Патент на изобретение №2347180

(54) СПОСОБ ОХЛАЖДЕНИЯ КАНАЛА И ПРОДУКТОВ СГОРАНИЯ ЗАРЯДА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ ПРИ ЕГО ЛИКВИДАЦИИ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ (ВАРИАНТЫ)

(57) Реферат:

Изобретение относится к ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе на стенде, оборудованном камерой локализации, и охлаждению продуктов сгорания. Способ включает систему подачи хладагента в канал заряда. На передней крышке ликвидируемого ракетного двигателя устанавливают двухкамерный конический распылительный модуль с щелевыми и цилиндрическими отверстиями и соединяют с водоводом линии накопления и водоснабжения модуля хладагентом через запорно-пусковое устройство. В качестве хладагента в распылительный модуль подают вначале 10…20% водно-солевой раствор хлорида кальция по независимой линии водоснабжения, а по завершению процесса выгорания заряда подают воду из общего коллектора водоснабжения. Представлены два варианта устройства для осуществления способа. Обеспечиваются оптимальные, безопасные условия ликвидации ракетного двигателя путем охлаждения канала и формирующихся продуктов сгорания ликвидируемого заряда путем орошения крупнодисперсным распыленным потоком хладагента через распылительный модуль. 3 н.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретения относятся к ракетной технике, а именно – к ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе на стенде, оборудованном камерой локализации и охлаждению продуктов сгорания.

Основной целью предлагаемого способа и устройств является обеспечение оптимальных (регулируемых), безопасных условий истечения продуктов сгорания в камеру локализации и охлаждения продуктов сгорания при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе.

Охлаждение канала заряда и формируемых продуктов сгорания ракетного двигателя на твердом топливе при его ликвидации приводят к снижению изначальных энергетических параметров истечения продуктов сгорания (давления в канале, скорости истечения продуктов сгорания, температуры, тяги), путем воздействия на скорость формирования и развития начальной поверхности горения.

По завершению процесса ликвидации заряда осуществляется гашение остатков топлива и охлаждение внутренней поверхности горящего корпуса, что немаловажно для сохранения целостности корпуса и снижение выхода токсичных компонентов в атмосферу (экологическая безопасность).

Известен «Способ ликвидации заряда твердого ракетного топлива», в котором осуществляется охлаждение канала ликвидируемого заряда, находящегося в вертикальном положении хладагентом – водой, щелочным или содовым раствором, Патент RU 2021560 C1, оп.15.10.94, МПК F23G 7/00.

В качестве прототипа способа авторами принят патент RU 2021560 C1.

К недостаткам указанного прототипа необходимо отнести следующее:

1. Отсутствие распылительных модулей для формирования крупнодисперсного распыленного потока хладагента для охлаждения канала заряда и формирующихся продуктов сгорания с целью регулирования процесса и скорости формирования начальной поверхности горения ликвидируемого заряда ракетного двигателя на твердом топливе;

2. В Патенте RU 2021560 C1 охлаждение канала ликвидируемого заряда осуществляется путем заполнения всего канала заряда водой, щелочным или содовым раствором через переднюю крышку ракетного двигателя при его вертикальном расположении.

Основными недостатками данного способа охлаждения канала ликвидируемого ракетного заряда являются:

– вертикальное расположение ракетного двигателя на твердом топливе и дальнейшие конструктивные (геометрические) характеристики стенда для локализации и охлаждения образовавшихся продуктов сгорания. Данный способ практически невозможно применить к крупногабаритным, многотоннажным ракетным двигателям на твердом топливе длиной 5…7 м и массой 30…50 т, так как расположение их в вертикальном положении требует разработки сложных крепежных устройств, стендов, что может привести к аварийной ситуации;

– давление хладагента на поверхность канала заряда и на его продукты сгорания весьма незначительно и определяется его массой, находящейся в данный момент времени в канале заряда. Как показывает практика, при таких условиях хладагент «выдавливается» продуктами сгорания из канала, так как продукты сгорания имеют наибольшие динамические и скоростные характеристики (давление, скорость истечения) в сравнении с хладагентом.

Известны распылительные устройства, комбинированные насадки и другие механические устройства для распыления хладагента, используемые в быстродействующих автоматических противопожарных системах (БАПС) для гашения очагов загорания, где применяются различные распылительные устройства, обеспечивающие формирование распыленных и компактных струй при истечении через них хладагента, в частности воды. «Руководство по устройству и эксплуатации систем автоматической пожарной защиты производств пластмасс и полимеров». РУЭ-АПЗТ-Т, ЦНИИ НТИ, 1977.

В качестве прототипа на устройство принят насадок канальный НК-ЗРС, указанный в РУЭ-АПЗТ-Т, стр.34.

К недостаткам прототипа на устройство следует отнести следующее:

– в конструкции не предусмотрены щелевые отверстия для формирования лучевых струй, орошения и охлаждения продуктов сгорания в лучах и ответвлениях канала ликвидируемого заряда;

– установлено экспериментально, что используемые насадки типа НКЦ в различных механических и комбинированных распылительных конструкциях формируют мелкодисперсный поток хладагента, который неспособен глубоко проникнуть в газовый поток продуктов сгорания ликвидируемого заряда и достичь поверхности горения.

Технической задачей заявленных изобретений является повышение технологической безопасности при ликвидации крупногабаритного заряда ракетного двигателя на твердом топливе, в том числе и дефектных изделий, при их горизонтальном расположении. Эта задача решается путем создания оптимальных условий горения заряда на стенде, оборудованном камерой локализации, и охлаждения продуктов сгорания, а также защиты и сохранения корпуса ракетного двигателя от прожига и дальнейшего его разрушения в процессе выжигания заряда.

Регулирование процессом истечения продуктов сгорания в камеру локализации и охлаждения путем охлаждения канала и формирующихся продуктов сгорания ликвидируемого заряда позволяет снизить температуру и давление продуктов сгорания, что соответственно снижает уровень воздействия высокоскоростного, высокотемпературного газового потока на конструкцию в целом и приводит к увеличению срока службы камеры локализации и охлаждения, исключая возникновение аварийных ситуаций в виде прожига стенок камеры или его разрушения при превышении внутреннего избыточного давления.

Технический результат способа заключается в том, что:

1. На передней крышке ликвидируемого ракетного двигателя устанавливают двухкамерный конический распылительный модуль с щелевыми и цилиндрическими отверстиями и соединяют с водоводом линии накопления и водоснабжения модуля хладагентом через запорно-пусковое устройство системы с быстродействием – не более 5 с, а в качестве хладагента в распылительный модуль подают вначале 10-20% водно-солевой раствор хлорида кальция по независимой линии водоснабжения, состоящего из накопительной емкости объемом 300…600 м³, ресивера с рабочим давлением – 0,8…1,6 МПа и компрессора для заполнения ресивера сжатым воздухом, а по завершению процесса выгорания заряда подают воду из общего коллектора водоснабжения, при этом расход в зависимости от конструкции распылительного модуля и давления в пределах 0,2…1,6 МПа составляет 0,02…0,1 м³/с.

Технический результат на устройство представлен в двух вариантах:

Вариант 1:

1. Лучевой двухкамерный конический распылительный модуль с щелевыми и цилиндрическими отверстиями для охлаждения канала и продуктов сгорания заряда ракетного двигателя со сложной конфигурацией канала, состоит из первой конической камеры с равнорасположенными отверстиями диаметром 4÷6 мм в количестве 30…40 штук и распределителя хладагента в первой камере распылительного модуля с 5…7 прорезями шириной 0,5×10 мм, и второй конической камеры с щелевыми прорезями по длине 40…60 мм, по ширине 10…20 мм с углом раскрытия 40° в количестве 3…6 штук и рассекателей диаметром 40 мм с отверстиями диаметром 30 мм и 3…6 отверстиями диаметром 30 мм, для подачи хладагента во вторую камеру распылительного модуля.

Вариант 2:

2. Торцевой двухкамерный распылительный модуль с щелевыми и цилиндрическими отверстиями для охлаждения канала и продуктов сгорания ракетного двигателя с гладкоствольной конфигурации канала, состоит из первой конической камеры с равнорасположенными отверстиями диаметром 4÷6 мм в количестве 30…40 штук и распределителя хладагента в первой камере с 5…7 прорезями шириной 0,5×10 мм и второй камеры с 4-мя круговыми прорезями длиной 40…60 мм с углом раскрытия 40° и цилиндрического рассекателя диаметром 40 мм с 6-ю отверстиями диаметром 30 мм и 6-ю прорезями шириной 10×15 мм, для подачи хладагента во вторую камеру распылительного модуля.

3. Как для первого варианта, так и для второго – в центре распылительного модуля второй камеры устанавливают центральный конический насадок для формирования компактной струи диаметром распыла хладагента у основания 20÷30 мм.

Предлагаемые изобретения позволяют осуществлять:

– управление (регулирование) процессом горения заряда ракетного двигателя путем охлаждения канала и формирующихся продуктов сгорания ликвидируемого заряда хладагентом через распылительный модуль с заданными гидравлическими параметрами (давление, расход), используя независимую систему накопления и водоснабжения распылительного модуля хладагентом;

– обеспечение условий проникновения хладагента за счет образования крупнодисперсного распыленного потока хладагента в формирующиеся продукты сгорания ликвидируемого заряда;

– локализация и охлаждение продуктов сгорания в канале заряда, имеющего сложный геометрический профиль (лучи, ответвления и т.д.);

– определение и выполнение оптимальных безопасных условий истечения продуктов сгорания, ликвидируемого ракетного двигателя на твердом топливе в камеру локализации и охлаждения стенда путем снижения скорости формирования начальной поверхности горения и соответственно скоростных и расходных параметров истечения продуктов сгорания;

– снижение риска нестабильного горения дефектных двигателей после длительного срока хранения путем уменьшения давления продуктов сгорания в канале заряда, скорости их истечения и температуры продуктов сгорания;

– обеспечение условий повышенной проходимости хладагента через факел пламени при совместном использовании высокорасходного распылительного модуля и использования 10-20% водно-солевого раствора хлорида кальция CaCl₂;

– дополнительно, температура замерзания 10-20% водно-солевой раствор хлорида кальция CaCl₂ составляет минус 10…15°С, что позволяет использовать его в зимнее время года на открытых площадках стенда.

Давление у распылительного модуля при подаче хладагента в зависимости от ликвидируемого заряда ракетного двигателя (массы, состава, скорости горения и т.д.) определяют расчетным путем, но не менее – 0,2 МПа, так как при низких давлениях (установлено экспериментально) не формируется устойчивый распыленный поток хладагента, и не выполняется условие его проникновения вглубь продуктов сгорания.

Запуск запорно-пусковой аппаратуры системы осуществляют дистанционно через пульт управления или в автоматическом режиме с использованием таймера времени в пределах 1…5 с от начала инициирования топлива заряда.

Изобретения поясняются схемами в двух вариантах:

На фиг.1 показана условная схема основных элементов всей системы осуществляющей охлаждение канала и формируемых продуктов сгорания при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе, где:

1 – ресивер (газгольдер) для создания давления в системе – 1.6 МПа, 2 – накопительная емкость для хладагента емкостью 300…600 м³, 3 – общий коллектор водоснабжения, 4 – ликвидируемый заряд ракетного двигателя на твердом топливе, 5 – секции камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания ракетного двигателя, 6 – линия водоснабжения распылительного модуля хладагентом, 7 – линия снабжения распылительного устройства хладагентом, 8 – передняя крышка ракетного двигателя, 9 – распыленный поток хладагента, 10 – факел пламени.

На фиг.2 схематично показан пролив канала и корпус ликвидируемого ракетного двигателя на твердом топливе, где:

11 – ложемент для установки и крепления ликвидируемого ракетного двигателя, 12 – лучевой двухкамерный конический распылительный модуль и принцип формирования распыленного потока хладагента.

Устройство по варианту 1:

На фиг.3 показана схема установки лучевого двухкамерного конического распылительного модуля на передней крышке ликвидируемого ракетного двигателя на твердом топливе.

На фиг.4 показан в разобранном виде лучевой двухкамерный конический распылительный модуль с щелевыми и цилиндрическими отверстиями для локализации и охлаждения канала ликвидируемого ракетного двигателя на твердом топливе, где:

13 – конический распределитель с 3…6 щелевыми отверстиями для создания распыленного лучевого потока хладагента, для локализации и охлаждения продуктов сгорания в лучах канала заряда ракетного двигателя и выхода центральной компактной струи для охлаждения факела пламени в центральной части канала, 14 – рассекатель для формирования лучевых распыленных струй, 15 – усеченный конический распределитель для образования компактных струй с равнорасположенными отверстиями диаметром 4÷6 мм в количестве 30…40 штук, 16 – распределитель хладагента в первой камере распылительного модуля с 5…7 прорезями шириной 0,5×10 мм, 17 – задняя крышка распылительного модуля.

На фиг.5 показана вторая камера распылительного модуля для формирования распыленных лучевых струй и центральной компактной струи, а также водоводы и рассекатели для снабжения второй камеры хладагентом и формирования лучевых распыленных струй, где:

18 – рассекатели для создания 6-лучевого потока хладагента (при необходимости число лучевых отверстий может быть уменьшено до 3^х), в нижней части каждого рассекателя имеется отверстие для выхода хладагента во вторую камеру, верхняя часть рассекателя заглушена;

19 – центральная коническая насадка для создания центральной компактной струи.

Устройство по варианту 2:

На фиг.6 показана схема установки торцевого двухкамерного распылительного модуля с щелевыми и цилиндрическими отверстиями для локализации и охлаждения гладкоствольного канала ликвидируемого заряда ракетного двигателя, где:

20 – торцевой двухкамерный распылительный модуль с щелевыми и цилиндрическими отверстиями.

На фиг.7 показан в разобранном виде торцевой двухкамерный распылительный модуль с щелевыми и цилиндрическими отверстиями для выхода хладагента, где:

21 – вторая камера для создания распыленного лучевого потока хладагента по окружности канала ликвидируемого заряда ракетного двигателя; 22 – водовод и рассекатель для подачи и формирования лучевого крупнодисперсного распыленного потока.

На фиг.8 – схема водовода и рассекателя для создания лучевого потока хладагента во второй камере торцевого распылительного модуля и центральной компактной струи, где:

24 – отверстия для входа хладагента в рассекатель, 25 – отверстия для выхода хладагента из рассекателя.

Оба варианта устройства имеют одинаковое назначение и направлены на получение одного и того же технического решения: охлаждение канала и формирующихся продуктов сгорания ликвидируемого заряда ракетного двигателя на твердом топливе, но имеющих различную конфигурацию канала.

Техническое решение в предлагаемом способе и устройстве реализуется следующим образом:

1. Заполняют ресивер (1) воздухом до требуемых давлений, а накопительную емкость (2) хладагентом – 10-20% водно-солевым раствором хлорида кальция CaCl₂.

2. На передней крышке ракетного двигателя на твердом топливе (8) в зависимости от конфигурации канала заряда (наличия лучей, ответвлений и т.д.) устанавливают двухкамерный конический распылительный модуль с щелевыми и цилиндрическими отверстиями (12) или торцевой двухкамерный распылительный модуль с щелевыми отверстиями (20) для подачи хладагента в канал заряда, который соединяется системой накопления и водоснабжения (фиг.1, 3, 5).

3. Переднюю крышку (8) с распылительным модулем устанавливают на ракетный двигатель и соединяют с линией водоснабжения через запорно-пусковую аппаратуру (6, 7).

4. После инициирования заряда ракетного двигателя (4) в канал ликвидируемого заряда под давлением через распылительный модуль (12 или 20) подают хладагент в виде распыленного крупнодисперсного потока, обеспечивающего охлаждение канала и формирующихся продуктов сгорания ликвидируемого заряда (фиг.2).

5. Хладагент по линии водоснабжения (6, 7) соответственно после открытия запорно-пусковой аппаратуры поступает через распределитель (16) в первую камеру распылительного модуля (12 или 20) и выходит наружу в виде компактных струй через конические отверстия, после заполнения первой камеры хладагент поступает через входные отверстия (18 или 24) во внутреннюю полость рассекателей (14 или 22), далее хладагент выходит из отверстий рассекателя (18 или 25) и заполняет внутреннюю полость второй камеры распылительного модуля (12 или 20), далее огибая рассекатели (14 или 22) выходит через прорези распылительного модуля наружу, образовывая крупнодисперсный распыленный лучевой поток хладагента.

Хладагент также поступает и в центральный конический насадок (19) второй камеры распылительного модуля (12 или 20) и выходит наружу в виде компактной струи.

6. После прекращения образования активного факела и завершения ликвидации заряда в корпус ракетного двигателя подают воду из общего коллектора водоснабжения (3), открыв запорно-пусковую аппаратуру линии водоснабжения (6) для гашения остатков топлива и охлаждения внутренней поверхности корпуса.

7. Тип двухкамерного распылительного модуля, давление, временные и гидравлические параметры истечения хладагента определяют для каждого ракетного двигателя на твердом топливе отдельно с учетом характеристик (времени горения, массы) и конфигурации канала заряда.

8. В результате подачи высокорасходного, крупнодисперсного потока хладагента через двухкамерный распылительный модуль выполняются следующие условия:

– охлаждение поверхности канала ликвидируемого заряда и снижение скорости распространения фронта горения по поверхности ликвидируемого заряда;

– проникновение хладагента в глубь факела пламени, охлаждение продуктов сгорания и, как следствие, – снижение температуры продуктов сгорания;

– в результате снижения скорости распространения факела пламени по внутренней поверхности канала и температуры в канале ликвидируемого заряда происходит снижение давления истекающих продуктов сгорания в камеру локализации и охлаждения;

– уменьшается скорость формирования начальной поверхности горения в канале ликвидируемого заряда.

Экспериментальные исследования, проведенные в ФГУП «НИИПМ» при изучении условий гашения очагов горения на торцах различных составов твердого ракетного топлива и локализации образовавшегося факела пламени разработанными высокорасходными распылительными модулями, образующими крупнодисперсный распыленный поток хладагента, а также при совместном использовании в качестве хладагента 10-20% водно-солевой раствор хлорида кальция CaCl₂ – показали возможность регулирования процессами горения заряда ракетного двигателя при их безсопловом сжигании.

Формула изобретения

1. Способ охлаждения канала заряда твердого топлива ракетного двигателя и продуктов сгорания твердого топлива при ликвидации заряда, включающий подачу в канал заряда хладагента, отличающийся тем, что на передней крышке ракетного двигателя устанавливают двухкамерный конический распылительный модуль с щелевыми и цилиндрическими отверстиями и соединяют его с водоводом линии накопления и водоснабжения модуля хладагентом через запорно-пусковое устройство системы с быстродействием не более 5 с, в качестве хладагента в распылительный модуль подают вначале 10…20%-ный водно-солевой раствор хлорида кальция по независимой линии водоснабжения, состоящей из накопительной емкости объемом 300…600 м³, ресивера с рабочим давлением 0,8…1,6 МПа и компрессора для заполнения ресивера сжатым воздухом, а по завершению процесса выгорания заряда подают воду из общего коллектора водоснабжения, при этом расход в зависимости от конструкции распылительного модуля и давления в пределах 0,2…1,6 МПа составляет 0,02…0,1 м³/с.

2. Лучевой двухкамерный конический распылительный модуль для охлаждения канала и продуктов сгорания заряда ракетного двигателя при его ликвидации, содержащий камеру смешения хладагента, центральный конический насадок, отличающийся тем, что он состоит из первой конической камеры с равнорасположенными отверстиями диаметром 4…6 мм в количестве 30-40 штук и распределителя хладагента в первой камере распылительного модуля с 5-7 прорезями шириной 0,5×10 мм и второй конической камеры с щелевыми прорезями по длине 40…60 мм, по ширине 10…20 мм с углом раскрытия 40° в количестве 3-6 штук и рассекателей диаметром 40 мм с отверстиями диаметром 30 мм и 3-6 отверстиями диаметром 30 мм для подачи хладагента во вторую камеру распылительного модуля.

3. Торцевой двухкамерный конический распылительный модуль с щелевыми и цилиндрическими отверстиями для охлаждения канала и продуктов сгорания ракетного двигателя при его ликвидации, содержащий камеру смешения хладагента, центральный конический насадок, отличающийся тем, что он состоит из первой конической камеры с равнорасположенными отверстиями диаметром 4…6 мм в количестве 30-40 штук и распределителя хладагента в первой камере с 5-7 прорезями шириной 0,5×10 мм и второй камеры с 4-мя круговыми прорезями длиной 40…60 мм с углом раскрытия 40° и цилиндрического рассекателя диаметром 40 мм с 6-ю отверстиями диаметром 30 мм и 6-ю прорезями шириной 10×15 мм для подачи хладагента во вторую камеру распылительного модуля.

РИСУНКИ