Пристрій для наддування паливного бака рушійної установки ракети-носія гарячим газом

Номер патенту: 122787

Опубліковано: 25.01.2018

Автори: Любарський Юхим Юрійович, Мітіков Юрій Олексійович

Завантажити PDF файл.

Формула / Реферат

Пристрій для наддування паливного бака рушійної установки ракети-носія гарячим газом, що включає дифузор, вихідний перетин якого орієнтований паралельно вільній поверхні палива в баку, плоску трапецеїдальну пластину, розміщену вздовж поздовжньої осі бака, який відрізняється тим, що менша підстава трапеції розташована нижче мінімального рівня заправки палива в баку і має розмір не менший за діаметр струменя газу наддування на цьому рівні, а в радіальному напрямку вона розташована на відстані радіусу струменя газу наддування на цьому рівні, а більша підстава трапеції розташована на відстані від вихідного перетину дифузору, при якій площа поперечного перерізу струменя більша 40 % поперечного перерізу паливного бака і має розмір не менший за діаметр струменя газу наддування на цьому рівні.

Текст

Реферат: Пристрій для наддування паливного бака рушійної установки ракети-носія гарячим газом, що включає дифузор, вихідний перетин якого орієнтований паралельно вільній поверхні палива в баку, плоску трапецеїдальну пластину, розміщену вздовж поздовжньої осі бака, причому менша підстава трапеції розташована нижче мінімального рівня заправки палива в баку і має розмір не менший за діаметр струменя газу наддування на цьому рівні, а в радіальному напрямку вона розташована на відстані радіусу струменя газу наддування на цьому рівні, а більша підстава трапеції розташована на відстані від вихідного перетину дифузора, при якій площа поперечного перерізу струменя більша 40 % поперечного перерізу паливного бака і має розмір не менший за діаметр струменя газу наддування на цьому рівні. UA 122787 U (54) ПРИСТРІЙ ДЛЯ НАДДУВАННЯ ПАЛИВНОГО БАКА РУШІЙНОЇ УСТАНОВКИ РАКЕТИ-НОСІЯ ГАРЯЧИМ ГАЗОМ UA 122787 U UA 122787 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Корисна модель належить до галузі ракетно-космічної техніки і може бути використана для наддування гарячим газом паливних баків рушійних установок (РУ) ракет-носіїв (РН). До теперішнього часу в двигунобудування постійно присутня тенденція використовувати все більш гарячі робочі тіла наддування. Це сприяє зниженню потрібної маси системи наддування (СН) і суттєвому спрощенню як РУ, так і стартової позиції в цілому. Наприклад, для наддування бака з пальним на МБР 18М (більш відомої як "Сатана") досягнута температура генераторного газу на вході в бак ~1150 К [1]. Відомо технічне рішення використовувати відновний генераторний газ (паливна пара "кисень - гас") ще з більшою температурою 1770 К, при якій реалізується максимальна працездатність продуктів згоряння і відсутня сажа (по теорії рівноважних процесів) [2]. При використанні гелію, найбільш поширеного робочого тіла наддування в даний час, його нагрівають в теплообміннику (ТО) РУ. Зараз відомі рішення для суттєвого підняття температури гелію перед введенням в бак. Наприклад існує технічне рішення, коли як теплоносії в ТО гелію, запропоновано застосовувати високотемпературний генераторний газ, отриманий в твердопаливному газогенераторі [3]. Також відомо технічне рішення, в якому, як теплоносій, використовують окислювальний генераторний газ максимально доступною в складі РУ температури - зразу після газогенератора (~550 °C на номінальному режимі роботи РУ) [4]. Раніше в ТО використовували генераторний газ тільки після турбін. При використанні для наддування високотемпературного робочого тіла в початковий момент часу роботи системи наддування (СН), коли зріз пристрою вводу газу знаходиться в безпосередній близькості від вільної поверхні палива, виникає досить серйозна проблема. У циліндричні несучі баки РН такий газ вводять обов'язково струменем з помітною швидкістю уздовж їх поздовжньої осі від верхнього алюмінієвого днища з метою відведення "розпеченої" хмари газу вглиб бака, перемішування його з газом і парами вільного об'єму [5]. Мета такого рішення - зниження температури газу у верхнього днища бака. Однак у зв'язку зі стискаючою дією конструкції бака далекобійність гарячого струменя обмежена 1,5÷2 калібрами бака (відношення висоти бака до його діаметру) [6]. Відомі різні пристрої введення гарячого газу наддування в паливні баки ракет [7]. Однак, для довгих циліндричних баків вони з урахуванням стискаючої дії їх конструкції не можуть забезпечити необхідної далекобійності гарячого струменя газу наддування [8]. Також відомий пристрій для наддування бака пального І ступеня РН "Зеніт" [9]. Він дозволяє вирівнювати профіль швидкості у вихідному перетині. Але для змінювання та регулювання далекобійності він не придатний. Найближчим до корисної моделі, що заявляється, є пристрій для наддування [10], що складається з дифузора, вихідний перетин якого орієнтований паралельно вільної поверхні палива в баку, при цьому до вихідного перетину дифузора прикріплена плоска трапецеїдальна тонка пластина, розташована в баку уздовж його поздовжньої осі. Перевагою даного пристрою є те, що він дозволяє збільшити за інших рівних умов далекобійність струменя в 2 разів за рахунок зменшення ежекції навколишнього газу в струмінь [11]. Таке технічне рішення збільшує зону перемішування газу в баку, "розтягує" хмару гарячого газу на більшу довжину бака, що знижує температуру газу у його верхнього днища і прогрів. Збільшується середньомасова температура газу в баку, зменшуються потреби в газі наддування при заданому тиску в ньому. Однак цьому пристрою притаманний і суттєвий недолік - пластина, яка прикріплена безпосередньо до вихідного перетину, повільніше гасить швидкість гарячого струменя, ніж в разі поширення вільного струменя при інших рівних умовах. Це призводить до більшого провалу тиску газу в баку в початковий момент роботи СН завдяки тепловим і масовим втратам в паливо в порівнянні з аналогічним пристроєм введення, але без пластини. Особливо сильно це явище проявляється при мінімальному початковому газовому об'ємі в баку (максимальна заправка паливом) і наддуванні баків парами палива чи генераторним газом. Задачею корисної моделі є вирішення двоєдиної проблеми - зниження маси СН (газу наддування і системи його зберігання) шляхом зменшення теплових і масових витрат у паливо на початку роботи СН завдяки зменшенню швидкості взаємодії струменя гарячого газу наддування в поверхню палива і зменшення теплових витрат у верхнє днище бака завдяки більший далекобійності струменя гарячого газу наддування в вільному об'ємі бака при подальшої роботі СН. Задача вирішується тим, що у пристрої для наддування паливного бака рушійної установки ракети-носія гарячим газом, що включає дифузор, вихідний перетин якого орієнтований паралельно вільній поверхні палива в баку, плоску трапецеїдальну пластину, розміщену вздовж поздовжньої осі бака, менша підстава трапеції розташована нижче мінімального рівня заправки 1 UA 122787 U 5 10 15 20 25 30 35 палива в баку і має розмір не менший за діаметр струменя газу наддування на цьому рівні, а в радіальному напрямку вона розташована на відстані радіусу струменя газу наддування на цьому рівні, а більша підстава трапеції розташована на відстані від вихідного перетину дифузора, при якій площа поперечного перерізу струменя більша 40 % поперечного перерізу паливного бака і має розмір не менший за діаметр струменя газу наддування на цьому рівні. Суть корисної моделі пояснюється кресленнями, де на фіг. 1 зображено пристрій у вертикальному розрізі, на фіг. 2 у горизонтальному розрізі. На кресленнях представлений пристрій для наддування паливного бака рушійної установки РН гарячим газом. У середині бака 1 (фіг. 1) у його верхнього днища 2 встановлено пристрій для наддування 3 у вигляді дифузору, вихідний перетин 4 якого орієнтований паралельно вільної поверхні палива в баку 1. Нижче пристрою 3 в середині бака розташована плоска трапецеїдальна тонка пластина 5 уздовж його поздовжньої осі 6. Вона прикріплена до бака, наприклад за допомогою розтяжок 7. Менша підстава трапеції 8 має розмір не менший за діаметр струменя газу наддування на цьому рівні (в≥D=2r, фіг. 2), де r - радіус струменя на рівні меншої підстави трапеції 8. Пластина 5 (фіг. 1) розташована нижче мінімального рівня заправки 9 палива в баку, а в радіальному напрямку (фіг. 2) - на відстані радіусу r струменя, а більша підстава трапеції 10 розташована на відстані від вихідного перетину дифузора 4, при якій площа поперечного перерізу струменя більша 40 % поперечного перерізу бака. Пристрій, що заявляється, працює наступним чином. На початку роботи РУ при максимальній заправці бака вільний струмінь гарячого газу, який витікає через вихідний перетин пристрою 4, втрачає свою швидкість в баку досить швидко, тому що газ з вільного об'єму бака ежектується в струмінь з усіх боків. Коли вільна поверхня палива в баку опускається нижче рівня мінімальної заправки 9, струмінь починає настилатися на плоску пластину 5, яка зміщена щодо осі струменя на її радіус r. Зниження швидкості струменя сповільнюється, збільшується її далекобійність. Струмінь починає різко втрачати швидкість, коли її поперечний переріз наближається до 40 % площі поперечного перерізу бака. Тому нижню підставу трапеції 10 пластини 5 доцільно розміщувати нижче цієї висоти. Діаметри струменів можна розраховувати за відомими рекомендаціями [12]. Таким чином, задача корисної моделі вирішується. На мінімальних вільних об'ємах газу в баку струменя гарячого газу ніщо не перешкоджає втрачати свою швидкість. Коли небезпечний період мине, струмінь настилається на пластину, падіння її швидкості сповільнюється, 2 разів. Збільшується обсяг перемішування газу в баку, далекобійність збільшується в знижується температура газу у верхнього днища, зменшуються теплові витрати. Той же потрібний тиск газу в баку можна створити меншою кількістю газу. Розрахунки, які проведені авторами за методикою [13] показують, що потреби газу наддування при реалізації запропонованого пристрою можна скоротити до -15 %. Це еквівалентно можливості збільшення корисного навантаження для двоступеневої РН середнього класу на ~10 кг. При мінімальній ціні виведення корисного навантаження в $20 тис/кг, 3 пуски на рік і часу експлуатації ракетного комплексу в 30 років, виходить істотна сума. 40 45 50 55 Джерела інформації: 1. Ю.А. Митиков, В.А. Антонов, М.Л. Волошин, А.И. Логвиненко. Пути повышения надежности и безопасности эксплуатации ракетных комплексов //Авиационно-космическая техника и технология. - 2012. - № 3 (90). - С. 30-36 2. Спосіб наддування бака з висококиплячим пальним типу гас: пат. 112787 Україна: МПК B64D 37/24, F02K 9/44 /Мітіков Ю.О., заяв. № а201409743 від 5.09.2014; опубл. - 25.02.15, бюл. 4. - 5 с. 3. Спосіб наддування паливних баків рушійних установок ракет-носіїв: пат. 108414 Україна: МПК B64D 37/00 /Мітіков Ю.О. - № а201309167; заявл. 22.07.13; опубл. 27.04.15, бюл. № 8. - 5 с. 4. Клюева О.Г. Создание унифицированного теплообменника однокамерного жидкостного ракетного двигателя /Труды НПО "Энергомаш". - № 25. - 2007. - С. 286-301 5. Митиков Ю.А., Свириденко Н.Ф. Проблемы использования высокотемпературного газа для наддува топливных баков двигательных установок нового поколения и пути их решения /Технічна механіка. - 2013. - № 1. - С. 68-77 6. Митиков Ю.А., Куда С.А. Определение коэффициентов стеснения неизотермических турбулентных струй //Проектирование сложных технических систем: Сб. науч. тр. ИТМ АН УССР. - Киев: Наукова думка, 1989. - С. 153-155. 7. Беляев Н.М. Системы наддува топливных баков ракет. М.Машиностроение, 1976. - С.131. 2 UA 122787 U 5 10 8. Митиков Ю.А. Использования вихревых колец для наддува топливных баков двигательных установок РН //Восточно-европейский журнал передовых технологий. - 2012. - № 5/7(59). - С. 30-35. 9. Пристрій для наддування паливного бака рушійної установки пат. 82105 Україна: МПК B64D 37/00/ Волошин М.Л., Мітіков Ю.О., Логвиненко АЛ., Шевцов Є.І. Власник ДП "КБ "Південне". - № u201303979; заявл.29.04.13; опубл. 15.10.13. - 5 с. 10. А.С. № 148930. Устройство для наддува топливного бака /Автори Митиков Ю.А., Осташев Л.А., Мосейко В.А. Заявл. 23.11.79. № 2267719/23; МКИ В64D 37/24 11. Гримитлин М.И., Тимофеева О.Н. и др. Вентиляция и отопление цехов машиностроительных заводов. М.: Машиностроение. - 1978. - С. 13 12. Абрамович Г.Н. Теория турбулентных струй. - М.: Физматгиз, 1960. – 715 с. 13. Митиков Ю.А., Иваницкий Г.М. Расчет параметров системы наддува с учетом взаимодействия струи газа с компонентом топлива //Холодильна техніка і технологія. - 2012. № 2. - С. 46-50. 15 ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 20 25 Пристрій для наддування паливного бака рушійної установки ракети-носія гарячим газом, що включає дифузор, вихідний перетин якого орієнтований паралельно вільній поверхні палива в баку, плоску трапецеїдальну пластину, розміщену вздовж поздовжньої осі бака, який відрізняється тим, що менша підстава трапеції розташована нижче мінімального рівня заправки палива в баку і має розмір не менший за діаметр струменя газу наддування на цьому рівні, а в радіальному напрямку вона розташована на відстані радіусу струменя газу наддування на цьому рівні, а більша підстава трапеції розташована на відстані від вихідного перетину дифузору, при якій площа поперечного перерізу струменя більша 40 % поперечного перерізу паливного бака і має розмір не менший за діаметр струменя газу наддування на цьому рівні. 3 UA 122787 U 4 UA 122787 U Комп’ютерна верстка М. Мацело Міністерство економічного розвитку і торгівлі України, вул. М. Грушевського, 12/2, м. Київ, 01008, Україна ДП “Український інститут інтелектуальної власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 5

Дивитися

Додаткова інформація

Автори англійською

Mitikov Yurii Oleksiiovych

Автори російською

Митиков Юрий Алексеевич

МПК / Мітки

МПК: B64D 37/24

Мітки: установки, наддування, рушійної, паливного, пристрій, газом, гарячим, ракети-носія, бака

Код посилання

<a href="http://uapatents.com/7-122787-pristrijj-dlya-nadduvannya-palivnogo-baka-rushijjno-ustanovki-raketi-nosiya-garyachim-gazom.html" target="_blank" rel="follow" title="База патентів України">Пристрій для наддування паливного бака рушійної установки ракети-носія гарячим газом</a>

Подібні патенти