного питания (ББП) (30);

- стойка для размещения оборудования;

- программное обеспечение по обработке, регистрации и управлению температурными режимами в камере локализации и охлаждения продуктов сгорания ракетного двигателя на твердом топливе.

9. В случае превышения температуры внутри секций камеры локализации и охлаждения выше верхнего эксплуатационного предела прочности материала секций камеры локализации и охлаждения по температуре (например, для стали Ст.3 (400°С)) сигнал от измерительного комплекса поступает на монитор компьютера и на исполнительную запорно-пусковую аппаратуру (6) вспомогательной или насосной линий (5, 20).

10. Дополнительное количество воды под давлением из вспомогательной линии водоснабжения (10, 11, 5) через водоводы (20) и опоясывающие пояса (21) поступает в секцию камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания, где происходит дополнительное охлаждение и соответственно снижение температуры смешанного потока продуктов сгорания до требуемых значений.

При этом в каждой секции включение запорно-пусковой аппаратуры (6) вспомогательной линии (5) производится независимо друг от друга, в случае выхода из строя запорно-пусковой аппаратуры основной линии.

При необходимости, дополнительную подкачку и подачу воды в водоводы вспомогательной линии осуществляют через насосную станцию (9).

Контроль, измерение температурных параметров внутри каждой секции камеры, а также при необходимости подачу дополнительного количества воды производят в течение всего процесса ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе.

1. Способ контроля и управления тепловыми режимами истечения продуктов сгорания в камере локализации и охлаждения продуктов сгорания при ликвидации заряда ракетных двигателей на твердом топливе, включающий локализацию и охлаждение продуктов сгорания ракетного двигателя водой, отличающийся тем, что камеру локализации и охлаждения продуктов сгорания выполняют из раздельных секций, при истечении продуктов сгорания измеряют температуру в каждой секции камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания и подают дополнительное количество воды и нейтрализующего раствора в случае превышения верхнего эксплуатационного предела прочности материала секции по температуре, при этом поддерживают минимальные давления в газгольдере (ресивере) - 0,8 МПа, перед задвижками линии водоснабжения - 0,6 МПа, в независимых водоводах перед каждой запорно-пусковой аппаратурой секции - 0,4 МПа, перед распыливающими насадками - не менее 0,2 МПа, объемный расход воды в каждой секции обеспечивают - 0,5-1 м³/с.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что обеспечивают герметичное соединение ракетного двигателя на твердом топливе с камерой локализации и охлаждения продуктов сгорания, исключающее выход продуктов сгорания за пределы указанной камеры.

3. Способ по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что в конструкции камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания предусматривают переход секций от одного меньшего диаметра 1,5-4 м к большему 3-10 м через переходные секции.

4. Способ по п.1, отличающийся тем, что измерение температуры осуществляют с помощью установленных попарно в каждой секции термопары внутри и термосопротивления снаружи, обеспечивающих измерение температуры в пределах 0-2500°С, соединенных с контрольно-измерительной системой.

5. Камера локализации и охлаждения продуктов сгорания, содержащая приемную камеру, отличающаяся тем, что приемная камера состоит из раздельных секций, включающих приемную секцию, переходную секцию и камеру смешения и нейтрализации, выполненных с независимыми водоводами от 1-4 штук и распыливающими насадками от 16-1000 штук, длина приемной секции составляет 1:1 длины ракетного двигателя на твердом топливе, а длина камеры смешения и нейтрализации - 4:1 длины ракетного двигателя на твердом топливе.

6. Камера локализации и охлаждения продуктов сгорания по п.5, отличающаяся тем, что угол раскрытия переходной секции между приемной (стыковочной) секцией и камерой смешения и нейтрализации составляет - 30-45°.

7. Камера локализации и охлаждения продуктов сгорания по п.5, отличающаяся тем, что включает вспомогательную или насосную линию водоснабжения, состоящую из ресивера с объемом воздуха - 600 м³ и рабочим давлением - 0,8-1,6 МПа, распределительного коллектора с двумя независимыми водоводами, вспомогательных емкостей для накопления воды или нейтрализующего раствора объемом - 300-600 м³, независимых водоводов с распыливающими насадками и запорно-пусковой аппаратурой в каждой секции, и насосную станцию с быстродействием - 5-10 с.