СПОСОБ ПОЖАРОПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ В ХВОСТОВЫХ ОТСЕКАХ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ И СИСТЕМА ПОЖАРОПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ В ХВОСТОВЫХ ОТСЕКАХ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ

Предлагаемое изобретение относится к ракетно-космической технике, а точнее к пожаропредупреждению в хвостовых отсеках ракет-носителей при проведении штатных работ на наземных стартовых комплексах.

Известны способы пожаропредупреждения, осуществляемые пламягасящим устройством согласно описанию изобретения РСТ WO 95/28205, кл. А 62 С 31/00, 35/02, 35/62, 39/00, 1995 г. и установкой для тушения огня согласно описанию изобретения РСТ WO 93/25276, кл. А 62 С 3/00, 35/58, 1993 г.

Известные способы заключаются в пожаропредупреждении различных объектов. Системы, осуществляющие известные способы, состоят из нескольких параллельных магистралей выдачи с установленной на них управляемой запорной арматурой, объединенных в общий коллектор с соплами. Однако данные способы и системы не обеспечивают пожаропредупреждение в хвостовых отсеках ракет-носителей при проведении штатных работ на ракетно-космических комплексах.

Известен также способ пожаропредупреждения, осуществляемый газовой системой пожаротушения, согласно описанию, изложенному в книге М.М.Аграновский и др. Силовые пневмоавтоматические системы, под редакцией В.П.Бармина, М., 1965 г. - 188 с., см. с.10, рис.6. Известный способ заключается в автоматическом пожаротушении различных объектов. Система, осуществляющая известный способ, состоит из баллона со сжатым газом, магистрали выдачи с установленной на ней управляемой запорной арматурой, коллектора с сопловыми отверстиями.

Указанные способ и система являются наиболее близкими к заявляемому техническому решению.

Однако известные способ и система пожаротушения не обеспечивают пожаропредупреждение в хвостовых отсеках ракет-носителей при проведении штатных работ на ракетно-космических комплексах.

Задачей данного изобретения является обеспечение пожаропредупреждения в хвостовых отсеках ракет-носителей при проведении штатных работ на ракетно-космических комплексах.

Требуемый технический результат достигается тем, что в способе пожаропредупреждения в хвостовых отсеках ракет-носителей, заключающемся в подаче сжатого газа в зону двигателей в период пуска ракет-носителей по одной из магистралей выдачи в коллектор, в коллекторе поддерживают давление более 0,6 МПа и одновременно осуществляют подачу воздуха через две совместно управляемые магистрали выдачи в дополнительный коллектор, а при падении давления до 0,6 МПа подают воздух через две другие магистрали выдачи в основной коллектор и одновременно осуществляют подачу воздуха через три совместно управляемые магистрали выдачи в дополнительный коллектор, затем при повторном падении давления до 0,6 МПа подают воздух через две оставшиеся магистрали выдачи в основной коллектор.

Для осуществления данного способа пожаропредупреждения в хвостовых отсеках ракет-носителей предложена система пожаропредупреждения в хвостовых отсеках ракет-носителей, состоящая из баллонов со сжатым газом, магистралей выдачи с установленной на них управляемой запорной арматурой, объединенных в общий коллектор с соплами, и снабженная дополнительным коллектором, содержащим, по крайней мере, два расширяющихся сопла и объединяющим не менее пяти магистралей выдачи с установленной на них управляемой запорной арматурой, выполненной в виде нормально закрытых пневмоклапанов, два из которых управляются одним управляющим элементом, а три оставшиеся - другим управляющим элементом, при этом основной коллектор выполнен кольцевым и объединяет также не менее пяти магистралей выдачи, управляемая запорная арматура которых выполнена в виде нормально закрытых пневмоклапанов, а сопла кольцевого коллектора выполнены суживающимися и расположены попеременно под углами 30 и 45° относительно оси ракеты-носителя.

Отличительные от прототипа признаки заключаются в том, что в коллекторе поддерживают давление более 0,6 МПа и одновременно осуществляют подачу воздуха через две совместно управляемые магистрали выдачи в дополнительный коллектор, а при падении давления до 0,6 МПа подают воздух через две другие магистрали выдачи в основной коллектор и одновременно осуществляют подачу воздуха через три совместно управляемые магистрали выдачи в дополнительный коллектор, затем при повторном падении давления до 0,6 МПа подают воздух через две оставшиеся магистрали выдачи в основной коллектор. Кроме того, система пожаропредупреждения в хвостовых отсеках ракет-носителей снабжена дополнительным коллектором, содержащим, по крайней мере, два расширяющихся сопла и объединяющим не менее пяти магистралей выдачи с установленной на них управляемой запорной арматурой, выполненной в виде нормально закрытых пневмоклапанов, два из которых управляются одним управляющим элементом, а три оставшиеся - другим управляющим элементом, при этом основной коллектор выполнен кольцевым и объединяет также не менее пяти магистралей выдачи, управляемая запорная арматура которых выполнена в виде нормально закрытых пневмоклапанов, а сопла кольцевого коллектора выполнены суживающимися и расположены попеременно под углами 30 и 45° относительно оси ракеты-носителя.

Авторам не известны технические решения с существенными признаками, приведенными в отличительной части формулы изобретений.

Система, осуществляющая предлагаемый способ, поясняется чертежом, изображенным на фиг.1, 2. Циклограмма работы с изделием в процессе пуска ракет-носителей приведена на фиг.3. Графики изменения давления воздуха приведены на фиг.4... 6.

Система пожаропредупреждения в двигателях ракет-носителей состоит из баллонов со сжатым газом (воздухом) 1, магистралей выдачи 2... 6 с установленной на них управляемой запорной арматурой 7... 11, объединенных в общий коллектор 12 с соплами 13, а также снабжена дополнительным коллектором 14, содержащим два расширяющихся сопла 15 и объединяющим пять магистралей выдачи 16... 20 с установленной на них управляемой запорной арматурой, выполненной в виде нормально закрытых пневмоклапанов 21... 25, два из которых 21, 22 управляются одним управляющим элементом 26, а три оставшиеся 23... 25 - другим управляющим элементом 27. Управляемая запорная арматура 7... 11 магистралей выдачи в основной коллектор 12 управляется управляющими элементами 28 (на фиг.1 условно показан только один управляющий элемент 28). Основной коллектор 12 выполнен кольцевым и объединяет также пять магистралей выдачи 2... 6, управляемая запорная арматура которых выполнена в виде нормально закрытых пневмоклапанов 7... 11. Сопла 13 кольцевого коллектора 12 выполнены суживающимися и расположены попеременно под углами 30 и 45° относительно оси ракеты-носителя.

Конкретный пример реализации предложенных способа и системы пожаропредупреждения в хвостовых отсеках ракет-носителей (РН) рассмотрим при проведении работ по пуску ракеты-носителя с наземного стартового комплекса.

Исследование газодинамики ракетных стартов показывает, что одним из опаснейших явлений, могущих вызвать пожар и взрыв РН с космическим аппаратом (КА) на стартовой позиции при запуске ракетных двигателей (РД), является возникновение обратных (возвратных) потоков высокотемпературных газов РД и импульсных давлений, отраженных от поверхности газоотражателя и действующих на днище и хвостовую часть РН во время набора ею расчетной тяги. Опыты показывают, что обратные потоки, окутывая РН облаком горячих газов, имеющих температуру порядка 2000 К, могут подниматься вверх на значительную высоту (до 20 м и более). Как показал анализ, образование возвратных потоков газов, направленных в сторону стартующей РН, происходит:

- при недостаточности площади поперечного сечения газохода (при неправильном ее выборе) и, как следствие этого, низкой пропускной способности газохода, не позволяющей отводить газовые потоки работающих РД в зону, безопасную для оборудования стартовой системы и РН с КА;

- при большом угле между вертикалью и прямолинейным участком наклонной грани газоотражателя, значительно превышающем его оптимальное значение, равное ~35° , в результате чего возникает возвратное течение газов по грани газоотражателя вверх в сторону стартующей РН;

- при малом давлении в камере сгорания (когда РД работают в режиме предварительной тяги) и недостаточности кинетической энергии газовых струй для преодоления сил гравитации и отвода газов от РН;

- при отсутствии или недостаточности эжекции при пуске РН, то есть процесса засасывания атмосферного воздуха в газоход стартовой системы реактивной (эжектирующей) струей РД, вследствие чего коэффициент эжекции ничтожно мал:

где К - коэффициент эжекции M₁ - массовый расход эжектирующего газа РД, кг/с; М₂ - массовый расход эжектируемого атмосферного воздуха, кг/с.

При проведении штатных работ по пуску ракеты-носителя с наземного стартового комплекса для защиты нижней части корпуса как самой ракеты, так и арматуры и другого оборудования от воздействия высокой температуры газовой струи в период работы двигателей от момента их запуска до главного зажигания двигателей осуществляют следующие операции согласно циклограмме работы (фиг.3):

- подают сжатый газ (воздух) в зону двигателей РН по магистрали выдачи 2 в основной коллектор 12 и поддерживают давление не менее 0,6 МПа, для чего посредством управляющего элемента, например электропневмоклапана (ЭПК) 28, установленного на трубопроводе управления, подается управляющее давление на пневмоклапан (ПК) 7, который открывается, и воздух от баллонов 1 по магистрали выдачи 2 через ПК 7 поступает в кольцевой коллектор 12. Равномерно распределяясь по кольцевому коллектору 12, воздух через равномерно расположенные по периметру коллектора суживающиеся сопла 13 поступает в зону действия газовой струи;

- одновременно осуществляют подачу воздуха через две совместно управляемые магистрали выдачи 16, 17 в дополнительный коллектор 14, для чего также посредством управляющего элемента (ЭПК) 26 открываются ПК 21, 22, установленные на магистралях выдачи 16, 17, и воздух от баллонов 1 поступает в основной коллектор 14 и далее через расширяющиеся сопла 15 в зону действия газовой струи;

- при падении давления до 0,6 МПа подают воздух через две другие магистрали выдачи 3, 4 в основной коллектор 12, для чего посредством управляющих ЭПК (на черт. не показаны) открываются ПК 8, 9, установленные на магистралях выдачи 3, 4, и воздух от баллонов 1 через основной коллектор 12 и суживающиеся сопла 13 поступает в зону действия газовой струи;

- одновременно осуществляют подачу воздуха через три совместно управляемые магистрали выдачи 18... 20 в дополнительный коллектор 14, для чего подачей управляющего давления от ЭПК 27 открываются ПК 23... 25, и воздух от баллонов 1 через магистрали выдачи 18... 20, дополнительный коллектор 14 и расширяющиеся сопла 15 поступает в зону действия газовой струи;

- при повторном падении давления до 0,6 МПа подают воздух через две оставшиеся магистрали выдачи 5, 6 в основной коллектор 12, для чего также посредством управляющих ЭПК открываются ПК 10, 11, установленные на магистралях выдачи 5, 6, и воздух от баллонов через основной коллектор 12 и суживающиеся сопла 13 поступает в зону действия газовой струи.

Благодаря предложенным техническим решениям эффективность эжекции при пуске РН с КА существенно возрастает, что видно из диапазона коэффициента эжекции, полученного опытный путем 0,5≤ К≤ 10.

Наличие эжекции является важным критерием правильного выбора площади поперечного сечения газохода и, следовательно, отсутствия обратных течений высокотемпературных газов работающих РД. Другим критерием отсутствия обратных течений является оптимальный диапазон угла между прямолинейным участком грани газоотражателя и вертикалью, который в настоящем изобретении выбран в пределах 34° ≤ α ≤ 36° (в среднем 35° ). При меньших углах α увеличивается высота газоотражателя и всей стартовой системы, что экономически и технически невыгодно.

Вся работа системы пожаропредупреждения в хвостовых отсеках РН, которая продолжается в течение 15 с, протекает в нестационарном режиме, в результате чего параметры воздуха (давление, расход, температура, плотность) в баллонах и кольцевом коллекторе изменяются по времени.

В качестве примера на фиг.4 показан график изменения давления воздуха в баллонах (Р_б) по времени τ . (Количество баллонов равно 52; емкость каждого баллона 0,4 м³; начальное номинальное давление 26 МПа; начальная температура воздуха 293 К). На графике "0" соответствует моменту начала работы системы, а интервал времени 0... -3 соответствует времени заполнения трубопроводов системы воздухом от баллонов до ПК, установленных перед кольцевым коллектором. Отрезок времени 0... 15 с отражает фактическое время работы системы. Из графика видно, что давление воздуха в баллонах в конце работы системы составляет 16 МПа.

По опытным данным давление воздуха в кольцевом коллекторе (перед суживающимися соплами) должно быть не менее 0,6 МПа, но кратковременно может повышаться до 0,85 МПа. График изменения по времени давления воздуха в кольцевом коллекторе (перед суживающимися соплами) показан на фиг.5. При таком изменении давления воздуха в кольцевом коллекторе направленная вниз струя воздуха, выходящая из суживающегося сопла, не только обеспечивает требуемый максимально возможный расход воздуха, но и имеет мощную кинетическую энергию, способную полностью подавить и направлять в газоход возвратные потоки газовых струй РД, отраженных от поверхности газоотражателя. При этом в устье каждого суживающегося сопла, работающего при сверхкритическом перепаде давлений Р_а/Р_к≤_{0,528 (где Pa - давление на выходе за соплом, Рк - давление в коллекторе), скорость истечения воздуха равна местной скорости звука (340... 350 м/с), давление равно критическому ~0,32 МПа, а за соплом скорость потока сверхзвуковая, так как поток расширяется: давление падает от 0,32 МПа до 0,1 МПа, а скорость увеличивается. Опыты показали, что для повышения эффективности работы струя воздуха, выходящая из суживающегося сопла кольцевого коллектора, должна иметь строгую направленность по отношению к поверхности газоотражателя, то есть углы наклона суживающихся сопел должны быть оптимальными и составлять попеременно (поколлекторно - по отдельным секторам кольцевого коллектора) 30 и 45°((фиг.2).}

Анализ показал, что для полной ликвидации восходящих (возвратных) токов струй РД необходимо ниже среза сопел РД установить, как минимум, два дальнобойных расширяющихся сопла типа сопла Лаваля, обеспечивающих отвод газов РД в зону, безопасную для старта РН с КА и оборудования стартового комплекса. При этом установлено, что для обеспечения требуемого максимально возможного расхода воздуха через сопло Лаваля (18... 37 кг/с) диаметр его критического (минимального) сечения должен составлять 100 мм. График изменения по времени давления воздуха на входе в сопло Лаваля показан на фиг.6. Как видно из него, давление воздуха на входе в сопло Лаваля изменяется в пределах 1,0... 2,0 МПа, что обеспечивает вышеуказанный диапазон расходов. При нормальной работе сопла Лаваля (расчетный режим) скорость потока непрерывно увеличивается. Расчетный режим характеризуется сверхзвуковой скоростью истечения и равенством внешнего давления (Р_а) и давления (Р_вых) в выходном сечении сопла Лаваля (Р_а=Р_вых). Внешнее давление, соответствующее расчетному режиму, равно Р_а=0,1 МПа. Требуемый расход воздуха зависит от конструкции стартовой системы, числа и направлений газоотводных каналов (газоходов), расходов компонентов топлива РД и др. и колеблется, как правило, в пределах 40... 140 кг/с. К примеру, для обеспечения безопасного пуска РН типа "Союз" требуемый расход воздуха составляет порядка 110... 126 кг/с.

Таким образом, предлагаемые способ и система пожаропредупреждения в хвостовых отсеках РН не только предотвращают возможность возникновения пожара в хвостовых отсеках РН, но и эффективно защищают РН с КА от теплового воздействия газовых струй РД в процессе проведения пусков на ракетно-космических комплексах.

В настоящее время способ и система пожаропредупреждения в двигателях ракет-носителей прошли заводские испытания и в дальнейшем предполагается их использование на наземных стартовых комплексах космодромов "Байконур" и "Плесецк".

Источники информации

1. Описание изобретения РСТ WO 95/28205, кл. А 62 С 31/00, 35/02, 35/62, 39/00, 1995 г. - аналог.

2. Описание изобретения РСТ WO 93/25276, кл. А 62 С 3/00, 35/58, 1993 г. - аналог.

3. Аграновский М.М. и др. Силовые пневмоавтоматические системы. Под редакцией В.П.Бармина. М.: 1965 г., с.10, рис.6 - прототип.

4. Дейч М.Е. Техническая газодинамика. М.-Л.: Госэнергоиздат, 1961 г. - 671 с.

5. Кириллин В.А. и др. Техническая термодинамика. М.: Наука, 1979 г. - 512 с.

6. Противопожарные нормы проектирования зданий и сооружений. СНиП II - 80. М.: Стройиздат, 1981 г. - 16 с.

7. Бесчастнов М.В., Соколов В.М. Предупреждение аварий в химических производствах. М.: Химия, 1979 г. - 392 с.

8. Водямик В.И. Взрывозащита технологического оборудования. Киев, 1979 г. - 144 с.

9. Космодром. Под общей редакцией А.Л.Вольского. М.: Воениздат, 1977 г.

10. Ракеты-носители. Под редакцией С.О.Осипова. М.: Воениздат, 1981 г.

11. Космонавтика. Энциклопедия. М.: Советская энциклопедия, 1985 г.

12. Жирицкий Г.С. и др. Газовые турбины двигателей летальных аппаратов. М.: Машиностроение, 1971 г. - 620 с.

13. Основы теории и расчета ЖРД. Под редакцией В.М.Кудрявцева. М.: Высшая школа, 1975 г. - 656 с.

14. Лойцянский Л.Г. Механика жидкости и газа. М.: Наука, 1970 г. - 904 с.