Топливных баков и топливных отсеков

В результате решения задачи баллистического проектирования определяется рабочий запас топлива ракетных блоков. Однако, рабочий запас топлива отличается от полного запаса, который в дальнейшем будем именовать дозой заправки. В общем случае доза заправки ракетного блока складывается из следующих составляющих:

где – масса рабочего запаса топлива;

– масса гарантийного запаса топлива;

– масса остатков незабора компонентов топлива;

– масса топлива, которое идет на наддув баков;

– масса достартового расхода топлива;

– масса испарившегося топлива;

– масса топлива, которое расходуется на захолаживание системы питания и двигателей при использовании криогенных компонентов.

Следует подчеркнуть, что при газобалонной системе наддува масса газов наддува не входит в дозу заправки.

Отметим, что в ряде случаев топливо, которое стравливается в полете (в основном это относится к разгонным блокам с ЖРД, работающих на криогенных компонентах), удобно включать в рабочий запас топлива. В этом случае необходима корректировка удельного пустотного импульса

где – эффективный пустотный импульс ОБ (сучётом потерь на испарение и захолаживание);

– удельный пустотный импульс ДУ, без учета потерь топлива, стравливаемоего в полете;

– удельный измеритель, равный отношению массы испарившегося топлива к массе рабочего запаса топлива;

– удельный измеритель, равный отношению массы топлива, которое идет на захолаживание трубопроводов и двигателя, к массе рабочего запаса топлива;

 – коэффициент, определяемый выражением

 

где  и – весовые коэффициенты.

 

Проведем анализ каждой из вышеперечисленных оставшихся составляющих дозы заправки.

Для ракетного блока -й ступени тандемной схемы

где  номер ступени.

 

Для боковых блоков РН пакетной схемы

где – число боковых блоков;

– рабочий запас топлива бокового блока;

– коэффициент дросселирования ЖРД центрального блока на этапе функционирования первой ступени;

– номинальный массовый расход ЖРД центрального блока;

– время активного участка первой ступени.

Для определения , как уже упоминалось выше, необходимо введение дополнительных граничных условий, определяющих соотношения расходов и масс рабочих запасов топлива центрального и боковых блоков 2).

Для центрального блока рабочий запас топлива запишется как

Масса гарантийного запаса топлива  в баках необходима для компенсации влияния возможных отклонений действительных характеристик ТКС от их расчетных значений. Масса  определяется с учетом среднеквадратичных отклонений удельного импульса ДУ ступени, коэффициента избытка окислителя, конечной массы ступени и т.д.

Для определения относительной массы гарантийного запаса топлива на ранних этапах проектирования можно использовать эмпирическую зависимость, построенную на основании результатов обработки статистических данных современных РН и РБ

Масса незабора топлива  зависит от формы и геометрических характеристик топливных баков, протяженности трубопроводов, конструктивных особенностей ДУ и заборных устройств.

Для определения весового коэффициента незабора топлива предлагается следующая эмпирическая зависимость

,                     (6.8)

где = – объем рабочего запаса топлива, выраженный в м³.

Масса топлива, расходуемая перед выходом маршевой ДУ на режим , на начальных этапах проектирования учитывается только для ракетных блоков первых ступеней РН и для ракетных блоков последующих ступеней при «горячем» разделении

В случае применения криогенных компонентов топлива, как уже было отмечено, необходимо учитывать его выбросы, расходуемые на захолаживание трубопроводов и двигателя, а также на испарение компонентов как в полете, так и на этапе предстартовой подготовки.

Относительная масса испарившегося топлива может быть представлена как

где

Здесь меньшее значение коэффициента относится к топливу «O₂+керосин», а большее – к топливу «O₂+H₂».

Масса криогенного топива, расходуемая на захолаживание трубопроводов и двигателя (это в основном относится к РБ), пропорциональна массовому секундному расходу .

В случае единичного включения

Здесь массовый секундный расход выражается в кг/c, а – в кг.

Для первой ступени суммарной массой топлива, которое испаряется и идёт на захолаживание маршевого двигателя пренебрегаем. Для второй ступени будем считать, время испарения компонентов равно трём часам. При этом время от момента окончание заправки и до момента «контакта подъёма» составляет не более часа.

При проведении объемных расчетов топливных отсеков баки «О» и «Г» удобно рассматривать отдельно. Объемы баков включают объемы доз заправки, объемы газовых подушек и объемы внутренних элементов в баках

Суммарные массы доз заправки окислителя и горючего могут быть определены, использя следующие соотношения

где – коэффициент соотношения массовых расходов топлива.

На начальном этапе проектирования коэффициент  выбирается в результате обработки статистических данных.

Расчетные значения объемов доз заправки окислителя и горючего при расчетных температурах  заправки определяются как

где  и – плотность окислителя и горючего при расчетных температурах заправки.

Наличие газовой подушки в топливных баках необходимо для:

– обеспечения требуемого давления наддува в баках после заправки, в процессе предстартовой подготовки, при запуске ДУ и в полете;

– компенсации изменения объема компонентов топлива при изменении температуры;

– учета термической усадки баков в случае применения криогенных компонентов.

Для высококипящих компонентов

Для криогенных компонентов

Объем, занимаемый внутрибаковой арматурой и магистралями (в случае, если они проходят через бак окислителя или горючего)

  для баков РН СЛК,      (6.23)

При определении объема топливного отсека  может быть введен коэффициент его конструктивного совершенства

Этот коэффициент в основном определяется конструктивно-комновочной схемой топливного отсека. По конструктивному исполнению толпивные отсеки могут быть как моноблочными, так и многоблочными. Применение многоблочных схем вызвано, в основном, ограничениями на габариты, определяемыми условиями транспортировки. Предельная длина при перевозке ж/д транспортом равна 25 м, а максимальный диаметр не должен превышать 4,1 м.

В свою очередь, как моноблочные, так и многоблочные топливные отсеки могут иметь как подвесные баки, так и несущие. Подвесные баки воспринимают только внутренние нагрузки (давление наддува и давление гидростатического столба жидкости), а внешние нагрузки воспринимает конструкция корпуса. Напомним, что подвесные баки в настоящее время используются в конструкциях разгонных космических блоков «ДМ»и «Фрегат», а также в качестве баков горючего первых ступеней РН "Протон".

Внешние стенки несущих баков являются одновременно стенками корпуса и воспринимают основные нагрузки. Давление наддува в несущих баках, кроме обеспечения безкавитационной работы ТНА, разгружает конструкцию от осевых эквивалентных сжимающих сил (с учетом дополнительных нагрузок от изгибающих моментов) и выбирается таким образом, чтобы толщина стенок бака была бы минимальной.

Применительно к РН наибольшее распространение получили несущие цилиндрические топливные баки. Однако можно применять и подвесные топливные баки, как это сделано на первой ступени РН «Протон». Для данной конструкции несущим является центральный цилиндрический топливный бак окислителя, а подвесными – шесть цилиндрических баков горючего. Подвесные сферические топливные баки также имеют преимущества при использовании их в ракетных блоках малых габаритов, когда цилиндрические топливные баки вырождаются в чечевицеобразные. Следует отметить, что одни и те же топливные баки в зависимости от режимов нагружения могут быть и подвесными, и несущими. Например, тороцилиндрический бак РБ «Бриз-М»на активном участке РН – несущий, а на активном участке РБ – подвесной.Топливные отсеки могут быть выполнены либо в виде автономных баков, либо в виде единого бака, разделенного промежуточным днищем. Последняя компоновка выигрывает в весовом отношении, но используется, в основном, на ракетных блоках с высококипящими компонентами. При использовании криогенного топлива конструкция с совмещённым днищем усложняется. Это связано с обеспечением эффективной тепловой изоляции между баками. В этом случае совмещенное днище обычно выполняется с двойными стенками, что приводит к утяжелению конструкции. Кроме того, изготовление баков с двойными стенками промежуточных днищ весьма затруднительна. В связи с этим на ракетных блоках с криогенным топливом чаще используются компоновки с автономными баками.Однако для топливной пары «жидкий кислород и сжиженный природный газ», учитывая то, что температуры кипения и замерзания этих компонентов близки по значениям, топливный отсек может быть выполнен в виде единого бака, разделенного промежуточным днищем.Для топливных отсеков с автономными баками коэффициент совершенства топливного отсека . Для топливного отсека, выполненного в виде единого блока, . Для РН СЛК подвесные сферические баки могут быть эффективны только на второй ступени.

На коэффициент конструктивного совершенства топливного отсека оказывают влияние также формы днищ баков, которые могут иметь как выпуклую, так и вогнутую внутрь форму. Днища могут быть эллиптические, сферические, а также представлять собой сочетание сферических и конических форм. По своей форме баки подразделяются на цилиндрические, конические, сферические, торовые, тороцилиндрические и чечевицеобразные. В свою очередь, стенки баков могут быть гладкими, вафельными и гладкими с подкреплениями. Конструктивно-компоновочная схема топливного отсека выбирается с учетом следующих общепринятых требований:

– при заданном количестве топлива баки должны иметь минимальную массу;

– баки должны быть простыми в устройстве, а также технологичными в изготовлении и эксплуатации;

– конструкция баков должна обеспечивать быструю и надежную заправку, требуемую точность заправки, а также удобный слив компонентов в случае отмены пуска;

– конструкция днищ и заборных устройств должна обеспечивать минимальные остатки незабора топлива;

– материал баков должен быть устойчивым против коррозии;

– баки с криогенными компонентами должны быть обеспечены эффективной теплоизоляцией от различных тепловых источников;

– топливные отсеки должны быть удобны в эксплуатации, при изготовлении, транспортировке с завода-изготовителя на ТК, а также на всех этапах предстартовой подготовки.

При расчете и проектировании топливных отсеков наилучшая компоновка окончательно выбирается на этапе эскизного проектирования путем сравнительного анализа альтернативных конструктивных решений. Отметим, что результаты расчетов объемно-габаритных характеристик как топливного, так и других отсеков, могут быть представлены в виде компоновочных схем непосредственно на визуально-графических терминалах в диалоговом режиме.

Как уже упоминалось, по форме топливные баки подразделяются на цилиндрические, конические, сферические, торовые, тороцилиндрические и чечевицеобразные. Если известны форма и объем бака, то всегда можно определить площадь его поверхности, поскольку любой бак можно представить как совокупность тел вращения. На рис. 1 представлены формы и расчетные зависимости, определяющие объемы и площади поверхностей простейших тел вращения. В качестве примера рассмотрим цилиндрический топливный бак с выпуклыми сферическими днищами. Согласно рекомендациям на ранних этапах проектирования можно принять одинаковые радиусы верхних и нижних днищ, равные

 

Рис. 1. Площадь боковой поверхности S и объем V простейших тел вращения.

 

В качестве примера рассмотрим цилиндрический топливный бак с выпуклыми сферическими днищами. Согласно рекомендациям, на ранних этапах проектирования можно принять одинаковые радиусы верхних и нижних днищ, равные

В этом случае объем бака будет равен

где  – удлинение цилиндрической части бака.

Подобные расчетные зависимости могут быть получены для топливных баков любых форм.

Теперь задаёмся диаметром топливного отсека из условия, что для топлива «Кислород+керосин» диаметр бака равен  = 1,3м, а для топлива «кислород+СПГ» диаметр равен  = 1,4м.

Теперь эти диаметры при дальнейшем проектировании у Вас не будут меняться и останутся постоянными для первой и второй ступени двухступенчатой ракеты.

2. Геометрические характеристики и конструктивно-компоновочные схемы ДУ и хвостовых отсеков (считаем, что диаметра Вам заданы)

Одной из базовых характеристик ДУ является площадь выходного сечения сопла. Площадь среза сопла и площадь критического сечения связаны известным нам соотношением (6.8)

Площадь критического сечения сопла (м²)

В том случае, если давление в камере сгорания выражено в кг/см² соотношение для  запишется как

При определении параметров начения  и  могут быть взяты из табл. 6.1.

Таблица 6.1 – Характеристики продуктов сгорания жидких топлив

Топливные пары	, м/c
«O2+Н»	2345	1,18
«O2+керосин»	1760	1,14
«АТ+НДМГ»	1690	1,17
«O2+СПГ»	1825	1,14

 

Рекомендуемые значения давления в камере сгорания и на сезе сопла РН СЛК:

– первая ступень  = 6…10 МПа (60…100 атм),  = 0,45…0,5 атм;

– вторая ступень  = 3…5 МПа (30…60 атм),  = 0,1…0,15 атм;

 

Размеры соплового блока при известных значениях  и  удобно представить в функции некоторого приведенного угла раствора сопла  =17°.

В первом приближении полная длина одиночного двигателя от среза сопла до опорных пят, равная длине хвостового отсека, и может быть определена по формуле

Более точно этот параметр определяется при выборе конструктивно-компоновочной схемы ракетного блока. Размер , определяющий длину отсека двигательной установки (хвостового отсека), зависит от многих факторов:

– состава ДУ;

– схемы органов управления;

– формы нижнего бака ракетного блока, поскольку маршевая ДУ закрепляется либо на нижнем опорном шпангоуте топливного бака, либо на его днище.

В состав ДУ входят:

– одиночные ЖРД;

– пневмогидросистема ДУ;

– силовое крепление ДУ;

– органы управления с рулевыми машинами;

– система управления ДУ;

– прочие узлы и агрегаты.

По числу камер сгорания ЖРД делятся на однокамерные и многокамерные. Оптимальные значения камер сгорания и одиночных двигателей в основном зависят от задач, которые стоят перед ракетным блоком и ТКС, а также от конструктивных особенностей ТКС, ее блоков и отсеков, схемы органов управления, требований стандартизации и унификации и т.п.

В качестве силовых элементов крепления ДУ могут быть использованы: внутренние конические проставки, рамы, фермы, траверсы, крестовины и прочие силовые элементы.

В качестве органов управления обычно применяются:

– рулевые камеры сгорания;

– поворотные камеры сгорания и поворотные ДУ;

– органы управления, использующие «разнотяг» многокамерных ЖРД.

Применение отдельного рулевого двигателя утяжеляет конструкцию (в сравнении с другими типами органов управления), а также приводит к некоторому снижению величины суммарного импульса. Тем не менее, использование рулевых двигателей весьма эффективно на последних ступенях РН по следующим причинам:

– данный двигатель может быть использован в качестве верньерного на заключительном этапе полета РН;

– применение рулевого двигателя упрощает процесс разделения ступеней в случае их тандемного расположения.

К числу ракет, использующих данную схему управления на последней ступени, относятся такие РН, как «Протон», «Зенит» и др.

Использование поворотных камер сгорания или поворотных автономных двигателей усложняет подвод компонентов топлива к ним и утяжеляет рулевые машины. Однако общая масса ДУ при этом меньше, чем при управлении с помощью рулевых двигателей. Поворотных камер сгорания или поворотных двигателей, способных обеспечить управление по трем каналам, должно быть не менее двух (например, двухкамерный двигатель РД-180, используемый на первой ступени РН «Атлас-5»). Если применяется одиночный двигатель в карданном подвесе, то управление по крену удобно осуществлять с помощью поворотных сопел, использующих в качестве рабочего тела отработанный газ, частично отбираемый после ТНА.

Управление ракетой путем создания разнотяга многокамерных ДУ имеет смысл использовать на тяжелых РН с большим диаметром ракетного блока. Данная схема управления была применена на первой ступени сверхтяжелой ракеты «Н1». В этом случае для управления по крену могут быть использованы поворотные сопла или управляющие двигатели.

Объём камеры сгорания ДУ зависит от давления в камере сгорания, характеристик топлива, массового секундного расхода и времени , необходимого для превращения жидкого топлива в газообразное с

где –теплосодержание продуктов сгорания жидкого ракетного топлива, Дж/кг; – давление в камере сгорания, Па (см. табл. 7.2).

Если давление в камере сгорания выражено в кг/см²

В табл. 2 представлены некоторые осредненные значения характеристик продуктов сгорания жидких топлив, которые могут быть использованы при проведении объемных расчетов.

 

 

Таблица 2 – Характеристики продуктов сгорания жидких топлив

Топливныепары		, кг/м3	, 10-6, Дж/кг
«O2+Н2»	5,9	358	2,34
«O2+керосин»	2,9	1075	1,28
«АТ+НДМГ»	2,8	1185	1,2
«O2+СПГ»	3,5	830	1,37

Наиболее распространенной формой камеры сгорания является цилиндрическая. Площадь поперечного сечения камеры сгорания равна

Длина камеры сгорания

Формула для проверки

2  +  + ,

где  – общая длина элементов крепления (определяется после прорисовки компоновочной схемы)

Длина конусной части камеры сгорания

Объем хвостового отсека того же диаметра, что и диаметр топливного отсека, равен

При проведении объёмных расчётов хвостовых отсеков необходимо выполнение следующих требований.

Во-первых, необходимо всё время помнить, что порядок сборки хвостового отсека таков: первоначально к концевому шпангоуту, или к какому либо иному силовому элементу стыкуется двигательная установка (ДУ). После того, как двигатель состыкован с корпусом и проведены все необходимые проверки «накатывается» хвостовой отсек. Таким образом диаметр хвостового отсека может отличаться от диаметра топливного отсека.

Во-вторых, диаметр хвостового отсека должен быть не менее максимальных поперечных габаритов ДУ с учётом изменения габаритов при управлении с учётом допускаемых размеров, обеспечивающих безопасные технологические операции. После проведения объёмных расчётов топлиных и хвостовых отсеков двух ракет, каждая из которых состоит из двух ступеней Вы определяете длины переходных отсеков (для каждой ракеты один переходный отсек)