Системы наддува топливных баков

 

Для обеспечения работы центробежных насосов ЖРД особенно при высоких давлениях в камере двигателя (свыше 100–200 и более кг/см²) необходимо на входе в насос иметь достаточное высокое давление в рас­ходуемом компоненте (несколько атмосфер). Для этого баки должны наддуваться газом. Давление наддува обеспечивает создание в баках рас­тягивающей силы, способствующей снижению сжимающих нагрузок.

Системы наддува топливных баков – составные части ПГС ракет с ЖРД.

К этим системам предъявляются следующие основные требования:

– безотказность действия и обеспечение заданного режима наддува с определенной точностью;

– малая масса и небольшие габариты элементов системы;

– удобство и безопасность эксплуатации.

Наддув топливных баков с насосной системой подачи необходим:

– для обеспечения бескавитационной работы насосов на всех режимах работы двигателя;

– для устранения провала давления в баках в момент запуска двигателя;

– для ускорения выхода двигателя на режим (уменьшение предстартовых расходов топлива);

– для повышения прочности баков при воздействии на них осевых сжимающих нагрузок.

 

В ракетах с насосной подачей топлива применяются в основном центробежные лопастные насосы, поэтому для обеспечения их бескавитационной работы необходимо, чтобы давление жидкости при входе в насос было всегда выше давления упругости паров этой жидкости. Это превышение должно быть тем больше, чем больше расход компoнeнта топлива и число оборотов насоса.

Давление жидкости на входе в насос Р_вх, складывается из давления столба жидкости Р_ст и давления газа наддува над свободной поверхностью жидкости Р_б. Учитывая потери в топливной системе DР_S, давление на входе в насос будет Р_вх = Р_ст + Р_б + DР_S. До пуска ракеты Р_ст = h ₀ r, где h ₀ – начальная высота столба жидкости.

На активном участке траектории давление столба жидкости пе­ред насосом будет переменным. За счет выработки компонента высота столба h  жидкости уменьшается, ракета движется с ускорением и на столб жидкости будет действовать осевая перегрузка n_x.

Статическое давление на входе в насос в каждый момент времени будет Р_ст = h r n_x. Если при расчете насоса на кавитации определена величина минимально допустимого давления на входе P_{вх min}, то потребное давление в баке должно быть таким, чтобы при минимальном давлении столба жидкости обес­печивалось необходимое давление на входе в насос, т.е.

Р_{б min} = P_{вх min} – Р_{ст min} + DР_S.

Для обеспечения нормальной работы двигателя, применяются следующие виды наддува баков:

– предстартовый наддув баков первой ступени, обеспечивающий запуск двигателей этой ступени;

– бортовой наддув, обеспечивающий работу двигателей на номинальном режиме;

– гарантийный наддув или поднаддув баков второй и последующих ступеней, обеспечивающих запуск их двигателей.

 

В современных ракетах используются следующие системы борто­вого наддува топливных баков:

– системы наддува, использующие продукты сгорания основных компонентов топлива;

– газобаллонные системы наддува (воздухом, азотом или гелием);

– испарительные системы наддува.

 

Выбор системы наддува определяется:

– конструктивной схемой ракеты;

– физико-химическими свойствами ком­понентов топлива;

– требованием обеспечения минимальной массы кон­струкции.

 

Созданию большого давления в баках препятствует воз­никновение существенных кольцевых напряжений, могущих при­вести к разрыву оболочки.

Наддув баков может осуществляться газом, запасенным на бор­ту ракеты, в соответствующих емкостях, либо образуется в резуль­тате испарения компонентов РТ в специальных теплообменниках, либо вырабатываться на борту в специальных генераторах с исполь­зованием основных или вспомогательных КРТ.

В последнем случае в баки подается газ с достаточно высокой температурой; поэтому недопустимо, чтобы газ наддува попадал на стенки бака во избежание нагрева стенок и снижения прочностных свойств материала бака. Также нежелательно попадание горячего газа на поверхность жидкого компонента, особенно горючего, в ре­зультате чего может произойти образование твердых частиц (смол) в компоненте, ухудшающих работу форсунок двигателя. Конструкция распылителей газа наддува показана на рис. 4.1.

Рис. 4.1. Типовые конструкции распылителей газонаддува:

а) При наддуве горячим газом с защитой от действия газа как стенки бака, так и поверхности жидкости:

1 – коллектор; 2 – полукольцевой экран защиты стенки бака; 3 – стенка бака; 4 – форсуночные отверстия; 5 – элемент крепления экрана на стенке бака; 6 – основание крепления коллектора; 7 – трубопровод подачи газа;

б) При наддуве горячим газом с направляющими экранами:

1 – форсунка; 2 – направляющий экран;

в) при наддуве холодным газом:

1 – форсунки; 2 – коллектор наддува

 

В настоящее время решена задача организации наддува баков путем впрыска непосредственно в бак окислителя некоторого коли­чества горючего, а в бак горючего – окислителя. Происходящая ре­акция в баках обеспечивает выработку газа наддува прямо в баке. Такая схема значительно упрощает систему наддува, хотя может применяться при использовании самовоспламеняющихся КРТ.

Возможна схема получения газа наддува путем сжигания ос­новных компонентов топлива в специальных генераторах наддува при соотношениях компонентов, очень далеких от стехиометрических. При этом может быть получен газ с низкой температурой (200–250 °С), который направляется в наддуваемый бак. Возможна также схема отбора газа для наддува из ГГ и даже из камеры двига­теля с последующим смешением очень горячего газа (температура 800–2000°) с холодным компонентом, что также приводит к охлаж­дению газа до приемлемых для наддува температур.

 

4.1. Предохранительные устройства для сброса избыточ­ного давления

 

При наддуве баков давление в баке может превысить допусти­мое. Во избежание разрушения оболочки бака имеется предохрани­тельный клапан. Обычно клапан устанавливается в верхней части бака, так, чтобы при заправленном баке дренаж происходил из газо­вой подушки, всегда имеющейся над зеркалом жидкости. В некото­рых случаях при совмещенном днище в нижнем баке невозможно установить дренажный клапан в верхней части бака. Тогда сброс давления происходит через трубу, соединяющую газовую подушку с дренажным клапаном, установленным в любой точке оболочки.

Следует учесть, что ДПК расположенных компонентов, как пра­вило, размещаются в диаметрально противоположных зонах баков (особенно в баках для самовоспламеняющихся компонентов), что следует учесть при размещении площадок обслуживания.

Предохранительный клапан открывается и закрывается автома­тически, при достижении давления в баке, равным давлению на­стройки. При снижении давления после выхода части газов из бака клапан закрывается.

В процессе наземной эксплуатации возникает необходимость соединения полости бака с атмосферой или другой внешней емко­стью при выполнении некоторых технологических операций. На­пример, при заправке, захолаживании или вентиляции бака необхо­димо сбрасывать газ, заполняющий бак, по мере наполнения бака захолаживающим или вентилирующим газом или компонентом топ­лива. Аналогично, при сливе компонента в случае несостоявшегося старта необходимо обеспечить заполнение освобождающегося от компонента объема бака газом (воздухом или другим специальным газом) во избежание образования в баке пониженного по сравнению с атмосферным давления и потери устойчивости оболочки бака. Для исключения необходимости установки специального, управляемого по командам от технологической системы управления клапана, эту функцию передают предохранительному клапану. Для этого в по­следнем устанавливают специальное устройство, открывающее и закрывающее клапан по командам технологической системы управ­ления. Такой клапан называется дренажно-предохранительным (ДПК). Схема ДПК показана на рис 4.2. Схема установки ДПК на корпусе топливного бака показана на рис. 4.3.

Рис. 4.2. Схема дренажно-предохранительного клапана: 1 – клапан; 2 – седло клапана; 3 – корпус клапана; 4 – шток клапана; 5 – пружина клапана; 6 – тарель настроечного винта; 7 – настроечный винт; 8 – ЭПК управляющего газа; 9 – стенка бака; Рб – давление в баке; Ph – давление во внешней среде; Р упр – давление управ­ляющего газа

 

Рис. 4.3. Схемы установки ДПК:

а) На верхнем днище бака:

1 – ДПК; 2 – стенка верхнего днища; 3 – горловина трубопровода ДПК; 4 – трубопровод ДПК; 5 – фланец крепления ДПК; 6 – трубопро­вод управляющего газа;

б) На обечайке бака с помощью разъемного соединения:

1 – ДПК; 2 – обечайка бака; 3 – вваренное основание ДПК; 4 – фланец ДПК; 5 – трубопровод управляющего газа;

в) На обечайке бака с помощью сварки:

1 – ДПК; 2 – обечайка бака; 3 – трубо­провод управляющего газа;

г) На нижнем днище заднего бака топливного отсека с совмещенным днищем:

1 – ДПК; 2 – трубопровод сброса газа наддува из верхней полости бака; 3 – нижнее дни­ще топливного отсека; 4 – обечайка заднего бака топливного отсека; 5 – совмещенное днище; 6 – горловина трубопровода ДПК; 7 – трубопровод управляющего газа

 

Арматура топливных баков

 

Помимо систем наддува и сброса избыточного давления баки должны быть оснащены следующими дополнительны­ми системами и устройствами:

1. Устройствами для забора топлива.

2. Системой для предохранения бака от потери устойчиво­сти (складывания бака) из-за разряжения давления внутри бака при колебаниях температуры окружающей среды (система «ды­хания»).

Конструкции баков допускают разряжение не более 0,01...0,02 МПа.

3. Люком для монтажа систем внутри бака и ремонта.

4. Тоннельной трубой для прохода трубопровода подачи второго компонента.

5. Иногда дополнительно устанавливаются специальные устройства (демпферы) для ограничения подвижности топлива в баках, которые служат для устранения динамической неустойчивости ракет на активном участке полета.

Демпферами могут быть радиальные перегородки в баках, перфорирован­ные диафрагмы, сетки, которые эффективны при малых часто­тах, близких к частотам первого тона колебаний поверхности жидкости.

 

Заборные устройства баков

Заборные устройства важный эле­мент топливных баков и систем подачи компонентов топлива к двигателю, обеспечивающих максимальную вы­работку компонента топлива из бака без нарушения сплошно­сти потока. Уменьшение неиспользованных остатков топлива в баках, входящих в конечную массу ракеты, является сущест­венным совершенствованием топливных систем ракеты.

K заборным устройствам предъявляются следующие тре­бования:

– обеспечение минимальных гидравлические остатки незабора,

– минимальное гидравлическое сопротивление;

– устойчивость при максимальных механических нагрузках;

– простота в изготовлении и монтаже в баке;

– минимальная масса конструкции.

На выбор типа заборного устройства определяющее влия­ние оказывает геометрия нижних днищ топливных баков.

 

Рис. 5.1. Разновидности принципиальных схем заборных и внутрибаковых устройств:

а – центральный отбор без тарели; б – центральный отбор с тарелью; в – смещенный от­бор топлива с воронкогасителем над сливным отверстием; г – сильфонное заборное уст­ройство; д – заборное устройство топливного бака с коническим днищем; е – кольцевое заборное устройство тороидального бака: ж – кольцевое заборное устройство топливного бака с утопленным двигателем; з – кольцевое заборное устройство в цилиндрическом баке с вогнутым днищем, имеющее многоточечный отбор топлива;

1 – стенка бака; 2 – днище; 3 – сливной трубопровод: 4 – тарель; 5 – тоннельная труба; 6 – воронкогаситель; 7 – си­фонное заборное устройство с гидрозатвором; 8 – желоб кольцевого заборного устройства; 9 – утопленный двигатель

 

На РН применяются заборные устройства в виде сливных отверстий в нижних днищах баков с различными воронкогасящимя устройствами и противопровальными тарелями, а также сифонные заборные устройства.

Рис. 5.2. Заборные устройства топливных баков:

а) Периферийные устройства тарельчатого типа с противозакручивающими лопастями:

1 – днище бака; 2 – противозакручивающие лопасти; 3 – труба датчика СОБ; 4 – тарель;

б) Устройство сифонного типа с противозакручивающими успокоительными лопастями:

1 – заборный сифонный трубопровод; 2 – противозакручивающие лопа­сти; 3 – днище бака;

в) Тарельчатое центральное заборное устройство с пластинами продольных и поперечных колебаний уровня жидкости:

1 – пластина гасителя продольных колеба­ний; 2 – пластина гасителя поперечных колебаний; 3 – днище бака; 4 – тарель; 5 – трубопровод расходный; 6 – датчик ОКТ

 

Применение боковых заборных устройств при­водит к существенному росту остатков незабора. В этом случае целесообразно применение сифонных заборных устройств, ко­торые дают возможность организовать забор топлива из цент­ра днища при наличии бокового сливного отверстия из бака (рис. 5.2, б). Гидравлические остатки незабора для сифонных за­борных устройств такие же, как и для заборных устройств с тарелями при одинаковой геометрии входного участка. Применение сифонного заборного устройства позволяет ор­ганизовать центральный забор при наличии в баке тоннельной трубы, ось которой совпадает с осью бака. Его целесообразно применять для пи­тания нескольких двигателей, т.к. обеспечивается равномер­ное течение на входе в заборное устройство.

На торовых баках применятся желобковые заборные уст­ройства, представляющие собой кольцевые желобы переменно­го сечения (рис. 5.1, е) Над желобом устанавливается перфори­рованная диафрагма, закон распределения отверстий в кото­рой обеспечивает равномерное опускание уровня в топливном баке.

В процессе истечения компонента из бака через расходный трубопро­вод на входе в последний возможно возникновение воронки в оставшемся компоненте РТ, ось которой совпадает с осью заборного отверстия (провал уровня топлива в баке) (рис. 5.3).

Рис. 5.3. Провал уровня топлива в баке

 

При достижении нижней части воронки трубопровода входного отверстия трубопровода, в трубопровод начинает поступать двух­фазная смесь жидкости и газа наддува, что может привести к срыву подачи компонента.

Если не принять меры по снижению высоты образования во­ронки (h _кр), в баке остается значительное количество компонента в виде остатков незабора, существенно снижающее коэффициент заполне­ния ракеты топливом.

Для снижения высоты начала образования воронки на входе в расходный трубопровод устанавливают специальные воронкогасители (рис. 5.1, 5.4), которые позволяют уменьшить остатки незабора до (0,5–0,8)% исходного объема жидкости.

Воронкогаситель: 1 – трубопровод; 2 – сильфон; 3 – патрубок; 4 – дни­ще бака; 5– 6 – кольца; 7 – ребро; 8 – тарель; 9 – ребро

Рис. 5.4. Принципиальные схемы конструкций воронкогасителей:

а, б, в – радиальные ребра, установленные над тарелью; г, д – тарель неправильной формы; е – радиальные ребра;

1 – концентрическое ребро; 2 – радиальное ребро; 3 – днище бака; 4 – тарель воронкогасителя; 5 – слив

 

Для предотвращения крутки потока на тарелях устанавливаются противокруточные аппараты, представляющие собой радиальные ребра диаметром больше диаметра тарели D _к = 1,7 D _тар и высотой 50–200 мм.

 

 

Система синхронного опорожнения баков (СОБ)

 

Ракеты всегда заправляются КРТ до срабатывания датчиков заправки, жестко установленных в баках. Таким образом, заправка производится по объему. Однако весовая доза заправки получается различной в зависимости от температуры компонента (часто она зависит от температуры окружающей среды на стартовой позиции). Температура криогенных КРТ практически не меняется при изменении температуры окружающей среды.

При изменении температуры компонента, весовая доза заправляемого КРТ меняется. А так как коэффициенты температурного расширения различных КРТ различны, то при заправке в разное время года в разноименных баках весовая доза компонента будет разная, хотя объем баков не изменяется. Следовательно, в разное время года весовое соотношение компонентов в баках одной и то же ступени РН будет разное, т.е. будет разное. Однако в двигателе весовое соотношение компонентов должно быть всегда одинаковым. Это обеспечивается геометрическими размерами трубопроводов, трактов двигателя. Поэтому заправка компонентов без системы СОБ должна быть такова, чтобы обеспечить гарантированное значение К для любого времени года. Отсюда следует, что необходимо иметь гарантированный избыток компонентов, являющихся пассивной массой и уменьшающих значение ступени. Для снижения или, возможно, исключения этих избытков, следует изменять по необходимости K в небольших пределах. Это можно сделать, если определять фактическое K в начальный момент работы системы и производить управление этим соотношением в течение всего времени работы двигателя, для того, чтобы в конечный момент его работы все топливо в баках должно быть израсходовано (кроме топлива, незабор которого связан с другими причинами).

В момент окончания заправки определяется истинное значение при данной температуре и производится расчет необходимых текущих значений K, обеспечивающих достижение необходимого в конце работы значения. Программа управления расходом заводится в счетно-решающий прибор (СРП) системы СОБ (обычно задаются дискретные значения, т.к. измерение истинных текущих значений производится дискретно). Измерение  производится датчиками СОБ, установленными в каждом баке ступени. Сигналы от датчиков СОБ поступают в СРП, где вычисляется и сравнивается с. При наличии сигнала рассогласования вырабатывается команда, пропорциональная Команда подается на дроссель СОБ, представляющий управляемую заслонку, установленную в одном из расходных трубопроводов. Заслонка изменяет сечение трубопровода и тем самым управляет опорожнением бака по заданной программе расхода КРТ.

СОБ снижает потребные гарантийные запасы компо­нентов топлива, что дает возможность увеличить полезную на­грузку или дальность полета ракеты.

Уровни, а, следовательно, и объемы компонентов в баках контролируются дискретными датчиками уровней. При про­хождении зеркалом топлива контрольной точки датчиков вырабатываются сигналы уровней окислителя и горючего.

В усилительно-преобразовательном устройстве по этим сигналам формируются сигналы временного рассогласования уровней. Полученные сигналы поступают в счетно-решающее устройст­во, которое вычисляет необходимый угол поворота привода ис­полнительного органа. Исполнительным органом системы яв­ляется дроссель, установленный в линии подачи одного из ком­понентов, чаще всего линии горючего, и приводимый в дейст­вие электроприводом. Дроссель изменяет соотношение компо­нентов расхода топлива в соответствии с командами системы регулирования.

Во время полета ракеты свободная поверхность топлива в баке будет колебаться. Колебания уровня топлива вызываются пульсацией перегрузок и давления наддува, боковыми перегрузками, упругими колебаниями ракеты, колебаниями ра­кеты относительно продольной и поперечной осей.

Вследствие этого положение уровня жидкости в месте установки чувстви­тельного элемента датчика может не совпадать со средним значением уровня топлива в баке в этот момент времени. Для замера осредненного уровня чувствительные элементы датчи­ка устанавливаются в специальном устройстве (рис. 5.6).

 

Рис. 5.6. Система одновременного опорожнения баков

1, 3 – труба; 2 – отверстия-демпферы; 4 – герморазъем; 6 – силовые растяжки

 

При проведении тарировки бака совместно с датчиками СОБ определяется фактическое положение датчиков и их взаимное смещение в баках окислителя и горючего одной ступени. В зависимости от величины смещения регулируется положение датчиков по высоте баков (рис.).

Рис. 5.7. Устройство регулирования датчиков СОБ по высоте бака