Способ нейтрализации горючего и окислителя в отделяющихся ступенях ракеты-носителя и устройство для его осуществления

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам с жидкостно-реактивными двигательными установками, работающими на токсичных компонентах топлива: несимметричном диметилгидразине в качестве горючего и азотном тетроксиде в качестве окислителя. Предлагаемый способ заключается в удалении из баков и тупиковых зон гидросистем остатков топлива через камеру сгорания двигательной установки. При этом стравливание данных остатков обеспечивают путем выдачи команды на блокировку отсечных клапанов горючего и окислителя на первой ступени и снятия питания с пиропатронов отсечных клапанов горючего на второй ступени. Данные команды выдаются после штатного отделения от ракеты-носителя соответственно первой и второй ступеней. Предлагаемое устройство содержит электрическую схему управления отсечными клапанами перед камерами сгорания двигательных установок первой и второй ступеней ракеты-носителя. Эта схема включает в себя кабельную сеть, главный и программные токораспределители и пиропатроны отсечных клапанов. При этом на первой ступени ракеты-носителя главный распределитель оснащен диодами, дополнительными реле и контактной парой электромеханических реле времени, исключающих срабатывание отсечных клапанов окислителя и горючего на первой ступени. На второй ступени кабельный ствол выполнен без токоподводящих командных цепей питания пиропатронов отсечных клапанов горючего. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности обезвреживания остатков токсичных компонентов топлива в отделяющихся первой и второй ступенях ракеты, а также уменьшение площадей разброса элементов конструкции, снижение акустического воздействия на фауну, флору и природную среду. 2 н.п. ф-лы. 8 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике. В частности к ракетам с жидкостными двигательными установками, работающими на токсичных компонентах топлива (КТ), которые в качестве горючего используют гептил и окислителя амил, а именно: для повышения эффективности обезвреживания остатков топлива, отделяющихся первой и второй ступеней ракеты, уменьшения площадей разброса элементов конструкции отработавших первой и второй ступеней ракеты, уменьшения акустического воздействия на фауну и природную среду.

Известен способ снижения экологического ущерба при падении на Землю отработавших ступеней ракетоносителей. Согласно данному способу после окончания работы двигателей, по выработке одного из КТ жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) первой ступени выключают, а оставшиеся в баке КТ перемещают в герметичную емкость от отработавших ступеней и спускают на Землю [1].

Недостатком данного способа является увеличение веса изделия из-за необходимости иметь отдельную герметичную емкость, иметь к существующим системам управления (СУ) различных систем дополнительную СУ, позволяющую определить, какой из двух компонентов топлива остался. Затем слить его в герметичную емкость и спустить на поверхность Земли.

Наиболее близким из известных технических решений является выбранный в качестве прототипа способ нейтрализации горючего (Г) и окислителя (О) в отделяющихся ступенях ракеты-носителя (РН), заключающийся в удалении из баков и тупиковых зон гидросистем Г и О путем стравливания остатков топлива через камеру сгорания (КС) двигательной установки (ДУ) [2].

Известно и устройство для осуществления предложенного способа, в котором электрическая схема управления пироотсечных клапанов перед КС двигательных установок первой и второй ступеней ракеты-носителя содержит кабельную сеть, токораспределители, пиропатроны и отсечные клапаны окислителя и горючего [3].

Недостатком известного способа и устройства является неэффективное обезвреживание остатков токсичных КТ в отделяющихся первой и второй ступенях РН, вследствие чего наносится экологический ущерб природной среде.

Техническим результатом данного изобретения является повышение эффективности обезвреживания остатков токсичных КТ в отделяющихся первой и второй ступенях ракеты, а также уменьшение площадей разброса элементов конструкции, снижение акустического воздействия на природную среду.

Технический результат достигается тем, что в способе нейтрализации горючего и окислителя в отделяющихся ступенях ракеты-носителя, заключающемся в удалении из баков и тупиковых зон гидросистем горючего и окислителя путем стравливания остатков топлива через камеру сгорания двигательных установок, происходящего на пассивном участке полета первой и второй ступеней ракеты-носителя, после выдачи команды на блокировку пиропатронов соответствующих отсечных клапанов горючего и окислителя на незакрытие на первой ступени и снятие питания с пиропатронов клапанов горючего на второй ступени ракеты-носителя.

Технический результат достигается также тем, что в устройстве для осуществления способа электрическая схема управления пироотсечными клапанами перед камерами сгорания двигательных установок первой и второй ступеней ракеты-носителя, содержащая кабельную сеть, главный распределитель, пиропатроны и отсечные клапаны окислителя и горючего, где на первой ступени ракеты-носителя главный распределитель оснащен дополнительными реле с нормально замкнутыми и разомкнутыми контактами, дополнительной контактной парой электромеханических реле времени, диодами, которые исключают срабатывание отсечных клапанов окислителя и горючего на их закрытие, а на второй ступени ракеты-носителя кабельный ствол выполнен без токоподводящих цепей питания пиропатронами отсечных клапанов горючего.

Предложенный способ и устройство поясняются прилагаемыми графическими материалами, где показаны:

на фиг.1 - схема траектории полета РН и ее отделяющихся ступеней;

на фиг.2 - принципиальная схема пневмогидравлической системы (ПГС) двигательной установки (одного двигателя) первой ступени, фрагмент;

на фиг.3 - схема формирования команд выключения двигателя (ВД11, ВД12);

на фиг.4 - схема формирования команд ВД11, ВД12 согласно изобретению;

на фиг.5 - программа срабатывания контактных пар реле времени МРВ-1 согласно изобретению;

на фиг.6 - принципиальная схема ПГС двигательной установки (один двигатель) второй ступени, фрагмент;

на фиг.7 - принципиальная электрическая схема управления пиропатроном ПГ22 отсечного клапана Г камеры сгорания двигательной установки второй ступени, фрагмент;

на фиг.8 - общая электрическая схема управления пиропатроном ПГ22 двигательной установки второй ступени согласно изобретению, фрагмент.

На фиг.1 показана сплошной линией поз.1 траектория полета РН, пунктирными линиями - пассивные участки полета отделяющихся частей: первой ступени поз.2, головного обтекателя поз.3, второй ступени поз.4, третьей ступени поз.5, участок разрушения второй ступени поз.6, поля падений первой ступени, головного обтекателя, второй ступени поз.7, 8, 9 соответственно.

При проведении ряда пусков РН "Протон-К" осуществлен экспериментальный выброс остатков КТ через двигатели (удаление О происходит через КС двигателя, а Г - через дренажный клапан, дренажный патрубок и КС каждого двигателя).

На основании данных телеметрической информации, полученной при проведении пусков указанных изделий, составлены математические модели их движения на участке автономного полета и создан пакет прикладных программ для определения расчетных временных интервалов нахождения жидких остатков КТ в районе заборных устройств баков.

В результате выполненных расчетов определены массы компонентов топлива, выделяемых в виде жидких и газообразных фракций по траектории автономного полета первой ступени.

Для одного РН (первая ступень изделия) получены следующие результаты:

- выброс окислителя из бака завершается полностью на 181 с автономного полета и происходит с высоты 51...67 км;

- выброс горючего из баков завершается полностью на 195 с автономного полета и происходит с высоты 51...67 км.

Для другого РН (первая ступень изделия) получены следующие результаты:

- выброс окислителя из бака завершается полностью на 186 с автономного полета изделия и происходит с высоты 51...67 км;

- выброс горючего из баков завершается полностью на 206 с автономного полета и происходит с высоты 51...67 км.

Расчетная оценка процессов выброса остатков КТ отработавшей второй ступени РН, проведенная с рядом необходимых допущений, включая и условие расположения в топливных баках жидких остатков КТ в начальный период пассивного полета ступени в зоне заборных устройств, показала, что полное удаление жидкого горючего при выключении с не закрытием 4-х отсечных клапанов Г перед КС ДУ завершается к 55,5 с (120 км) от команды ВД21 (первая команда на выключение ДУ второй ступени).

Теоретические исследования дробления струй жидкостей при низких давлениях показывают, что при выбросах ракетного топлива на высотах более 20 км из-за его интенсивного вскипания (кавитационный взрыв) будет образовываться облако капель, размеры которых не превышают 1 мм. А также проведенные эксперименты в вакуумной камере показывают, что струи жидкости при низких давлениях преимущественно дробятся на капли с размерами менее 1 мм, то есть основной объем жидкости после выброса будет сосредоточен в каплях, размеры которых много меньше 1 мм. Следует заметить, что интенсивность вскипания и дробления фрагментов топлива существенно зависят от их температуры. Интенсивность вскипания и дробления КТ тем выше, чем выше их температура. На момент отделения I, II ступеней температура остатков КТ составляет (25-40)°С, что гарантирует их интенсивное дробление и испарение.

На основании проведенных исследований можно сделать следующий вывод. При выбросах с высоты более 20 км ракетное топливо будет дробиться на капли, размеры которых не превышают 1 мм.

В этом случае до полного испарения капли пролетают путь не более 5-10 км и, таким образом, экологически опасное загрязнение атмосферы практически исключается.

Следовательно, слитое в окружающее пространство топливо гептил достаточно быстро рассеивается в стратосфере и не успевает проникнуть в тропосферу. Предельно допустимая концентрация гептила в воздухе населенных пунктов, близких к зонам падения ступеней, в день пуска составляет 1 мг/м³, а уже через сутки концентрация паров 0,001 мг/м³ будет существенно ниже предельно допустимой концентрации (ПДК) [4].

На фиг.2 показана принципиальная схема ПГС ДУ (одного двигателя) первой ступени ракеты, фрагмент, где из баков поз.10, поз.11 и тупиковых зон гидросистем горючего и окислителя стравливание остатков топлива через КС поз.12 двигательной установки проводят на пассивном участке полета 1-ой ступени ракеты-носителя после получения команды на блокировку пиропатронов поз.17, поз.18 соответствующих отсечных клапанов горючего поз.13 и окислителя поз.14 на незакрытие. В двигательной установке остаются открытыми отсечные клапаны окислителя поз.14 на входе в газогенератор поз.15 и горючего поз.13 на входе в камеру сгорания поз.12 двигательной установки. Это обеспечивает выброс остатков окислителя через основной газогенератор поз.15 и далее в камеру сгорания поз.12 и горючего через дренажный патрубок поз.16 и камеру сгорания поз.12 двигательной установки. Срабатывание отсечных клапанов поз.13, 14 происходит во время подачи напряжения на пиропатроны поз.17, 18 соответственно. Дренажный клапан поз.19 срабатывает при подаче напряжения на пиропатрон поз.20.

На фиг.3 показана схема формирования команд ВД11, ВД12 - прототип электрической схемы управления пиропатронами ПОГ11, ПОГ12 отсечных клапанов «О» ГГ и пиропатронами ПЗГ отсечных клапанов Г перед КС ДУ первой ступени РН.

Схема работает следующим образом. Главные распределители (АO51/1, 2, 3) с контактных пар «17» выдают команду - первая команда на выключение ДУ первой ступени - ВД11 и разделения - РК1 в соответствии с циклограммой полета.

По этой команде происходит:

1. Запуск МРВ-А, Б, В (Реле времени).

2. Разделение первой ступени с РН - команда РК1 (срабатывание пиропатронов ПР11/1-9, ПР20/2, 4, 5 см. Фиг.3). Через 0,2 сек, после выдачи команды ВД11, реле МРВ-А,Б,В своими контактами выдают команду на срабатывание пиропатронов ПОГ11, ПОГ12, ПЗГ.

Отсечные клапаны О ГГ и отсечные клапаны Г перед КС закрываются (команда ВД12 - вторая команда на выключение ДУ первой ступени).

Первая ступень падает на поверхность Земли, разрушаясь в момент удара.

Остатки КТ выливаются на поверхность Земли с последующим взрывом.

Часть КТ попадает в грунт и загрязняет его.

На фиг.4 показана электрическая схема формирования команд ВД11, ВД12 согласно изобретению. Главный распределитель (прибор АO42М) дополнительно оснащается реле РД40А, Б, В, установленными параллельно реле РУ12А, Б, В (реле РУ12А, Б, В срабатывают по команде ВД11 от приборов АO51/1, 2, 3), реле К, контактами которых снимается шина +У1 с обмоток реле РУ11, РУ13А, Б, В. Последовательно с катушками реле РУ11, РУ13 устанавливается диод Д. Не пропускающий "-" от системы управления в смежную систему. Контактная пара 5 дополнительно устанавливается в реле МРВ-А, - Б, - В. Нормально замкнутые (Н.З.) контакты реле РД40 поставлены в цепь выдачи команды на срабатывание пиропатронов ПОГ11, ПОГ12 поз.18, ПЗГ поз.17.

Тогда схема будет работать следующим образом.

По команде "5" (замыкание контактных групп 17 приборов АO51) в главном распределителе (прибор АO42М) срабатывает и становится через контактные пары 6 (КП 6) реле МРВ-1 на самоблокировку схема формирования команд ВД11, РК1 (команда разделения) и запуска МРВ-1.

Команда поступает на подрыв пиропатронов: отсечного клапана окислителя перед газогенератором наддува горючего - пиропатроны ПОН/1-6, отсечного клапана горючего перед газогенератором - пиропатроны ПГГ/1-6 (см. фиг.3, фиг.4).

В результате горение в газогенераторе прекращается, обороты турбонасосного агрегата падают и давление в камерах сгорания начинает уменьшаться, через 0,04 сек замыкается контактная пара КП5 МРВ1 А, Б, В, включая реле К каждого канала, которые своими контактами блокируют реле РУ11, РУ13. Контактами реле РД40А, Б, В блокируется прохождение команды ВД12. Контакты реле РД43А, Б, В выдают команду РК1 (далее на подрыв пиропатронов узлов крепления первой и второй ступеней), а также на подрыв пиропатронов расстыковки ШР, установленных на конусе второй ступени (пиропатроны ПР/1-ПР/6).

Происходит разделение первой и второй ступеней.

Через 0,2 сек от первой команды на разделение (команда ВД11) выдается вторая команда на отключение двигательной установки первой ступени.

При этом контакты реле РД40А, Б, В разомкнуты и потому не будет подрыва пиропатронов отсечных клапанов окислителя перед газогенератором и горючего перед входом в камеру сгорания. Контакты реле РП14А, Б, В замкнуты по команде контакт подъема и команда с МРВ-1А, Б, В поступает на подрыв пиропатронов дренажных клапанов ПДГ/1-ПДГ/6. Дренажный клапан открывается и происходит сброс давления. Двигатели прекращают свою работу.

Далее по размыканию КП6 МРВ-1 происходит отпускание реле РД40, РД41, РД42, РД43. Снимается "-СУ" с контактов соединителя Ш 121/97, 101, 102 и их цепей в случае образования паразитных цепей в соединителе, так как при "горячем" разделении между отработавшей 1-ой ступенью и РН могут образоваться паразитные электрические цепи в соединителе Ш 121/97, 78, 88, 89, 101, 102 и их цепей.

На фиг.5 показаны диаграммы временных настроек всех контактных пар реле времени МРВ-1, которое формирует команды управления для пироклапанов. Согласно изобретению вводится дополнительно контактная пара 5 электромеханического реле времени.

Отделение второй ступени происходит на высоте ˜150 км (См. фиг.1). Ускоритель второй ступени ракеты при входе в плотные слои атмосферы разрушается на высотах (45-50) км. Рассеивание фрагментов конструкции ускорителя составляет: по дальности (70-80) км, по боковому направлению (34-40) км. Использование выброса невырабатываемых остатков КТ на второй ступени (аналогично первой ступени) позволяет задержать разрушение второй ступени до меньших высот и сократить площадь разброса ее фрагментов. В связи с этим можно уменьшить размеры отведенных площадей падения для отработавших элементов ракеты.

На фиг.6 представлена принципиальная схема ПГС ДУ (одного двигателя) второй ступени ракеты, где удаление из бака поз.21 и тупиковых зон гидросистемы горючего остатков топлива горючего из тупиковых зон проходит через камеру сгорания двигательной установки второй ступени поз.22 на пассивном участке полета второй ступени ракеты-носителя за счет незакрытия отсечного клапана горючего поз.23. Работа клапана управляется пиропатроном ПГ22 поз.24.

Способ нейтрализации горючего в отделяющейся второй ступени ракеты и устройство для реализации способа осуществляется тем, что остатки горючего истекают через отсечные клапаны горючего поз.23 камеру сгорания двигательной установки второй ступени поз.22 ракетоносителя.

На фиг.7 представлена принципиальная электрическая схема управления пиропатроном ПГ22 поз.24 отсечного клапана горючего поз.23 камеры сгорания двигательной установки поз.22 второй ступени - прототип.

На фиг.8 показана общая электрическая схема управления отсечными клапанами горючего поз.23 перед камерой сгорания поз.22 (пиропатрон ПГ22 поз.24) для четырех двигательных установок второй ступени. Показан кабельный ствол ПO213Д поз.25. Вновь разработанный кабель ПO213Д поз.25 меняет логику срабатывания пиропатронов ПГ22 поз.24, которые управляют отсечными клапанами горючего поз.23 перед камерами сгорания поз.22 каждого двигателя.

Схема работает следующим образом. При поступлении электрического сигнала на срабатывание пиропатроны ПГ22 поз.24 каждого двигателя не сработают, так как вновь разработанный кабельный ствол ПO213Д поз.25 исключает подачу электропитания на пиропатроны ПГ22 поз.24 и отсечные клапаны горючего поз.23 перед камерой сгорания двигательной установки поз.22 второй ступени будут открыты.

Благодаря такому выполнению способа и устройства для ракеты-носителя осуществление выброса неотработанного горючего и окислителя из первой ступени и горючего из второй ступени после их отделений практически исключает экологическую опасность загрязнения тропосферы и земной поверхности, уменьшает площади разброса элементов конструкции отработавших ступеней ракеты, уменьшает акустическое воздействие на фауну и природную среду.

Источники информации

1. Патент RU №204 3955, кл. В 64 G 1/40, 1992 г.

2. Патент RU №2028468, кл. F 01 N 3/10, 1991 г.

3. Схема ИЭ1.380.003СхФ5 Автоматика ДУ и разделения. Схема функциональная. СКБ "Полисвит", ПО "Коммунар".

4. Технический отчет "Мероприятия по улучшению экологических характеристик КРК Протон-К и Протон-М", 1999 г. ГКНПЦ им. Хруничева К/Б Салют.

1. Способ нейтрализации горючего - несимметричного диметилгидразина и окислителя - азотного тетроксида в отделяющихся ступенях ракеты-носителя, заключающийся в удалении из баков и тупиковых зон гидросистем горючего и окислителя путем стравливания остатков топлива через камеру сгорания двигательной установки, отличающийся тем, что стравливание остатков топлива обеспечивают путем выдачи команды на блокировку соответствующих отсечных клапанов горючего и окислителя на первой ступени и снятия питания с пиропатронов отсечных клапанов горючего на второй ступени после штатного отделения от ракеты-носителя соответственно первой и второй ступеней.

2. Устройство для нейтрализации горючего - несимметричного диметилгидразина и окислителя - азотного тетроксида в отделяющихся ступенях ракеты-носителя, содержащее электрическую схему управления пироотсечными клапанами перед камерами сгорания двигательных установок первой и второй ступеней ракеты-носителя, включающую в себя кабельную сеть, программные токораспределители, главный распределитель, пиропатроны и отсечные клапаны окислителя и горючего, отличающееся тем, что на первой ступени ракеты-носителя главный распределитель оснащен диодами, дополнительными реле с нормально замкнутыми и нормально разомкнутыми контактами, дополнительной контактной парой электромеханических реле времени, исключающих попадание минусового напряжения от системы управления в цепь формирования второй команды на выключение двигательной установки, которая может образоваться при возникновении паразитной электрической связи между соответствующими командными цепями и соединителями на участке между главным и программными распределителями, и тем самым исключающих срабатывание отсечных клапанов окислителя и горючего на первой ступени, а на второй ступени кабельный ствол выполнен без токоподводящих командных цепей питания пиропатронов отсечных клапанов горючего.