Отчет - ОмГТУ
advertisement
Министерство образования и науки РФ Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Омский государственный технический университет» УДК 629.76 № госрегистрации 01201350952 Инв. № УТВЕРЖДАЮ Первый проректор - Проректор по научной работе Омского государственного технического университета _____________ д.т.н., доц. А.В. Косых 15 декабря 2012 г. НАУЧНО-ТЕХНИЧЕСКИЙ ОТЧЁТ В рамках федеральной целевой программы «Научные и научно-педагогические кадры инновационной России» на 2009-2013 годы Шифр заявки «2012-1.2.1-12-000-4001» Соглашение на предоставление гранта от 06.08.2012 г. №14.В.37.21.0433 ПРОВЕДЕНИЕ ТЕОРЕТИКО-ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ ДЛЯ РАЗРАБОТКИ МЕТОДИКИ ПОВЫШЕНИЯ ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК РАКЕТ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ С МАРШЕВЫМИ ЖИДКОСТНЫМИ РАКЕТНЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ НА ОСНОВЕ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ РЕСУРСОВ, ЗАКЛЮЧЁННЫХ В НЕВЫРАБАТЫВАЕМЫХ ОСТАТКАХ ЖИДКОГО ТОПЛИВА В ОТДЕЛЯЮЩИХСЯ ЧАСТЯХ СТУПЕНЕЙ РКН (промежуточный, этап №1) Наименование этапа: «Теоретические исследования и постановка задачи экспериментальных исследований» Руководитель проекта д.т.н., профессор, Член-корр. СО МАН ВШ Омск 2012 В.И. Трушляков Список исполнителей Научный руководитель, д.т.н., профессор, г.н.с. Введение, содержание, Трушляков В.И. 1.1, 1.2, 1.3, 1.4, 3.4, 4.4, Заключение, Приложение 1 к.т.н., доцент, с.н.с., кафедры Куденцов В.Ю. 1.2, 2.1, 2.2, 2.3, 2.4 АВиРС м.н.с. кафедры АВиРС Лесняк И.Ю. 3.1, 3.2, 3.3, 5.1, 5.2, 5.3 Приложение 2,3 м.н.с. кафедры АВиРС Казаков А.Ю. 1.3, 3.2, Приложения 1,2,3 м.н.с. кафедры АВиРС Курочкин А.С 1.2, 4.1, 4.2, 4.3, Приложение 2,3 Аспирант кафедры АВиРС, Белькова М.Е. 3.2 Аспирант кафедры АВиРС Рожаева К.А. 3.3, Приложение 1 Аспирант кафедры АВиРС Юткин Е.А. 1.3 Аспирант кафедры АВиРС Савин Н. А. 1.3 Зав. лабораториями кафедры Власов В.Ю. 3.3, Приложение 3 м.н.с. АВиРС Магистрант кафедры АВиРС Кисловский В. 4.2 Магистрант кафедры АВиРС Лаврук С. 4.2 Нормоконтролёр Бабенко О.И. 2 Отчёт 164 с., 93 рис, 7 табл., 48 источников, 3 приложения. Ключевые слова: испарение, тепло - и массообмен, вакуумная установка, физическое и математическое моделирование, невесомость, жидкость, ультразвуковое воздействия, граничные условия, газодинамические параметры, экспериментальная установка, ступенчатый сброс давления, отделяющиеся части ступеней ракет космического назначения, невырабатываемые остатки ракетного топлива. Объект исследования: фазовые переходы первого рода (испарения) жидкости в условиях невесомости и неопределённости фазового и граничного состояния, повышение интенсивности процессов тепло-и массообмена жидкости, в том числе и за счёт ступенчатого сброса давления в процессе испарения, ввода дополнительных внутрибаковых устройств. Цель работы: заключается в разработке технологий испарения (газификации) невырабатываемых остатков жидких компонентов ракетного топлива в баках ступеней ракет космического назначения для их последующего использования для отработки тормозного импульса с целью реализации управляемого спуска российских ракет на компонентах топлива кислород-керосин по аналогии с управляемым спуском вторых ступеней ракет космического назначения, таких как: «Delta-4» (США), «HII-B» (Япония), «Ariane-5» (Франция) на криогенных компонентах топлива кислород-водород, на основе проведения теоретико-экспериментальных исследований. Теоретическая часть исследований включает в себя: - анализ состояния вопроса по фазовому переходу 1-рода (испарению) жидкостей, в том числе и в промышленных выпарных установках на основе информационных исследований; - анализ информации по проведённому натурному эксперименту на вторых ступенях ракеты космического назначения «Delta-4» (США), «HII-B» (Япония) по повторному запуску маршевых двигателей на основе испарённых невыработанных остатков кислорода и водорода для реализации управляемого спуска; - проведение исследований газодинамических параметров потоков теплоносителя в типовых топливных баках и экспериментальной модельной ёмкости на основе численного решения полной системы уравнений Навье-Стокса на основе программного пакета ANSYS; - разработка алгоритма расчёта параметров процесса тепло-и массообмена в топливном баке (температурные режимы стенок бака, продуктов испарения, газовой подушки, жидкости) на основе уравнений теплового баланса; 3 - обоснование соответствии с необходимости теорией подобия на проведения физических экспериментальной экспериментов модельной в установке, моделирующий характерный объём топливного бака.Экспериментальная часть исследований включает в себя: - разработка предложений по модернизации экспериментального стенда позволяющий подавать в экспериментальную модельную установку различные составы теплоносителя под различными углами с различными массовыми секундными расходами, температурами, ступенчатым сбросом давления с использованием вакуумной камеры, дополнительным ультразвуковым излучением, проведения измерений параметров процесса, в том числе концентрации газифицированной смеси; - проведение технологической отладки экспериментального оборудования и серии установочных экспериментов; - разработка аналого-цифрового комплекса для параллельного моделирования физических и математических процессов. На основании проведенных исследований разработана методика выбора основных проектно-конструктивных параметров системы газификации. Показано, что основные затраты масс системы газификации составляет топливо. 4 СОДЕРЖАНИЕ Список исполнителей Реферат Содержание Обозначения и сокращения Введение Глава 1. Анализ состояния вопроса по газификации жидкостей 1.1 Фундаментальные вопросы газификации жидкости по материалам обзора литературных источников 1.2 Обзор исследований проведённых НОЦ «Космическая экология» по исследованию процессов динамики жидкости в условиях невесомости 1.3 Анализ результатов лётных экспериментов по газификации невырабатываемых остатков кислорода и водорода в баках вторых ступеней Дельта-4, HII-B, Ариан-5 для реализации манёвра прямого спуска с орбиты выведения после завершения миссии 1.4 Выводы по главе 1 Глава 2. Формализация задачи исследования. Разработка моделей и проведение аналитических оценок 2.1 Аналитические оценки распределения векторов скоростей газового потока в типовых топливных баках 2.2 Обоснование типоразмера экспериментальной модельной установки 2.3 Аналитические оценки распределения векторов скоростей газового потока в экспериментальной модельной установке 2.4 Выводы по главе 2 Глава 3 Обоснование целесообразности проведения экспериментальных исследований при пониженном давлении и разработка программы экспериментов 3.1 Исследование процессов газификации при пониженном давлении. Постановка задачи 3.2 Разработка программы экспериментов 3.3 Разработка пневматической схемы экспериментального вакуумного стенда 3.4 Выводы по главе 3 Глава 4 Разработка аналого-цифрового комплекса для параллельного математического моделирования исследуемых на экспериментальном стенде процессов 4.1 Назначение аналого-цифрового комплекса 4.2 Математические модели АЦК 4.3 Физические модели АЦК 4.4 Выводы по главе 4 Глава 5 Выбор проектно-конструкторских параметров системы газификации 5.1 Основные задачи и схема системы газификации 5.2 Состав системы газификации и основные конструктивные стр. 2 3 5 7 8 10 10 12 26 32 33 33 49 57 71 72 72 76 78 85 86 86 92 100 102 104 104 107 5 5.3 5.4 параметры. Критерии выбора конструктивных параметров Методика выбора проектно-конструктивных параметров Выводы по главе 5 Заключение Список использованных источников Приложение 1. Материалы патентно-информационного поиска Приложение 2. Техническое задание на экспериментальный стенд Приложение 3. База данных результатов экспериментов (протоколы экспериментов) 115 117 118 121 125 146 155 6 Обозначения и сокращения АБСС – автономная бортовая система спуска ступеней РКН АЦК – аналого-цифровой комплекс для параллельного математического моделирования исследуемого на экспериментальном стенде процесса ATV – европейский автоматический транспортный космический корабль ВК – вакуумная камера ГГ – газогенератор ГРД – газовый ракетный двигатель ЖРД – жидкостной ракетный двигатель КРТ – компоненты ракетного топлива EPC – вторая ступень РКН «Ariane-5» (Vulkain), использующая криогенные КРТ кислород-водород EPS – третья ступень РКН «Ariane-5», использующая КРТ монометилгидразин-азотный тетраксид RL-10B-2 - ЖРД второй ступени американской РКН «Delta-4» LE-5B-2 - ЖРД второй ступени японской РКН «H-IIB», HM7-B-2 - ЖРД второй ступени (Vinchi) европейской РКН «Ariane-5» HTV –японский (H-II) транспортный космический корабль ОЧ – отделяющаяся часть ступени РКН РКН – ракета космического назначения ТН – теплоноситель на основе горячих газогенераторных газов ЭМУ – экспериментальная модельная установка ЦФП – цикл фазового перехода, используемый в RL-10B-2, LE-5B-2, Vinchi 7 Введение Снижение техногенного загрязнения используемых орбит из защищаемых областей околоземного космического пространства крупногабаритным космическим мусором предусматривает спуск отделяющихся частей ступеней РКН после выполнения ими своей миссии. В соответствии с требованиями национального стандарта (NASA) по снижению космического мусора в США в 2006 г. был проведён успешный управляемый спуск второй ступени РКН среднего класса «Delta-4» после выведения метеорологического спутника DMSP-17 [1] Повторный запуск безгенераторного маршевого ЖРД второй ступени RL-10B-2, используемого цикл фазового перехода и компоненты топлива кислород – водород, осуществлялся уже на газифицированных КРТ. В Японии в сентябре 2011 г. при выведении транспортного корабля HTV к международной космической станции был проведён успешный управляемый спуск второй ступени РКН «HII-B» в заданный участок акватории Мирового океана [2-5] Повторный запуск безгенераторного маршевого ЖРД LB-5B-2, используемого цикл фазового перехода и компоненты топлива кислород – водород, осуществлялся уже на газифицированных КРТ. При номинальной тяге по схеме «жидкость - жидкость» (Normal thrust level burn) тяга ЖРД соответствовала 137 kN, а на режиме «газ - газ» (Idlemode born) тяга ЖРД составила 4 kN т.е. в ~ 35 раз меньше. Отработав заданное приращение скорости в ΔV=50 м/с за 60 сек , измеряемое бортовой аппаратурой системы управления, ЖРД выключился. Во Франции в марте 2012 г. при 61-ом полёте РКН «Ariane-5ES» при выведении третьего автоматического транспортного корабля ATV было реализовано третье включение 3-ей ступени EPS для её управляемого спуска с орбиты. При спуске второй ступени EPC (Vulcain) используются боковые сопла бака с водородом с целью минимизации дисперсии разброса точек падения ступени при возвращении [6]: - во избежание взрыва от перегрева остатков водорода; - обеспечения стабилизации ступени вращением вокруг продольной оси ЖРД третьей ступени EPS использует высококипящие КРТ монометилгидразин и азотный тетраксид и имеет возможность многократного запуска, по аналогии с российскими модификациями ЖРД С5.92 для разгонных блоков «Фрегат», «Бриз-М». 8 Ведутся разработки безгенераторного ЖРД «Vinchi» HM7-B-2 с циклом фазового перехода для ступени EPC (РКН «Ariane-5») на компонентах топлива кислород-водород по аналогичной схеме с ЖРД RL-10B-2 (США), ЖРД LB-5B-2 (Япония), который также будет обеспечивать возможность повторного запуска маршевого ЖРД [1-5] Проведённые лётные экспериментальные спуски РКН подтвердили эффективность предложенного в ОмГТУ в конце 90-ых годов метода использования невырабатываемых остатков топлива для совершения манёвров ступенями РКН не только на криогенных, но и высококипящих КРТ [7] Следует отметить, что реализация схемы ЖРД с циклом фазового перехода эффективна и применима только для ЖРД на криогенных КРТ кислород, водород, сжиженные природные газы, т.е. для КРТ с малой теплотой межфазового перехода, которую можно получить в рубашке охлаждения ЖРД. Российские ЖРД таких РКН как «Зенит», семейство РКН «Союз-2»,, семейство РКН «Ангара» используют топливную пару кислород - керосин, что не позволяет реализовать схему с циклом фазового перехода т.к. теплота межфазового перехода керосина превышает сбрасываемое тепло от камеры сгорания ЖРД. Кроме того, остатки керосина, который после выключения маршевого ЖРД, остаётся в баке горючего в жидком фазовом состоянии и неопределённых граничных условиях и для его газификации необходима дополнительная подача тепла для совершения фазового перехода 1-го рода (испарение). Испарение остатков керосина в баке ступени ракеты в условиях микрогравитации представляет собой научно-техническую проблему, на решение которой и направлено предлагаемое исследование. Проведённый предварительный обзор по информационно-патентному поиску показал наличие широкого класса промышленного использования фазового перехода 1-го рода для жидкостей. Имеется широкая номенклатура аппаратов химических производств, реализующих процессы испарения, выпаривания. 9 ГЛАВА 1. ПРАКТИЧЕСКИЕ ПРИЛОЖЕНИЯ КОНЦЕПЦИИ ГАЗИФИКАЦИИ НЕВЫРАБАТЫВАЕМЫХ ОСТАТКОВ ТОПЛИВА ДЛЯ РЕАЛИЗАЦИИ МАНЁВРА СТУПЕНИ 1.1 Фундаментальные вопросы испарения жидкости по материалам обзора литературных источников Разработка АБСС связана с проведением как фундаментальных, так и прикладных исследований. Каждый этап исследований имеет свои особенности, методы исследования и научную терминологию. Используемый термин «газификация» ранее принятый авторами [7] при разработке автономных бортовых систем спуска (АБСС) ступеней РКН принадлежит области прикладных исследований, а при фундаментальных исследованиях процесса этот термин соответствует термину фазового перехода, в частности, испарения, т.к. известны фундаментальные исследования фазовых переходов веществ первого и второго рода, а фундаментальных исследований процессов газификации нет. В рассматриваемом случае имеет место фазовый переход 1-го рода (испарение, конденсация). Учитывая тот факт, что одну из основных проблем при разработке АБСС [8] составляет проблема обеспечения эффективного фазового перехода керосина из жидкого состояния в газообразное в условиях неопределенности фазового положения, невесомости, ступенчатого сброса давления, поэтому более подробно остановимся на основных фундаментальных понятиях фазовых переходах. В американской, западноевропейской научной литературе по разработке безгенераторных ЖРД используется термин «цикл фазового перехода» для обозначения этапа испарения (газификации) жидкости (жидкого водорода) в рубашке охлаждения сопла камеры ЖРД. Разумеется, фазовый переход может происходить и при изменении давления, и при постоянных температуре и давлении, но и при изменении концентрации компонентов, в рассматриваемом случае поступление в топливный бак теплоносителя в виде горячего газа. При фазовом переходе 1-го рода скачкообразно изменяются самые главные, первичные экстенсивные параметры: удельный объём, количество запасённой внутренней энергии, концентрация компонентов и т. п. Подчеркнём: имеется в виду скачкообразное изменение этих величин при изменении температуры, давления и т. п., а не скачкообразное изменение во времени Наиболее распространённые примеры фазовых переходов первого рода: 10 - плавление и кристаллизация; - испарение и конденсация (что имеет место в исследуемом случае); - сублимация и десублимация. При фазовом переходе 2-го рода плотность и внутренняя энергия не меняются, так что невооружённым глазом такой фазовый переход может быть незаметен. Скачок же испытывают их производные по температуре и давлению: теплоёмкость, коэффициент теплового расширения, различные восприимчивости и т. д. Фазовые переходы 2-го рода происходят в тех случаях, когда меняется симметрия строения вещества (симметрия может полностью исчезнуть или понизиться). Описание фазового перехода 2-го рода как следствие изменения симметрии даётся теорией Ландау [9] Наиболее распространённые примеры фазовых переходов 2-го рода: - прохождение системы через критическую точку; - переход парамагнетик-ферромагнетик или парамагнетик-антиферромагнетик); - переход металлов и сплавов в состояние сверхпроводимости (параметр порядка — плотность сверхпроводящего конденсата) и т.д. В соответствии с циклограммой функционирования АБСС процесс фазового перехода происходит в условиях невесомости при этом силы поверхностного натяжения становятся соизмеримыми с воздействием сил набегающего потока и основным фактором переноса вещества вдоль границы раздела двух сред является капиллярная конвекция (конвекция Марангони). Возникновение градиента поверхностного натяжения может быть вызвано градиентом концентрации или градиентом температуры. В последнем случае помимо эффекта Марангони имеет место эффект Бенара и такая конвекция называется термокапиллярной (конвекция Бенара — Марангони). Чем больше у жидкости поверхностное натяжение, тем с большей силой она стягивается. Поэтому при наличии градиента поверхностного натяжения жидкость будет перемещаться в область с большим коэффициентом поверхностного натяжения. Число Марангони Mq — безразмерная величина, характеризующая возможность возникновения в жидкости конвективных движений в результате термокапиллярного механизма (изменения поверхностного натяжения по причине неравномерного нагрева). Mq d 1 LT , dT где: 11 σ - поверхностное натяжение (Н/м); L - характеристическая длина (м); α - температуропроводность (м²/с); η- динамическая вязкость (кг/(с·м)); ΔT - скачок температуры (°К). Аналогом числа Марангони для термогравитационного механизма конвекции (механизм Рэлея) является число Рэлея: Ra gTL3 , где: g – ускорение свободного падения (м/с2); - коэффициент теплового расширения жидкости (К-1); T - разность температур между стенками жидкости (°К); - кинематическая вязкость жидкости (м2/с); - температуропроводность жидкости (м2/с). 1.2 Обзор исследований проведённых НОЦ «Космическая экология» по исследованию процессов динамики жидкости в условиях невесомости Процессы тепломассопереноса в условиях невесомости развиваются недостаточно интенсивно (естественная конвекция, кипение и др.). Поэтому, для интенсификации процессов тепло-и массообмена выдвинута гипотеза об использовании теплоносителя с высокой скоростью натекания на поверхность, а также, использование механического, звукового и др. видов воздействия. Для моделирования процесса невесомости с остатками топлива применяют экспериментальное исследование на башнях невесомости. Циклограмма работы системы газификации приведена на рисунке 1.1. 12 Этап процесса Т0 Т1 Т2 Т3 Т4 Время Рисунок 1.1 Циклограмма работы системы газификации Временные интервалы работы системы газификации: Т0 – время окончания действия ускорения (выключение двигательной установки КСВ); Т1 – время начала работы системы газификации; Т2 – включение ГРД или начало сброса газифицированных компонентов топлива через утилизационные сопла; Т3 – выключение ГРД; Т4 – прекращение работы системы газификации. Проанализируем временные интервалы и особенности по поведению остатков КРТ в объёме топливных баков ступеней РКН и работы системы газификации. 1. В момент времени Т0 происходит сброс тяги двигателя. Выключение может происходить резко или ступенчато. К концу работы ЖРД продольная перегрузка может составлять nx=6 ÷ 12. Под действием спада тяги маршевого ЖРД и жёсткостных характеристик нижних днищ остатки КРТ получают ускорение и начинают двигаться к верхнему днищу, отражаясь от него они в хаотичном порядке распределяются в объёме топливного бака, при этом, за счет действия поверхностных сил, компонент топлива распределяется на внутренних элементах конструкции топливного бака. Результаты экспериментальных исследований, проведенных авторским коллективом в башнях невесомости в МАИ и в/ч 73790 [10,11], выявил 4 возможных характерных случая поведения остатков КРТ в объёме бака. а) Равномерное распределение остатков КРТ в ёмкостях по поверхностям конструктивных элементов происходит на участках длительного отсутствия перегрузок, превышающих по абсолютной величине 0,01...0,005g0 - что соответствует равновесному состоянию, в котором не происходит объёмного перемещения топлива. Очевидно, в этом состоянии характерными будут два процесса: - теплообмен жидкого компонента с обечайкой ёмкости (или другими смачивающими конструктивными элементами); 13 - процесс взаимного испарения с поверхности и конденсации паров. б) Равномерное распределение жидкости в виде капель диаметром 3 ÷ 6 мм, образующих газожидкостную смесь в объёме бака. Этот случай возможен после воздействия перегрузок (более 0,1g0), носящих знакопеременный характер. В случае отсутствия последующих управляющих воздействий компонент и газ наддува образуют газожидкостную смесь, причём пузырьки газа и капли жидкости хаотично перемещаются внутри бака. Время, в течение которого жидкость находится в таком состоянии, зависит от начальных условий, концентрации паров, действующих температур и других факторов. Длительность рассматриваемого состояния жидкости можно принять 20 ÷ 80 с. После этого интервала времени, как следует из аналогичных экспериментов, состояние КРТ внутри бака будет ближе к первому расчётному случаю. в) Третий расчётный случай соответствует расположению компонента топлива у верхнего или же у нижнего днища ёмкости. При этом на компонент топлива должна действовать однонаправленная перегрузка, причём суммарный вектор поля массовых сил изменяется в пространстве телесного угла не более чем на 300. Описание колебаний остатков КРТ может быть представлено в традиционной форме, рекомендованной в отраслевых стандартах. Аналогично первому случаю происходит теплообмен между компонентом и обечайкой, испарение частиц КРТ с поверхности и конденсация паров. Данное положение компонента топлива на участке автономного движения объекта может быть обусловлено наличием действующей перегрузки. Причинами вызывающими эту перегрузку, могут быть либо аэродинамическое сопротивление, либо тяга ДУ (участок спад тяги). г) В качестве четвёртого расчётного случая, принято упорядоченное движение КРТ вдоль стенок бака. Такой вид движения образуется в случае резкого сброса тяги маршевого ЖРД и соответствующего прогиба днища или же в случае закрутки ОЧ при разделении из-за разбросов импульсов последствия камер ЖРД. Все возможные схемы расположения топлива в баке представлены на рисунке 1.2. [8,10,11]. 14 Рисунок 1.2 Возможные схемы расположения остатков топлива на момент выключения двигательной установки 2. В момент времени Т1 начинает работу система газификации. Необходимо отметить, что, как было установлено ранее, действие перегрузки за счет спада тяги ЖРД, за счет жёсткостных характеристик днища бака позволяет извлечь из трубопроводов остатки КРТ до 30 % остающихся в них. В качестве примера, приведем расчет остатков топлива в трубопроводе окислителя РКН «Космос-3М» (рисунок 1.3). Масса остатков окислителя АК-27И в магистрали: Mо 2 Dтр .о 4 Lтр .о о , (1.1) где Dтр .о , Lтр .о - соответственно диаметр и длина трубопровода окислителя, Dтр .о = 0,24 м, Lтр .о = 9,224 м; о - плотность окислителя (ρо = 1490 кг/м3). Т.о. масса остатков окислителя в трубопроводе составляет M о = 621 кг, при условии, что суммарные остатки окислителя составляют МΣ = 1342 кг. 15 Рисунок 1.3 Конструктивные параметры 1-й ступени РКН «Космос-3М» Возможное извлечение остатков КРТ ~ на 30% не обеспечивает необходимых требований по экологическим аспектам воздействия РКН на окружающую среду, так и условий возможно полнейшего использования энергетики, заключённой в остатках КРТ для выполнения манёвра увода. Для более полного удаления остатков КРТ предполагается продувать магистрали либо газом, размещенным в дополнительных ёмкостях, использование газа-наддува штатного исполнения либо генераторного газа. Продувка топливных магистралей коренным образом меняет картину поведения остатков КРТ в условиях малой гравитации. Истекающий со значительной скоростью из трубопровода КРТ достигает верхнего днища, области цилиндрической обечайки бака, происходит частичное дробление капель, их взаимодействие. Наличие газо-жидкостных потоков в объёме бака осложняет картину первоначального поведения остатков топлива. В настоящий момент экспериментальные исследования по данному вопросу отсутствуют. Применение, выявленных выше, характерных случаев для описания процесса газификации не представляется корректно возможным. 16 В этой связи, для решения нашей задачи по газификации остатков КРТ, целесообразно введение гипотезы о граничном положении этих остатков для данного момента времени. Предполагаем, что за счет сил поверхностного натяжения ~ 70 % жидких остатков КРТ распределены по внутренней площади элементов конструкции топливного бака, а ~ 30 % находятся в объеме бака с различным диаметром (для расчета принимаем эквивалентный диаметр от 2 до 5 мм.) Одновременно, либо с небольшим временем задержки (τ=1÷3 с) производится запуск системы газификации. При этом, истекающая струя теплоносителя встречается с распределёнными по объёму каплями. При этом происходит испарение капель, находящихся в объёме топливного бака и испарение компонента топлива, находящегося на внутренних элементах конструкции бака. Выход режима системы газификации из условия надежного запуска ГРД составляет τ=5÷20 с Для данного момента времени принимаем гипотезу о положении остатков КРТ на момент запуска ГРД. Предполагаем, что за время подготовки к запуску ГРД испарилось до ~ 70% имеющихся первоначально остатков КРТ, находящихся в распределенном состоянии в объёме топливного бака, а ~ 30 % за счет сил поверхностного натяжения распределились по внутренней площади элементов конструкции топливного бака. В итоге: за счет наличия силового набора, влияние сил поверхностного натяжения и пр. имеем вариант с практически равномерным распределением остатков КРТ по внутренним поверхности бака. 3. В момент времени Т2 происходит включение ГРД или начинается сброс газифицированных компонентов топлива через утилизационные сопла. В результате действия реактивной силы появляется незначительная перегрузка, определяемая по формуле: nx Pгрд M оч g , (1.2) где Ргрд – тяга ГРД или утилизационного сопла; Моч – текущая масса ОЧ ступени РН или РБ.[12] Формулу (1.2) можно записать в виде: nx wист m ист , M оч g (1.3) 17 где wист – скорость истечения продуктов газификации из утилизационных сопел или ист - массовый суммарный секундный продуктов химического взаимодействия из ГРД; m расход газифицированных КРТ подаваемых в ГРД или утилизационное сопло. В условиях орбитального полёта при отсутствии давления внешней окружающей среды скорость продуктов газификации может быть найдена по формуле: n 1 p n 2n wист RT 1 а , n 1 pк (1.4) где: n - показатель политропы для рассматриваемой химической смеси газов; p a , p k – давление на срезе сопла и в камере сопел или ГРД; R ,T - газовая постоянная и температура (комплекс RT определяют экспериментально для разных газов). Очевидно, что комплекс RT при работе ГРД будет в несколько раз выше, [13] чем при работе сопел. При этом, расход газифицированных компонентов, поступающих в сопла будет в несколько раз выше расхода, поступающего в камеры ГРД. Приведем в качестве примера данные при работе ГРД 2-й ступени РН «Космос-3М» и работе утилизационных сопел 1-й ступени РН «Космос-3М» (Моч2=1800 кг; Моч1=7500 ист2 =1 кг/с; m ист1 =12 кг/с). В этих случаях кг; wист1 =2800 м/с; wист2=800 м/с; m продольная перегрузка составила: nx2=0,158; nx1=0,141. Т.о. можно предположить, что продольная перегрузка не превысит nx≤ 0,2. 4. В момент времени Т3 происходит выключение ГРД. Останов работы ГРД возможен при следующих случаях: - согласно циклограмме газификации из условия повторности ее включения; - в случае преждевременной газификации одного из остатков КРТ, при условии сохранения соотношений km газифицированных КРТ в процессе работы ГРД - в случае «обеднения» смесей, взаимодействующих в камере ГРД, при котором не реализовываются стабильные параметры процесса горения; - в случае невыполнения условий по поддержанию давления внутри топливных баков при работе ГРД. Для оценки данного момента времени введём критерий «обеднения» газовой смеси из условия устойчивости рабочего процесса ГРД: K грд 1,1 kо , kг (1.5) 18 где k о , k г - соответственно степени «обеднения» газифицированных КРТ, поступающих в камеру сгорания ГРД. Вычисляются по следующим зависимостям: kо где mо, mг, mо m , ku u , mт mт (1.6) mт – соответственно газифицированного окислителя, горючего и теплоносителя поступающего в камеру сгорания ГРД. После выключения ГРД из условия «обеднения» смеси, в случае преждевременной газификации одного из остатков КРТ, невыполнения условий по поддержанию давления внутри топливных баков в топливных баках остаётся достаточно значительная масса газифицированных КРТ. Пример. 2-я ступень РКН «Космос-3М», объёмы топливных баков приблизительно равны (для применяемых штатных КРТ НДМГ+АК-27И) и составляют ~ 7 м3., давление в баках ~ 2,5 атм, температура в газовой подушке ~ 400 оК. Суммарная масса остатков газифицированных КРТ, находящихся в объёме баков составляет ~ 35 кг (суммарные остатки до процесса газификации составляли ~150 кг.) Для эффективной реализации задач по реализации маневра увода с орбиты или изменения районов падения ОЧ целесообразно произвести сброс газифицированных остатков КРТ через сопла. При этом работа газогенераторов системы газификации может не прекращаться. Необходимо подчеркнуть, что при сбросе газифицированных КРТ через сопла, при прекращении работы газогенераторов, давление в объёме бака уменьшается, т.к. температура остатков КРТ понижается непропорционально падению давления в объёме бака, то возможен т.н. эффект «холодного» вскипания жидких остатков КРТ. Следовательно, возможна газификация жидких остатков КРТ до 95%, в том числе и из застойных зон. 5. В момент времени Т4 прекращается работа системы газификации. Основополагающим фактором, при расчете термодинамических процессов является учет эффективной площади теплообмена, между теплоносителем и жидким остатком КРТ либо стенкой топливного бака. В процессе работы системы газификации площадь теплообмена будет изменяться. В зависимости от расчетных случаев запишем зависимости по определению эффективной площади теплообмена. 1) Остатки КРТ равномерным слоем прилегает к смачиваемым поверхностям 19 ёмкости и проходящей в ней магистрали. В данном случае, эффективная площадь теплообмена может быть задана в виде зависимости: Fэф Fнд Fвд Fцч , (1.7) где Fнд , Fвд , Fцч - соответственно площади нижнего и верхнего днища, площадь цилиндрической части. С учетом статистических данных можно рекомендовать следующие зависимости по определению площади цилиндрической части топливного бака с учетом: n б , Fцч 1 ai Dб H цч i 0 где a1 0 ,2 0 ,35 (1.8) - коэффициент, учитывающий силовой набор конструкции топливного бака; a 2 0 ,8 1,55 - коэффициент, учитывающий гасители колебаний; a3 0 ,1 0 ,15 - коэффициент, учитывающий тоннельный трубопровод; Dб - диаметр б топливного бака; H цч - высота цилиндрической части бака. 2) Остатки КРТ распределены равномерно по всему объёму бака в виде капель диаметром 3÷6 мм, образуя газожидкостную смесь. Площадь теплообмена теплоносителя с жидкостной фазой определяется по следующей формуле: Fэф ост где M крт , крт ост 0 ,75M крт крт d к , (1.9) - соответственно масса и плотность остатков КРТ в топливном баке; d к - диаметр капель жидкой фазы. Необходимо отметить, что с диспергированием жидкостной фазы увеличивается площадь теплообмена. 3) Остатки КРТ расположены в районе верхнего или нижнего днища ёмкости. Площадь теплообмена теплоносителя с жидкостной фазой определяется по следующей формуле: Fэф Fнд Fвд (1.10) 4) Упорядоченное движение КРТ вдоль стенок бака. Площадь теплообмена теплоносителя с жидкостной фазой определяется по следующей формуле: 20 Fэф Fнд где крт n Fвд 1 ai Dб крт газ , i 0 - скорость стекания жидкого КРТ по стенке бака; (1.11) газ - время процесса стекания. При расчете процессов газификации остатков КРТ необходимо учитывать их количество на стенках и элементах арматуры в баке. Остатки КРТ на внутренних элементах топливного бака состоят из остатков на вертикальных (продольный силовой набор, гасители колебаний, стенки бака, трубопроводы и пр.) и горизонтальных (поперечный силовой набзаборное устройство, днища баков) элементах. Vст Vв Vг . (1.12) Остатки компонентов на вертикальных элементах рассчитываются по формуле n Vв в Fвi i 1 где , (1.13) Fвi - площади вертикальных элементов топливного бака; - средняя толщина пленки в компонента на вертикальных элементах. Остатки компонентов на горизонтальных элементах топливного бака рассчитываются по формуле n Vг г Fгi i 1 где , (1.14) Fгi - площади вертикальных элементов топливного бака; - средняя толщина пленки г компонента на горизонтальных элементах. Очевидно, что толщина жидкой пленки определенным образом зависит от формы поверхностей, на которых она образуется, и от наклона этих поверхностей по отношению к массовым силам, действующим на элементы жидкости в пленке. Учитывая большой диаметр бака по сравнению с толщиной пленки, можно жидкую пленку считать плоской и рассматривать внутреннюю поверхность бака как сумму вертикальных и горизонтальных плоских элементов. Определение средней толщины жидкой пленки на вертикальных элементах топливных баков 21 Поверхность жидкой пленки, образующейся на стенке топливного бака при опорожнении, имеет довольно сложную форму, которая зависит от физических свойств жидкости, скорости опускания уровня жидкости, от формы внутренней поверхности бака. Однако для расчета количества жидкости, затраченной на образование пленки, вполне достаточно знать толщину ее, осредненную по всей смоченной поверхности. В этом случае средняя толщина пленки δв зависит от скорости опускания уровня ω, времени τ, ускорения силы тяжести nxg, плотности жидкости ρ, коэффициентов динамической вязкости μ и поверхностного натяжения σ. Последние три параметра характеризуют физические свойства жидкости. Таким образом, все переменные будут учтены, если запишем: в f ( , , g , , , ) Выражение представляет зависимость между семью размерными величинами. Среднюю толщину жидкой пленки на вертикальных элементах топливных баков можно вычислить по эмпирическому уравнению [14]: 0 ,667 в Bкрт 0 ,667 B 0 ,5 n g x где , (1.15) 0 ,167 Определение средней толщины жидкой пленки на горизонтальных элементах топливных баков Средняя толщина этой пленки δг является функцией коэффициента поверхностного натяжения σ, ее плотности ρ и ускорения nxg, т.е. г f ( ,n x g , ) Среднюю толщину жидкой пленки на поперечных элементах топливных баков можно вычислить по эмпирическому уравнению [14]: г 0 ,6 n x g (1.16) В таблице приведены данные по средним толщинам для различных КРТ в диапазоне действия ускорения nx=0,01÷0,2. Таблица 1.1 - Средние толщины для различных КРТ Толщина плёнки Компонент топлива Азотная Азотный Керосин НДМГ 22 кислота тетраксид δв·103, м 16 ÷ 3,7 11 ÷ 2,5 17 ÷ 5,4 11 ÷ 2,4 δг·103, м 10,2 ÷ 2,2 8,7 ÷ 1,9 10,7 ÷ 2,5 16,6 ÷ 3,7 Предложение по фиксации остатков КРТ в нижней части бака С целью уменьшения энергетических затрат на газификации компонентов топлива в условиях неопределенного граничного положения жидких остатков КРТ, предлагается использовать сетчатый фазоразделитель. Данное устройство позволяет заключить жидкие остатки КРТ в ограниченно объеме бака и подавать теплоноситель непосредственно в этот объем. На рисунке 1.4 представлена общая схема расположения элементов системы газификации. Рисунок 1.4 Схема расположения внутрибаковых устройств в баке блока «И» РКН «Союз 2.1» 1 – бак с жидкими остатками КРТ, 2- жидкие остатки КРТ, 3сетчатый фазоразделитель, 4 – магистрали подачи ТН. В нижней части топливного бака ограничивают объём, включающий в себя массу невыработанных остатков КРТ в окрестности заборного устройства путём установки разделительной сетки, секундный массовый расход ТН, подаваемого в топливный бак через магистрали, разделяют на 2 части, одна часть ТН подаётся в объём ограниченный сеткой, с обеспечением вихревой картины течения из условия создания максимальной теплоотдачи и максимального времени пребывания ТН в этом объёме, а вторая часть ТН подается во вторую часть топливного бака с обеспечением встречных потоков смеси, поступающей из объёма ограниченного разделительной сеткой, количество подаваемого ТН в верхнюю часть топливного бака определяют из условия испарения всех оставшихся капель КРТ к моменту времени выхода газифицированных продуктов из топливного бака. ТН в выделенные области подают через магистрали, при этом количество и координаты точек ввода ТН, направление ввода, параметры акустических излучателей определяются из условия минимальных массовых затрат на газификацию заданного количества топлива при заданном давлении газифицированных 23 продуктов в баке в течение всего процесса газификации, и, по достижению заданного давления в топливном баке, открывают клапан на магистрали подачи газифицированных продуктов, например, в газовый ракетный двигатель. Расположение сетчатого фазоразделителя обусловлено максимально возможным объемом жидких остатков КРТ в баках на момент начала работы системы газификации. Такое расположение разделительной сетки обусловлено массой невыработанных остатков КРТ, включающих в себя: гарантированные запасы КРТ, конструктивный незабор КРТ, рабочие запасы КРТ, заливка двигателя РКН, что составляет величину, превышающую минимально возможный объём остатков КРТ в 3 раза, плюс отклонение от максимально возможного объема остатков КРТ: min Vc 3Vост 6 , где Vc - объем, ограниченный сеткой, включающий в себя массу невыработанных остатков КРТ; min Vост - минимально возможный объём остатков КРТ; - среднеквадратичное отклонение от номинального значения остатков КРТ. n i 1 P 2 i P m n где - среднеквадратичное отклонение, i - текущее отклонение, P - частота появления данного отклонения, m - количество текущих значений, n - общее количество отклонений. Размер ячейки сетки определяется физическими параметрами топлива и ускорением, которому подвержена жидкость после разделение ступеней. На рисунке 1.5 представлена структура сетчатого фазоразделителя. 24 Рисунок 1.5 Структура сетчатого фазоразделителя. R – радиус капиллярного отверстия. Расчет размера ячейки сводится к расчету капиллярного эффекта: Fa FH , FН 2r cos , Fа hr 2 a, r 2 cos , ha где: r - радиус капиллярного отверстия в сетке, - сила поверхностного натяжения жидкости, - угол смачивания жидкости, - плотность жидкости, h - высота столба жидкости над сеткой, a - ускорение жидкости при движении по направлению к сетке, Fa сила с которой жидкость воздействует на элемент сетки, FН - сила поверхностного натяжения. Реализация предложенного технического решения осуществляется следующим образом: 1) Установка разделительной сетки в нижней части бака позволяет сосредоточить остатки жидких КРТ в заданной области, в противном случае, они бы заняли неопределённое положение, например, газокапельная смесь в объёме бака, течения по стенке и ряд других граничных и фазовых состояний в объёме топливного бака после выключения маршевого ЖРД из-за резкого спада перегрузки до нулевых значений, упругих перемещений нижнего днища бака из нагруженного состояния в исходное. 2) В нижней части бака, ограниченной сеткой, возникает возможность обеспечить: - условия для максимальной теплопередачи от ТН непосредственно к жидкости за счёт создания вихревого течения (увеличение коэффициентов тепло и массообмена); 25 - увеличить в несколько раз время нахождения частиц ТН непосредственно в контакте с жидкостью; - многократно сократить потери тепла на нагрев конструкции из-за сокращения поверхности взаимодействия со стенками бака. 1.3 Анализ результатов лётных экспериментов по газификации невырабатываемых остатков кислорода и водорода в баках вторых ступеней ««Delta4»», «H-IIB», ««Arian-5»» для реализации манёвра прямого спуска с орбиты выведения после завершения миссии Эксперимент контролируемого входа ОЧ второй ступени РКН «Н-IIВ» [1] РКН «H-IIB» был разработан совместно с Японским агентством аэрокосмических исследований JAXA и Mitsubishi Heavy Industries, Ltd, для того чтобы запустить Kounotori (‘Stork’) H-II Transfer Vehicle (HTV), который осуществляет доставку грузов на Международную космическую станцию (МКС). РН «H-IIB» имеет самую большую тягу из семейства РН: 16,5 тонн на околоземной орбите (орбита МКС). На рисунке 1.6 представлена РКН «H-IIB». Рисунок 1.6 - Состав РКН «H-IIB» Изменения, внесенные в РН «H-IIB» заключаются в следующем: - Увеличение первой ступени по отношению к H-IIA: расширение диаметра баков, изменены кластерные системы для двух главных двигателей, а также добавлены четыре твердотопливные ракетных ускорителя (SRB-A) 26 - Усиленная верхняя ступень по отношению к «H-IIA», чтобы запустить HTV. Целью контролируемого входа второй ступени РН «H-IIB» было использование дополнительного бортового топлива при сохранении полетной программы HTV. Модернизация должна была быть завершена в течение года после испытаний РН «H-IIB» №1 и модификации РН были ограничены до минимума [2] Требования увода с орбиты обусловлены падением второй ступени в безопасной зоне океана. Для обеспечения требований спуска второй ступени РН «H-IIB» мониторинг и управление схода с орбиты необходимо начинать с момента запуска двигателей. Южная часть Тихого океана была выбрана в качестве целевого района падения, поскольку он находится в крупнейшей безопасной зоне, через которую проходит орбита второй ступени после отделения HTV. Были рассмотрены два варианта схода с орбиты второй ступени РН «H-IIB» (рисунок 1.7). Повторный запуск ЖРД происходит сразу после отделения HTV. Необходимый тормозной импульс ΔV~300 м/с, что соответствует работе маршевого ЖРД на основном режиме ~ 10 с. Точка падения южная часть Тихого океана. Необходима новая наземная станция для управления спуском второй ступени в заданный район. Второй вариант предусматривает дополнительный виток вокруг Земли после отделения HTV, а затем повторно запустить маршевый ЖРД в режиме малой тяги на 60 с. Необходимый тормозной импульс ΔV~50 м/с. Вследствие этого существующая станция на космодроме Tanegashima может управлять спуском второй ступени в заданный район. Рисунок 1.7 - Сравнительный анализ баллистических схем спуска второй ступени РКН «H-IIB» в заданный район падения В режиме малой тяги в ЖРД не работают турбонасосные агрегаты, что является уникальным для LE-5B-2, а величина тяги составляет 4 кН, а номинальный режим тяги ЖРД составляет 137 кН [2, 3] На рисунке 1.8 показан ЖРД LE-5B-2 с ЦФП, а на рисунке 1.9 представлены пневмогидравлические схемы режимов номинальной и малой тяги. 27 Рисунок 1.8 Рисунок 1.9 Пневмогидравлические схемы режимов номинального и малой тяги маршевого ЖРД второй ступени РКН «H-IIB» Режим малой тяги был использован только в течение короткого периода времени для того, чтобы стартовал двигатель. Цикл с фазовым переходом (ЦФП) — безгенераторная схема работы ЖРД, которая предназначена для увеличения эффективности топливного цикла. При схеме ЦФП топливо нагревается до его сжигания, обычно используя ту часть теряемого тепла главной камеры сжигания, которое идет на обогрев стенок камеры и претерпевает фазовый переход. Полученная за счет превращения топлива в газ разность давления используется для подачи топливных компонентов, сохранения давления в камере сгорания и создания тяги. Принцип работы ЦФП По мере того, как жидкое топливо проходит в охлаждающих трубках в стенах, оно претерпевает фазовый переход в газовое состояние с увеличением давления. Топливо в газообразном состоянии расширяется через турбину, используя разность давления между давлением его подачи и давлением после прохода охлаждающего контура для начала вращения турбонасоса. Это может обеспечить улучшенные стартовые характеристики, что использовано в ЖРД RL-10 (Пратт & Витни). Увеличенное давление из-за перехода топлива в газообразное состояние используется для привода турбины, которая в свою очередь приводит в действие топливный и окислительный насосы, увеличивая давления топлива и окислителя при поступлении в камеру сгорания. Некоторые ЖРД с ЦФП могут использовать газогенератор для начала работы турбины двигателя до тех пор, пока поступление тепла из камеры сгорания и оболочки сопла не станет достаточным для поддержания работы двигателя. 28 Применимость В силу необходимости ЦФП топлива, данный тип цикла работы ЖРД ограничен количеством «паразитного» тепла, выделяемого двигателем во время работы, которое в общем случае ограничивает мощность двигателя, использующего данную схему в неизменном виде. При использовании сопла обычной формы, его поверхности недостаточно для прогрева достаточного количества топлива, которое бы могло привести в действие турбины и, как следствие, топливных насосов. Для двигателей с соплом в виде колокола, максимальная тяга, которую может обеспечить ЦФП, составляет 31 тс (300 кН). Более высокие уровни тяги могут быть достигнуты, используя данный цикл частично, в котором часть топлива проходит мимо системы фазового преобразования (охлаждения) с турбиной и направляется прямо к камере сгорания. Бо́льший диапазон использования этой схемы ЖРД позволяют альтернативные сопла конической формы. В данном случае выхлопная струя двигателя эффективно сжимается в более узкий поток вокруг центрального клинообразного выступа, который может обеспечить бо́льшее количество паразитного тепла и поэтому бо́льшую тягу с использованием цикла фазового перехода в неизменном виде. Также должны использоваться криогенные виды топлива, такие как жидкий водород, тяжёлые углеводороды (сжиженные природные газы метан или пропан с температурой кипения -1600С), для которых могут быть легко достигнуты точка кипения и смена агрегатного состояния на газообразное. Продуваемый ЦФП (Открытый цикл) В «открытом» цикле, или «продуваемом» ЦФП, только часть топлива нагревается для управления турбиной после чего сбрасывается для увеличения эффективности генератора. В данном случае увеличение мощности турбины приводит к уменьшению эффективности двигателя (ме́ньшему удельному импульсу). 29 Рисунок 1.10 Схема работы двигательной установки по схеме «газ-газ» Закрытый цикл использует генераторный газ — в данном случае топливо — в камере сгорания (см. рисунок 1.10). В этом модифицированном цикле, вместо «генераторное» горючее в камере сгорания, того, оно чтобы использовать нагретое сбрасывается, что позволяет максимизировать мощность топливных насосов, используя в турбине бо́льшую разницу в давлении. При этом используется небольшая часть топлива. Такая схема позволяет увеличить тягу двигателя путем уменьшения его эффективности. Однако в ряде случаев — так, как например в случае с японским ЖРД LE-5A/B - потери в эффективности не так значимы по сравнению с увеличением тяги. Преимущества Схема ЖРД с ЦФП имеет множество преимуществ по сравнению с другими: - Низкая температура. Преимущество в том, что после того как топливо стало газообразным, его температура находится вблизи обычных комнатных температур и наносит очень мало вреда турбине, позволяя повторное использование двигателя. В других схемах, таких как открытый цикл или закрытый цикл, турбина функционирует при высоких температурах. - Живучесть. Во время разработки двигателя RL-10B-2 инженеры беспокоились, что отслоение изоляции внутри топливного бака может вызвать повреждение двигателя. Они проверили это, поместив куски изоляции в бак и пропустили через двигатель. Это не вызвало проблем при работе двигателя RL-10 и не вызвало уменьшения тяги. 30 Обычные газовые генераторы представляют из себя миниатюрные ракетные двигатели, что подразумевает их сложное устройство. Даже незначительное блокирование газогенерирующей части посторонним предметом может привести к появлению горячей области, которая может быть причиной взрыва. Использование данной схемы более терпимо к загрязнениям из-за более широких каналов циркулирования горючего. - Системно-обусловленная безопасность. По причине того, что ЖРД с циклом фазового перехода обладают ограничением по тяге, режим максимальной тяги легко проектируется и реализуется. В других типах двигателей, проблема с заклиненным клапаном или любая похожая проблема могут привести к неуправляемому росту тяги и неконтролируемому развитию ситуации в целом. Для того чтобы этого избежать, требуется сложная механическая и электронная система управления. ЖРД с циклом фазового перехода не способны на неисправное функционирование такого рода. Примерами ЖРД с циклом фазового перехода являются RL-10 и RL-60, Пратт & Витни и планируемый ЖРД Винчи на РН «Ариан 5 ESC-B». Использование Известные примеры использования схемы ЖРД с циклом фазового перехода: - RL-10, Пратт & Витни - RL-60, Пратт & Витни - Винчи, ЕКА - LE-5A/BA/B, JAXA ЖРД с циклом фазового перехода использовались или планируется использовать в: - разгонном блоке «Центавр»; - планируемой одноступенчатой «Мак Доннел Дуглас DC-X» (en). - РКН «H-IIA». Анализ ЖРД на основе ЦФП показал возможность использования только жидких криогенных остатков топлива (кислород + водород, сжиженные природные газы метан или пропан) для которых могут быть легко достигнуты точка кипения и смена агрегатного состояния на газообразное. Использование ЖРД с циклом ЦФП для спуска ступени с орбиты связано с определенными трудностями, такими как: - необходимость проведения глубокого анализа всех систем ступени на предмет возможности их функционирования после отделения полезной нагрузки, что связано с живучестью систем и использования их при повторных запусках двигательных установок. 31 - проведение анализа состояния и количества остатков жидкого КРТ (системы забора КРТ, агрегатное состояние топлива). - модернизация двигательной установки, в том числе: системы охлаждения и создание двухконтурных систем подачи КРТ: с турбонасосным агрегатом в режиме основной тяги и с системой подачи КРТ в режиме малой тяги на этапах спуска верхних ступеней РКН и т.д. сопряжена с усложнением ЖРД, снижением его надёжности. 1.4 Выводы по главе 1 На основании проведённых в главе исследований получены следующие основные результаты 1. Проведён анализ отечественных открытых источников литературы по исследованию процессов, связанных с испарением жидкости, в том числе в промышленных установках в наземных условиях. Выявлен ряд отечественных источников для последующего углубленного изучения математических и экспериментальных исследований рассматриваемого процесса, сформулированы задачи на поиск соответствующих материалов по данным зарубежных источников. 2. Для более глубокого понимания гидродинамических процессов остатков жидкого топлива, происходящих в баке ступени ракеты после её отделения, а также формирования исходных данных для установки фазового разделителя (в виде сетки) в топливный бак проведён анализ экспериментальных исследований динамики жидкости в башне невесомости. 3. На основании анализа имеющихся зарубежных материалов по проведённым демонстрационным управляемым спускам вторых ступеней назначения «Дельта-4» (США), «HII-B» (Япония) газифицированных остатков невырабатываемых на ракет космического основе использования компонентов жидкого кислорода и водорода с орбит выведения в акватории Мирового океана. Получены безгенераторных общие сведения о процессах, происходящих в маршевых ЖРД, использующих цикл фазового перехода, на основном режиме «жидкость-жидкость», когда из бака подаётся жидкое топливо, и режиме повторного запуска по схеме «газ-газ», когда из бака подаётся газифицированное топливо. 32 ГЛАВА 2 ФОРМАЛИЗАЦИЯ ЗАДАЧИ ИССЛЕДОВАНИЯ. ПРОВЕДЕНИЕ АНАЛИТИЧЕСКИХ ОЦЕНОК 2.1 Аналитические оценки распределения векторов скоростей газового потока в типовых топливных баках Для анализа параметров процесса газификации необходимо исследования тепловых процессов в баке: температуры стенок бака, потери тепла в космос от излучения бака, скорости прогрева жидкости, скорость её испарение, нагрев газовой подушки и т.д. Эти процессы определяются сложными тепловыми взаимодействиями между вводимым потоком теплоносителя, жидкостью, стенками бака, газом внутри бака. Интенсивность этих взаимодействий приводит к испарению (газификации, выпариванию) жидкости и, вместе с тем, к появлению «бросового» тепла, которое идёт на нагрев конструкции топливного бака и последующего сброса этого тепла в космос. Тепловые взаимодействия между участниками процесса: - подаваемый теплоноситель с заданными скоростями, массовым секундным расходом, - конструкция бака, - принятое положение жидкости относительно стенок бака и газовой подушке в баке, - уходящий в дренаж смешанный продукт газификации, включающий в свой состав газы теплоносителя, испарившуюся жидкость, газы газовой подушки. определяются теплофизическими свойствами газов теплоносителя, испаряемой жидкости, материалов конструкции баков, его геометрическими размерами, коэффициентами тепло-и массообмена, которые, прежде всего, являются функциями от скорости потоков газов. Таким образом, первой задачей при анализе процесса газификации является оценка скоростей набегающего потока теплоносителя. Учитывая тот факт, что объём жидкости в баке составляет до 3% от объёма бака газодинамическая картина (поле скоростей теплоносителя в баке) практически не измениться, если рассматривать практически полное отсутствие жидкости. Следовательно, возникает возможность рассмотреть газодинамическую картину процесса газификации независимо от теплового процесса, что позволит определить скорости потоков, которые реализуются в баке, сформулировать ограничения, в которых ведутся исследования, в том числе, при расчёте таких критериев как Рейнольдса, Нуссельта и т.д. 33 Для определения режима функционирования систем газификации необходимо задание геометрических характеристик топливных баков и параметров ввода ТН в объём топливных ёмкостей. Анализ типовых конструкций топливных баков РКН показал: - длина топливных баков первых ступеней (при диаметре Dб=2,4÷4 м) лежит в диапазоне Lб=7÷12 м; - длина топливных баков вторых ступеней (при диаметре Dб=2,4÷4 м) лежит в диапазоне Lб=2÷5 м; - длина топливных баков третьих ступеней РКН (при диаметре Dб=2,4÷4 м) лежит в диапазоне Lб=1÷2 м; - топливные баки первых ступеней выполняются в виде цилиндрических или конусообразных баков со сферическими формами днищ; - топливные баки последующих ступеней РКН выполняются в виде цилиндрических баков со сферическими формами днищ или имеют тороидальную форму; - топливные баки могут иметь внутри объёма различные элементы конструкции (гасители колебаний, тонельный трубопровод, заборные устройства и пр.); - боковые внутренние поверхности топливных баков могут выполняться в виде: гладкой оболочки (баки верхних ступеней); в виде химического либо механического фрезерования или иметь продольно-поперечный силовой набор; - днища топливных баков выполняются в виде гладких оболочек. Как видно из анализа типовых конструкций топливных баков РКН не существует единой универсальной конструкции, использование которой возможно для проведения базовых термодинамических и газодинамических расчётов с последующим распространением результатов на остальные. Для точного термодинамического и газодинамического расчёта необходимо наличие полных геометрических характеристик внутрибаковых устройств, типа силового набора и т.д. Математическое моделирование газодинамических потоков внутри типовых топливных баков проводилось при помощи програмного пакета ANSYS-CFX. Для моделирования течений в объёме топливного бака использовалась k- модель турбулентности [15-17] Согласно исследований [18] работа система газификации остатков топлива осуществляется в условиях малых гравитационных полей (nx=0÷0,2) и следующих параметрах: 34 тн - температура ввода ТН - Т вх 900 1200 К ; 0 - давление в топливном баке - р б 1 4 Атм ; - температура в топливном баке Т тб 250 450 К . 0 Отмечается, что работа системы газификации жидких остатков КРТ осуществляется при дозвуковой скорости ввода ТН в топливный бак. Газификация жидких остатков КРТ осуществляется без термохимического взаимодействия ТН с остатками КРТ. В зависимости от применяемых КРТ для функционирования ГГ, параметры ТН имеют следующие показатели [19]: - газовая постоянная продуктов ТН R тн 240 260 Дж/кг град ; - показатель адиабаты ТН k 1,21 1,27 . Определим скорость звука при параметрах ввода ТН в объём топливного бака по следующей формуле: a k kRтн Tвхтн (2.1) Скорость звука лежит в диапазоне a k 511 629 м/с. Оценку скорости натекания ТН на поверхности проведём, принимая за расчётное значение скорости ввода ТН от 500 м/с и ниже. 1) Топливный бак второй ступени при наличиии силового набора и тонельного трубопровода. На рисунке 2.1 изображена схема ввода ТН в топливный бак и отбора газовой смеси из объёма топливного бака в процессе газификации жидких остатков КРТ (вид со стороны верхнего днища). III Рисунок 2.1 - Схема ввода ТН в топливный бак и Вход отбора газовой смеси из объёма топливного бака в процессе газификации II IV На рисунке 2.2 представлена сгенерированная сетка для данного топливного бака. (сетка включает 243304 элемента) I Выход 35 Рисунок 2.2 - Сгенерированная сетка топливного бака второй ступени с силовым набором и тонельным трубопроводом. На рисунках 2.3 и 2.4 приведены картины линий тока ТН в различных плоскостях (см. рисунок 2.1). Рисунок 2.3 - Картина линий тока ТН в плоскости I-III. 36 Рисунок 2.4 - Картина линий тока ТН в плоскости II-IV. На рисунках 2.5-2.8 приведены графики изменения скорости движения ТН в пристеночной области топливного бака для различных полуплоскостей. Рисунок 2.5 - График изменения скорости движения ТН в пристеночной области топливного бака в I полуплоскости. 37 Рисунок 2.6 - График изменения скорости движения ТН в пристеночной области топливного бака в III полуплоскости. Рисунок 2.7 - График изменения скорости движения ТН в пристеночной области топливного бака в II полуплоскости. 38 Рисунок 2.8 - График изменения скорости движения ТН в пристеночной области топливного бака в IV полуплоскости. На рисунках 2.9-2.12 приведены графики изменения скорости движения ТН по длине тоннельного трубопровода топливного бака для различных полуплоскостей. Рисунок 2.9 - График изменения скорости движения ТН по длине тоннельного 39 трубопровода топливного бака в I полуплоскости. Рисунок 2.10 - График изменения скорости движения ТН по длине тоннельного трубопровода топливного бака в III полуплоскости. Рисунок 2.11 - График изменения скорости движения ТН по длине тоннельного трубопровода топливного бака в II полуплоскости. 40 Рисунок 2.12 - График изменения скорости движения ТН по длине тоннельного трубопровода топливного бака в IV полуплоскости. На рисунках 2.13 и 2.14 приведены графики изменения осреднённых параметров скорости движения ТН в пристеночной области топливного бака различной длины и области тоннельного трубопровода для различных полуплоскостей. Рисунок 2.13 - График изменения осреднённых параметров скорости движения ТН в пристеночной области топливного бака. 41 Рисунок 2.14 - График изменения осреднённых параметров скорости движения ТН в области тонельного трубопровода топливного бака. 2) Топливный бак первой ступени при наличиии силового набора и тоннельного трубопровода. На рисунке 2.15 представлена сгенерированная сетка для данного топливного бака. (сетка включает 547031 элемент) Рисунок 2.15 - Сгенерированная сетка топливного бака первой ступени с силовым набором и тонельным трубопроводом. 42 На рисунках 2.16 и 2.17 приведены картины линий тока ТН в различных плоскостях (см. рисунок 2.1). Рисунок 2.16 - Картина линий тока ТН в плоскости I-III. Рисунок 2.17 - Картина линий тока ТН в плоскости II-IV. На рисунках 2.18-2.21 приведены графики изменения скорости движения ТН в пристеночной области топливного бака для различных полуплоскостей. 43 Рисунок 2.18 - График изменения скорости движения ТН в пристеночной области топливного бака в I полуплоскости. Рисунок 2.19 - График изменения скорости движения ТН в пристеночной области топливного бака в III полуплоскости. 44 Рисунок 2.20 - График изменения скорости движения ТН в пристеночной области топливного бака в II полуплоскости. Рисунок 2.21 - График изменения скорости движения ТН в пристеночной области топливного бака в IV полуплоскости. На рисунках 2.22-2.25 приведены графики изменения скорости движения ТН по 45 длине тонельного трубопровода топливного бака для различных полуплоскостей. Рисунок 2.22 - График изменения скорости движения ТН по длине тоннельного трубопровода топливного бака в I полуплоскости. Рисунок 2.23 - График изменения скорости движения ТН по длине тоннельного трубопровода топливного бака в III полуплоскости. 46 Рисунок 2.24- График изменения скорости движения ТН по длине тоннельного трубопровода топливного бака в II полуплоскости. Рисунок 2.25 - График изменения скорости движения ТН по длине тоннельного трубопровода топливного бака в IV полуплоскости. На рисунках 2.26 и 2.27 приведены графики изменения осреднённых параметров скорости движения ТН в пристеночной области топливного бака различной длины и области тоннельного трубопровода для различных полуплоскостей. 47 Рисунок 2.26 - График изменения осреднённых параметров скорости движения ТН в пристеночной области топливного бака. Рисунок 2.27 - График изменения осреднённых параметров скорости движения ТН в области тонельного трубопровода топливного бака. Анализ моделирования газодинамических потоков внутри типовых конструкций топливных баков при наличиии силового набора и тоннельного трубопровода показал: 1. Наличие силового набора и внутрибаковых устройств в виде тонельного трубопровода координально меняет картину течения ТН в пристеночной области и длине 48 тоннельного трубопровода. Векторы скоростей могут менять направление своего движения, в некоторых областях возможно турбулизация потока, образование застойных зон и пр.; 2. За счёт неоднородностей линий тока наблюдается пульсационный характер распределения скорости движения ТН на пластине между силовым набором и длине тонельного трубопровода; 3. Осреднённые параметры скорости в пристеночной области топливного бака и области тонельного трубопровода находятся в диапазоне от 3 до 15 м/с, на отдельных участках скорость может увеличиваться до 20 – 50 м/с. 4. Преобладающий диапазон изменения угла набегающего потока ТН к поверхности стенки составляет от 00 до 500. 2.2. Обоснование типоразмера экспериментальной модельной установки Расчет термодинамических процессов, происходящих в реальных конструкциях, в условиях невесомости и неопределённости граничного и фазового состояния жидкости представляет собой сложнейшую задачу. Наиболее точные результаты получаются при проведении физического моделирования на конструктивно подобных моделях, в которых соблюдается подобие не только геометрических, но и динамических и других параметров процесса. Для конструктивно подобных моделей необходимо обеспечить не только геометрические параметры, но и массовые, жесткостные и прочие характеристики, в том числе определяемые критериями подобия. Чаще всего, конструктивно подобные модели используются для оценки динамических свойств объекта исследования. Для исследования параметров движения жидкости, их поведение в процессе газификации, используют геометрически подобные модели [20] При моделировании реального (физического) процесса исследования проводятся, как правило, на модели, выполняемой с некоторым масштабированием, при этом необходимо выдерживать критерии подобия, определяющие протекание данного процесса, а также задание краевых и начальных условий протекания процесса [21] При проектировании экспериментального стенда, разработке методик, программы проведения экспериментов должно осуществляться из условия применимости результатов опытов с достаточно высокой степенью достоверности на натурном объекте. Приведенные в работах [22] исследования по моделированию термодинамических процессов в объёме топливных баков показали, что для данных условия протекания 49 термодинамических процессов газификации жидкости возможно использование метода контрольного объёма [23]. В основе данного метода, именуемого также интегрально-интерполяционным, лежит идея, заключающаяся в том, что расчетную область разбивают на некоторое число непересекающихся контрольных объемов, по каждому из которых интегрируется исходные дифференциальные уравнения. Преимущество данного подхода заключается в том, что он основан на выполнении макроскопических физических законов. Однако, есть вероятность в неопределённости задания характерной переменной величины (в рассматриваемом случае – скорость натекания ТН) на границе раздела элементарных объёмов. В рассматриваемой постановке задачи по газификации жидкости в неизменном объёме топливного бака за счет хорошего перемешивания наблюдается равномерность распределения (изменения) параметров без скачков по плотности, температуре газовой фазы. Возможности моделирования термодинамических, гидродинамических процессов определяется возможностью получения на экспериментальной модельной установке числовых значений общепринятых критериев подобия Bo, We, Fr, Re, Sh и пр. равных натурным [22] При принятой гипотезе о малой кривизны обечайки топливного бака стенку бака можно считать плоской и рассматривать условия теплообмена для плоской стенки. Необходимо отметить, что в конструкции топливных баков для демпфирования колебаний жидкого топлива на активном участке выведения предусмотрены гасители колебаний, расположенные большей частью продольно по длине топливного бака. Некоторые из них имеют перфорацию, однако большинство гасителей колебаний представляют собой тонкие листы, выполненные из алюминиевых сплавов толщиной до 2 мм и размером до 0,7 радиуса топливного бака. Число гасителей колебаний составляет от 4 до 6. На рисунке 2.27, представлен разрез топливного бака с гасителями колебаний. 50 Наличие гасителей колебаний позволяет рассматривать общий объём топливного бака разбитого на несколько выделенных объёмов. При этом протекание термодинамических процессов в выделенных объёмах предполагается идентичными между ними (из-за предположений см. выше). Рисунок 2.27 – Разрез топливного бака с силовым набором, тоннельным трубопроводом и гасителями колебаний. В работе [22] сформулирован самостоятельный класс прикладных задач низкотемпературной термодинамической газификации, основанный на подаче ТН в бак с малыми остатками жидкости (до 3% от объёма бака), т.е. термодинамического процесса тепло - и массообмена между поступающим теплом с вводимым ТН и термодинамической системой «стенки бака – газ наддува – жидкость» в поле малых гравитаций и неопределённости граничного положения. В соответствии с теорией подобия на экспериментальном стенде определяются основные параметры модельного процесса газификации: - температура и массовый секундный расход ТН, - параметры модельной жидкости, - давление в ЭММУ. Моделирование использованием и пересчёт соответствующих параметров критериев газификации подобия. осуществляется Использование с метода выделенного объёма позволяет моделировать процесс газификации при идентичности критериев Рейнольдса (Re) и гомохромности (Ho). 51 Рассмотрим третью теорему подобия — теорема М. В. Кирпичева и А. А. Гухмана (1931 г.), которая формулирует необходимые и достаточные условия, чтобы установить: на какие явления могут быть распространены результаты, полученные в модельном эксперименте, т. е. какие явления подобны исследованному. Теорема формулируется так: подобны между собой те явления, у которых условия однозначности подобны и определяющие критерии равны [24] Таким образом, применение теории подобия позволяет правильно поставить опыт, изучить сложные физические явления и процессы на моделях и, обработав результаты опыта в виде чисел подобия, составить уравнение подобия, пригодное для расчета всей группы явлений, подобных изученному. Тем самым ограничивается и уменьшается количество необходимых опытных данных: для каждой группы подобных явлений (подчас весьма многочисленной) достаточно выполнить лишь одно экспериментальное исследование. Однако получаемые методом подобия обобщенные расчетные зависимости применимы лишь в тех пределах изменения определяющих критериев, которые имели место в эксперименте. Универсального решения метод подобия дать не может, он позволяет лишь обобщать опытные данные в области, ограниченной условиями подобия. 1. Число Рейнольдса: Re ul ul . Определяет, в частности, переход от ламинарного режима к турбулентному. Число или критерий Re — безразмерное соотношение, которое, как принято считать, определяет ламинарный или турбулентный режим течения жидкости или газа. Число Re также считается критерием подобия потоков. Переход от ламинарного к турбулентному режиму происходит по достижении так называемого критического числа Reкр . При Re < Reкр течение происходит в ламинарном режиме, при Re > Reкр возможно возникновение турбулентности. Критическое значение числа Reкр зависит от конкретного вида течения (течение в круглой трубе, обтекание шара и т. п.). Например, для течения в круглой трубе Re 2300. Число Re как критерий перехода от ламинарного к турбулентному режиму течения и обратно относительно хорошо действует для напорных потоков. При переходе к безнапорным потокам переходная зона между ламинарным и турбулентным режимами возрастает, и использование числа Рейнольдса как критерия не 52 всегда правомерно. Например, в водохранилищах формально вычисленные значения числа Re очень велики, хотя там наблюдается ламинарное течение. Физический смысл: Число Re есть отношение сил инерции, действующих в потоке, к силам вязкости. Также число Re можно рассматривать как отношение кинетической энергии жидкости к потерям энергии на характерной длине. 2. u2 Число Фруда: Fr . n x gl Число Фруда ( Fr ) - один из критериев подобия движения жидкостей и газов, является безразмерной величиной. Применяется в случаях, когда существенно воздействие силы тяжести. 3. Число Пекле: Pe ul a Число или критерий Пекле ( Pe ) - критерий подобия, который характеризует соотношение между конвективным и молекулярным процессами переноса тепла (примесей, количества движения, характеристик турбулентности) в потоке жидкости (соотношение конвекции и диффузии), а также является критерием подобия для процессов конвективного теплообмена. Используется при построении расчётных схем (метод конечных разностей, метод конечных элементов) для решения дифференциальных уравнений в частных производных, описывающих течения вязкой жидкости. 4. Число Струхаля: Число Струхаля - Sh ut , l безразмерная величина, один из критериев подобия нестационарных течений жидкостей и газов, характеризующий постоянство протекания процессов во времени. Число Струхаля является функцией числа Рейнольдса, и в диапазоне 200 Re 200000 действует эмпирический закон постоянства числа Струхаля: Sh 0.2 0.3. На рисунке 1.2 приведена зависимость числа Струхаля от обобщенного параметра. 53 Рисунок 1.2 Зависимость критерия Струхаля от обобщенного параметра. 5. Число Бонда (Bo) Bo седиментации: Bo n x gl 2 - характеризует деформацию капли при ее R2 , где R - радиус эквивалентной твердой сферы (обладающей тем X2 же объемом и той же массой), X 6. 2 - капиллярная составляющая вещества. g u 2 l Число Вебера We . Число Вебера (We) — критерий подобия в гидродинамике, определяющий отношение инерции жидкости к поверхностному натяжению. 7. at Число, или критерий Фурье Fo 2 . l Критерий Фурье ( Fo ) - один из критериев подобия нестационарных тепловых процессов. Характеризует соотношение между скоростью изменения тепловых условий в окружающей среде и скоростью перестройки поля температуры внутри рассматриваемой системы (тела), который зависит от размеров тела и коэффициента его теплопроводности. Таблица 2.1 - Расчет критериев подобия при следующих начальных данных: Параметр Значение КРТ Керосин Т-1 Скорость u , м/с 78 Характерный размер l, м 0,3 Температура T, С˚ 100 54 Плотность , КГ/М3 766 Скорость звука а, м/с 1315 Поверхностное натяжение , Н/М 24 10 3 Критерий Re Fr Pe Sh Bo We Fo 9.145 10 4 2.069 10 4 0.018 2.6 10 4 2.815 10 3 5.825 10 7 1.461 10 6 Ком-т Керосин T-1 При проведении экспериментальных исследований процессов тепло – и массообмена модельной жидкости в условиях различных давлений предусматривается задание следующих граничных условий: - наличие внутреннего силового набора, удерживающего жидкость; - наличие «зеркала» жидкости с массой жидкости до 3% объёма ЭМУ; - исследования процессов теплопередачи «жидкость - стенка» и т.д. Основными параметрами процесса газификации жидкости в общем случае (математическое и физическое моделирование, реализация в условиях штатного функционирования АБСС) являются: - секундный расход ТН, - температура ТН, - время газификации, - направление ввода ТН относительно продольной оси бака или относительно нижнего днища для ЭМУ, - общее количество теплоты, поступающее в топливный бак Qтн ; - количество теплоты, ушедшее на нагрев стенок конструкции Qmo ; - количество теплоты, ушедшее на нагрев жидкости Qнагр.кт ; - количество теплоты, ушедшее на нагрев газа в баке Qд Оптимальные параметры процесса газификации определяются исходя из условия минимизации следующих критериев [25]: - подаваемого количества теплоты в ЭМУ при газификации заданного количества жидкости mk зад : min Q при mk = mk зад , (2.2) 55 - времени газификации: min Тгазиф при mk = mk зад , (2.3) - потерь на нагрев конструкции бака: min Qmo при mk = mk зад , (2.4) Как следует из приведённых критериев (2.2) – (2.4), можно предположить, что данные критерии могут иметь линейно-зависимый характер, где-то совпадать, что должен подтвердить эксперимент. На основе уравнения энергетического баланса определяются все составляющие, и определяется доля каждой из них в общем тепловом балансе. Общее уравнение теплового баланса [22]: Q Qд Qmo Qнагр.кт Qисп.кт , (2.6) где Q - количество теплоты, поступившее в объём ЭМУ с ТН; Qд - количество теплоты, ушедшее за счет дренажа из объёма ЭМУ; Qmo - количество теплоты, идущее на нагрев конструкции ЭМУ, теплообмен с окружающей средой и пр.; Qнагр.кт - количество теплоты, идущее на нагрев жидкости; Qисп.кт - количество теплоты, идущее на испарение жидкости, находящейся в объёме ЭМУ. Энергетические показатели каждого компонента в процессе газификации могут быть определены по следующим отношениям [26]: - доля количества теплоты, ушедшее за счет дренажа из объёма ЭМУ: Jд Qд Q (2.8) - доля количества теплоты, идущее на нагрев конструкции ЭМУ, теплообмен с окружающей средой и пр. J то Qто Q (2.9) - доля количества теплоты, идущее на нагрев жидкости: J нагр.кт Qнагр.кт (2.10) Q - доля количества теплоты, идущее на испарение жидкости: 56 J исп.кт Qисп.кт Q (2.11) По результатам модельного эксперимента формируются предложения по повышению эффективности составляющих процесса, протекающего в реальном топливном баке. 2.3. Аналитические оценки распределения векторов скоростей газового потока в экспериментальной модельной установке Модель ЭМУ со штуцерами ввода и вывода представлена на рисунке 2.28. Рисунок 2.28 - Экспериментальная ёмкость со щтуцерами входа и выхода В данной экспериментальной ёмкости имеется 3 варианта ввода теплоносителя с различным расположением патрубков и углом их наклона, один патрубок вывода продуктов газификации, расположенный в верхней части экспериментальной ёмкости противоположно патрубкам ввода. Моделирование газодинамических потоков предусматривало, как наличие силового набора, идентичного штатному исполнению на натурном объекте, так и течение на плоской стенке. Математическое моделирование газодинамических потоков внутри ЭМУ проводилось при помощи програмного пакета ANSYS-CFX [1-3]. Для моделирования течений в объёме ЭМУ использовалась k- модель турбулентности. Система подготовки газовой смеси, входящяя в состав экспериментального стенда, 57 обеспечивает получение ТН со следующими параметрами: расход Qтн 100 500 л/мин ; тн температура ввода ТН - Т вх 290 400 К ; 0 тн набор штуцеров ввода ТН с проходным диаметром d шт 7 11 мм . В соотвествии с вышеперечисленными параметрами, возможно задание скорости ввода ТН в объём экспериментальной ёмкости в следующем диапазоне: тн u вх 17 216 м / с . Проведём моделирование газодинамических потоков внутри экспериментальной ёмкости для различных углах ввода ТН. На рисунке 2.29 изображена схема экспериментальной ёмкости с плоскостями для оценки газидинамической картины течения ТН А III II I А Рисунок 2.29 - Схема экспериментальной ёмкости с плоскостями для оценки газидинамической картины течения ТН. Ниже представлены результаты моделирования газодинамических потоков в объёме экспериментальной ёмкости при следующих параметрах ввода ТН: расход Qтн 300 л/мин ; тн температура ввода ТН - Т вх 343 2 К ; 0 тн проходной диаметром штуцера ввода ТН d шт 9 мм ; тн скорость ввода ТН в объём ёмкости - u вх 78 м / с . На рисунке 2.30 представлена сгенерированная сетка для экспериментальной 58 ёмкости. (сетка включает 131016 элементов) Рисунок 2.30 - Сгенерированная сетка для расчёта газодинамической картины течения ТН в экспериментальной ёмкости. 1) Моделирование газодинамических потоков при угле ввода ТН равном 00 к поверхности. На рисунках 2.31 - 2.33 приведены картины линий тока ТН в различных плоскостях (см. рисунок 2.29). Рисунок 2.31 - Картина линий тока ТН в плоскости I. 59 Рисунок 2.32 - Картина линий тока ТН в плоскости II (по центру). Рисунок 2.33 - Картина линий тока ТН в плоскости III. На рисунке 2.34 приведена картина линий тока ТН на пластине в нижней части ёмкости. 60 Рисунок 2.34 - Картина линий тока ТН на пластине в нижней части ёмкости. На рисунках 2.35-2.37 приведены графики изменения скорости движения ТН на пластине для различных плоскостей. Рисунок 2.35 - График изменения скорости движения ТН на пластине в плоскости I. 61 Рисунок 2.36 - График изменения скорости движения ТН на пластине в плоскости II. Рисунок 2.37 - График изменения скорости движения ТН на пластине в плоскости III. 2) Моделирование газодинамических потоков при угле ввода ТН равном 300 к поверхности. 62 На рисунках 2.38 - 2.40 приведены картины линий тока ТН в различных плоскостях (см. рисунок 2.29). Рисунок 2.38 - Картина линий тока ТН в плоскости I. Рисунок 2.39 - Картина линий тока ТН в плоскости II (по центру). 63 Рисунок 2.40 - Картина линий тока ТН в плоскости III. На рисунке 2.41 приведена картина линий тока ТН на пластине в нижней части ёмкости. Рисунок 2.41 - Картина линий тока ТН на пластине в нижней части ёмкости. На рисунках 2.42-2.44 приведены графики изменения скорости движения ТН на пластине для различных плоскостей. 64 Рисунок 2.42 - График изменения скорости движения ТН на пластине в плоскости I. Рисунок 2.43 - График изменения скорости движения ТН на пластине в плоскости II. 65 Рисунок 2.44 - График изменения скорости движения ТН на пластине в плоскости III. 3) Моделирование газодинамических потоков при угле ввода ТН равном 450 к поверхности. На рисунках 2.45 - 2.47 приведены картины линий тока ТН в различных плоскостях (см. рисунок 2.29). 66 Рисунок 2.45 - Картина линий тока ТН в плоскости I. Рисунок 2.46 - Картина линий тока ТН в плоскости II (по центру). 67 Рисунок 2.47 - Картина линий тока ТН в плоскости III. На рисунке 2.48 приведена картина линий тока ТН на пластине в нижней части ёмкости. Рисунок 2.48 - Картина линий тока ТН на пластине в нижней части ёмкости. На рисунках 2.49-2.51 приведены графики изменения скорости движения ТН на пластине для различных плоскостей. 68 Рисунок 2.49 - График изменения скорости движения ТН на пластине в плоскости I. Рисунок 2.50 - График изменения скорости движения ТН на пластине в плоскости II. 69 Рисунок 2.51 - График изменения скорости движения ТН на пластине в плоскости III. На рисунке 2.52 приведён график изменения осреднённых параметров скорости движения ТН на пластине в нижней части ЭМУ в плоскости II для различных углов ввода ТН Рисунок 2.52 - График изменения осреднённых параметров скорости движения ТН на пластине в нижней части ЭМУ в плоскости II для различных углов ввода ТН. 70 2.4 Выводы по главе 2 На основании проведённых в главе исследований получены следующие основные результаты. 1. Показана целесообразность исследования газодинамической картины внутри типовых топливных баков и экспериментальной модельной ёмкости при подаче теплоносителя с помощью программного пакета ANSYS для определения поля скоростей натекания на конструктивные элементы внутрибаковых устройств (стрингеры, демпферы, шпангоуты, тоннельный трубопровод). 2. На основании теории подобия сформулированы требования к экспериментальной модельной установке, моделирующий типовой объём топливного бака для проведения лабораторных экспериментов по испарению коэффициентов тепломассообмена) в модельной жидкости (определение зависимости от параметров теплоносителя (температура, скорость, углы входа), дополнительного ультразвукового воздействия. 3. Полученные результаты исследования поля скоростей теплоносителя в типовом топливном баке при наличиии силового набора и тоннельного трубопровода (при скорости ввода 500 м/с) показали: - векторы скоростей могут менять направление своего движения, имеет место турбулизация потока, образование застойных зон, наблюдается пульсационный характер распределения скорости движения; - усреднённые параметры скорости в пристеночной области топливного бака и области тонельного трубопровода находятся в диапазоне от 3 до 15 м/с, на отдельных участках скорость может увеличиваться до 20 – 50 м/с; - преобладающий диапазон изменения угла набегающего потока к поверхности стенки составляет от 00 до 500. 71 ГЛАВА 3 ОБОСНОВАНИЕ ЦЕЛЕСООБРАЗНОСТИ ПРОВЕДЕНИЯ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ ПРИ ПОНИЖЕННОМ ДАВЛЕНИИ И РАЗРАБОТКА ПРОГРАММЫ ЭКСПЕРИМЕНТОВ 3.1 Исследование процессов газификации при пониженном давлении. Постановка задачи Исследование физического фактора, такого как сброс давления газов наддува из топливных баков ОЧ ступеней РКН через дренажные клапаны в окружающее космическое пространство перед началом процесса газификации, приводит к резкому снижению давления насыщенных паров в баках, вскипанию жидкости и связанных с этим эффектов: охлаждение газов и жидкостей, их истечение из баков, возможность замерзания и забивания дренажного клапана «снегом», т.е. сконденсированными и замёрзшими парами топлива. Сброс газа наддува из бака до наперёд заданной, оптимальной величины, определяемой из условия различных критериев, например, снижения количества подаваемой теплоты в бак для газификации жидкости, снижения затрат топлива на получение ТН и т.д. приводит к многофакторным процессам, механизмы которых нуждаются в дополнительном исследовании, а именно: - снижение давления насыщенных паров жидкости и, соответственно, снижение затрат теплоты для её испарения; - отток энтальпии из бака за счёт сброса горячего газа наддува, что в последствие приходится восполнять подаваемым ТН для её прогрева и испарения. После сброса давления газа наддува осуществляют газификацию жидких остатков невыработанных КРТ в баках окислителя и горючего, обеспечение тормозного импульса за счет их сгорания в камере ГРД и высокоскоростного истечения продуктов сгорания в космическое пространство. Ресурсы энергетики, заключенные в невыработанных запасах топлива и газа рассматриваются в величине характеристической скорости, определяемой по формуле К.Э. Циолковского: V ln M0 Mк (3.1) За счет сброса газа наддува из баков ОЧ ступеней РКН, характеристическая скорость (3.1) может состоять из: 72 Vисп ( p ) ln сух сух топ M ОЧ М ост.топ M АБСУ ( p, T , M ост.топ ) M АБСУ ( p, T , M ост.топ ) М газ.наддува M 0 ( p) ( p ) ln сух сух топ ост Mк ( p ) M ОЧ М ост.топ M АБСУ ( p, T , M ост.топ ) M АБСУ ( p, T , M ост.топ ) M газа сух сух топ M ОЧ М ост.топ M АБСУ ( p, T , M ост.топ ) M АБСУ ( p, T , M ост.топ ) M газ.наддува ( p ) ln ( p2 p1 ) Vб M сух М сух топ M ( p , T , M ) M ( p , T , M ) ост.топ АБСУ ост.топ АБСУ ост.топ ОЧ T1 p2 R T 1 p1 (3.2) сух где M 0 - масса ОЧ ступени РКН M ОЧ c остатками топлива M ост.топ , активной бортовой сух топ системы увода (АБСУ) M АБСУ и топлива для газогенератора M АБСУ , до сброса газа наддува M газ.наддува или отработки газифицированного топлива через ГРД; сух c остатками топлива M ост.топ , активной бортовой M к - масса ОЧ ступени РКН M ОЧ сух топ системы увода (АБСУ) M АБСУ и топлива для газогенератора M АБСУ , после сброса газа наддува M газ.наддува или отработки газифицированного топлива через ГРД. Сброс давления газа наддува ( p2 p1) приводит не только к снижению разбавленности газифицированных КРТ, но и к уменьшению массы АБСУ уменьшения массы топлива топ M АБСУ M АБСУ , за счет для газогенератора и количества шар-баллонов под него. Следовательно, масса АБСУ M АБСУ зависит от необходимого количества теплоты Q , подаваемой в бак ОЧ ступени РКН, для газификации заданных остатков топлива M ост.топ при давлении P и температуре T газа наддува: M АБСУ f (Q ( p, T , M )) . (3.3) где T - температура жидких остатков КРТ; p - давление в баке ОЧ ступени РКН; M - масса жидких остатков КРТ и газа наддува, и рассчитывается с привлечением [14] Давление, до которого сбрасывается газ наддува, определяется из условия максимума характеристической скорости (3.1) и определяется из уравнения МенделееваКлайперона: P MГ R TГ Vб , (3.4) 73 где M Г - масса газа наддува; V б - объем бака, за исключением объема остатков КРТ; R - универсальная газовая постоянная для газа наддува; TГ - температура газа наддува в баке. Вместе со сбросом массы газа M Г с температурой Т Г из бака происходит снижение температуры оставшегося топлива на величину ∆Т: T ( p2 p1 ) Vб R . (3.5) Расчеты падения температуры при сброса газа наддува из бака горючего с 3 до 1 атмосферы и из бака окислителя с 1,3 до 0,7 атмосферы на примере баков РН «Русь - М» приведены на рисунках 3.6, 3.7. Понижение давления в баке окислителя на одну атмосферу, а так же низкая температура криогенного компонента топлива и газовой подушки приводит к незначительному изменению температуры жидкого кислорода и стенки бака окислителя. 3 потеря температуры, К 2.5 2 1.5 КРТ (керосин) 1 Стенка бака горючего 0.5 0 Охлаждение КРТ и конструкции бака горючего РН при сбросе газа наддува Рисунок 3.6 – Охлаждение КРТ и конструкции бака горючего РН при сбросе газа наддува 74 потеря температуры, К 0.03 0.025 0.02 КРТ (кислород) 0.015 0.01 Стенка бака окислителя 0.005 0 Охлаждение КРТ и конструкции бака окислителя РН при сбросе газа наддува Рисунок 3.7 – Охлаждение КРТ и конструкции бака окислителя РН при сбросе газа наддува Снижение давления в баках ОЧ в результате сброса газа наддува приводит к минимизации времени достижения условий кипения остатков КРТ (3.6), в результате чего увеличивается интенсивность испарения КРТ. PНП РГП , (3.6) где PНП - давление насыщенных паров; РГП - давление газовой подушки. Одной из основных задач сброса газа надува является уменьшение энергетических затрат на газификацию жидких остатков КРТ, за счет достижения давления близкого к давлению насыщенных паров, что ведет за собой процесс интенсивной кавитации в жидкости. Кавитация в свою очередь ведет в резкому увеличению площади тепло- и массообмена системы КРТ + газовая подушка + ТН. Интенсификация процесса газификации жидких КРТ за счет сброса газа надува влечет за собой сокращение топлива для получения ТН на 7-10%. Постановка задачи Проведенные выше оценки показывают возможность снижения затрат тепла на газификацию заданных величин остатков топлива. Существующие теплофизические коэффициенты (теплоотдачи, массотдачи) [24,2729] получены для условий испарения (выпаривания) жидкости при номинальных условиях. Необходимо определить эти коэффициенты при пониженном давлении. Протекание термодинамических процессов по газификации жидкости в ЭМУ при пониженном давлении, с учётом влияния на данные процессы волнового воздействия, характеризуется следующими критериями [11]. F=f(Fr, We, Pr, Re, Bo, Sh, Nu, NuD, PrD, Le и др.) 75 Используя условие подобия Re=idem, Sh=idem возможно проведение экспериментальных исследований процессов натекания теплоносителя на поверхность, процессов испарения жидкости при различных граничных условиях, исследование вопросов интенсификации процессов тепло – и массообмена [30,31] при пониженном давлении, наличии волнового воздействия и т.д. 3.2 Разработка экспериментального вакуумного стенда Представляется целесообразным расширить проводимые теоретические и экспериментальные исследования процессов тепло-и массообмена с учётом появления нового физического фактора, а именно: - сброса газа наддува из бака на параметры процесса газификации (время процесса газификации, структура затрат тепловой энергии на нагрев газа наддува, нагрев стенок топливного бака, нагрев и испарение жидкости); - влияние акустического воздействия на процесс газификации в условиях пониженного давления. С этой целью был спроектирован и изготовлен экспериментальный вакуумный стенд для исследования влияния пониженного давления на параметры процесса газификации жидкости, представленный на рисунке 3.7. Рисунок 3.7 – Экспериментальный вакуумный стенд 76 На рисунке 3.8 приведена общая принципиальная структурная схема экспериментального вакуумного стенда (ЭВС) для проведения исследований процесса газификации жидкости с учётом резкого снижения давления насыщенных паров на основе использования вакуумной камеры (ВК), в состав которого входят: - экспериментальная модельная установка (ЭМУ); - компрессор, для создания необходимого давления теплоносителя; - ресивер; - нагреватель, для создания необходимой температуры теплоносителя; - вакуумный насос; - вакуумная камера; - система регистрации и контроля входных и выходных параметров теплоносителя; - соединительная и запорная арматура. Рисунок 3.8 – Схема экспериментального вакуумного стенда: 1 – вакуумная камера; 2 – вакуумный насос; 3 – экспериментальная модельная установка; 4 – модельная жидкость; 5 – гермоввод; 6 – запорный клапан; 7 – система подготовки теплоносителя; 8 – управляемый дренажный клапан. В таблице 3.1 приведён состав стенда, назначение и основные параметры. Таблица 3.1 – Состав экспериментального вакуумного стенда, назначение, основные параметры 1 Системы ЭВС Состав Назначение Вакуумная камера Герметичный Моделирование Основные параметры До 0,1 атм 77 контейнер с гермовводами, стеклянными иллюминаторами, соединительной арматурой 2 Вакуумный насос 3 Экспериментальная модельная установка 4 Систему подготовки теплоносителя Система измерения параметров процесса 5 газификации и обработки результатов процесса сброса газа в окружающее космическое пространство Насос для создания и поддержания заданного давления в ВК Моделирование процесса газификации при пониженной температуре Герметичная ёмкость с устройствами размещения жидкости, ввода ТН Моделирует элементарный объём топливного бака с жидкостью, а также процесс взаимодействия ТН с газифицируемой жидкостью при создании разряжения в баке, акустическом воздействии Компрессор, ресивер, нагреватель Моделирует систему работы газогенератора Датчики давления, расхода газа, температуры, скоростная видеокамера Контроль входных и выходных параметров процесса газификации Рабочие давления, атм: 1.0; 0,8; 0,6; 0,4; 0.2;0,1. Скорости откачки г/с: 5.0; 10.0; 20,0 Объём ЭМУ – 18 л. Масса испаряемой жидкости – до 100 гр. Варианты размещения жидкости: «зеркало», «капли». Секундные расходы: 100 – 200 л/мин; температура: 70 – 1000С Точность измерений в соответствии с паспортными данными, точность моделирования до 15-20%. 3.3. Разработка программы экспериментов Основные идеи, положенные в основу проведения физического эксперимента по исследованию процесса тепло- и массообмена при пониженном давлении в условиях малых гравитационных полей и неопределенности граничного положения жидкости, базируется на следующих положениях: Положение 1. Условия взаимодействия жидкости и набегающего потока ТН, в соответствии с критериями подобия. К этому положению относятся эксперименты по исследованию различных 78 граничных условий, таких как: - наличие внутреннего силового набора, удерживающего каплю; - наличие «зеркала» жидкости с массой жидкости до 5% объёма ЭММУ; - исследования процессов теплопередачи «жидкость - стенка» и т.д. Проведение этой серии экспериментов с методической точки зрения традиционно и не требуют дополнительных методических разработок. Положение 2. Условия взаимодействия капли жидкости и набегающего потока в условиях с созданием условий взаимодействия, соответствующих малым гравитационным полям при одном типе граничного условия (капельное состояние), т.е. когда действие межмолекулярных сил, действующих в жидкости, становится преобладающим над инерционными. Таким образом, постановку задачи физического моделирования процесса газификации жидкости формулируется в следующем виде. Имеем 2 группы экспериментов в соответствии с положениями 1,2. Каждая группа экспериментов проводится при пониженном давлении как без акустического воздействия, так и с акустическим воздействием. Основными параметрами процесса газификации жидкости в общем случае являются: - секундный расход ТН (л/мин), - температура ТН (К), -давление в ЭМУ (атм); - время газификации (сек), - направление ввода ТН относительно нижнего днища ЭММУ (град), - общее количество теплоты, затраченное на газификацию заданной массы жидкости (ккал); - количество теплоты, ушедшее на нагрев стенок конструкции (ккал, % от общего количества введённой в ЭММУ); - количество теплоты, ушедшее на жидкости (ккал, % от общего количества введённой в ЭММУ), - количество теплоты, ушедшее на нагрев газа в баке (ккал, % от общего количества введённой в ЭММУ); - параметры акустического воздействия: частота, давление. Как следует из приведённых критериев (3.10) – (3.13), можно предположить, что критерии (3.10), (3.11) могут иметь линейно-зависимый характер, где-то совпадать 79 (альтернативные вычисления), что должен подтвердить эксперимент. Эти совпадения является одним из требований верификации разработки [32,33]. Верификация процесса экспериментальных исследований с использованием ЭМУ осуществляется на основе сравнения известных результатов по газификации жидкостей, как без акустического воздействия, так и с его воздействием в условиях земного поля тяготения (Положение 3). Верификация процесса экспериментальных исследований по газификации капли при пониженном давлении в условиях невесомости и акустического воздействия с использованием ЭМУ невозможно, т.к. эти результаты являются новыми. Программа экспериментов включает в себя: 1. Подготовительные эксперименты: - отработка измерительного комплекса экспериментального стенда (датчики температуры, давления, расхода ТН); - отработка системы подготовки ТН (компрессор, ресивер, осушитель, фильтрационный модуль, соединительная и запорная арматура, нагреватель); - отработка системы создания вакуума (вакуумный насос,пневмок клапаны, соединительная и запорная арматура, датчики давления); - отработка отдельных элементов программы экспериментов (фиксация времени полного испарения контрольных объёмов жидкости, удержание жидкости на наклонной поверхности и т.д.); - оценка характеристики акустического воздействия разработанного генератора Гартмана при различных параметрах ТН; 2. Основные эксперименты без акустического воздействия: - определение теплофизических коэффициентов (коэффициенты теплоотдачи и массоотдачи); - параметрические эксперименты по определению времени полной газификации контрольных объёмов жидкости с различными граничными условиями и параметрами ТН (расход, температура); 3. Основные эксперименты при акустическом воздействии: - определение теплофизических коэффициентов (коэффициенты теплоотдачи и массоотдачи); - параметрические эксперименты по определению времени полной газификации контрольных объёмов жидкости с различными граничными условиями и параметрами ТН (давление, расход, температура); 80 На рисунках 3.9 – 3.13 приведены схемы экспериментов в соответствии с предлагаемой программой экспериментов. Рисунок 3.9 - Схема размещения модельной жидкости для граничного условия типа «Зеркало» Рисунок 3.10 - Схема размещения модельной жидкости для граничного условия типа «Капли горизонтальные» Рисунок 3.11 - Схема размещения модельной жидкости для граничного условия типа «Застойная зона» 81 Рисунок 3.12 - Схема ввода ТН с акустическим-воздействием на модельные жидкости Рисунок 3.13 - Имитация взаимодействия капли жидкости на наклонной стенке с набегающим потоком ТН. Моделирование условий малых гравитационных полей «Наклонная плоскость» Этапы экспериментальных исследований представлены на рисунке 3.14. 82 Рисунок 3.14 – Этапы экспериментальных исследований Общая схема проведения эксперимента (рисунок 3.8): 1. Помещение в вакуумную камеру (ВК)1, соединённую с вакуумным насосом (ВН) 2, экспериментальной модельной установки (ЭМУ) 3. Давление в ЭМУ3 pнад равно 1 атм. ЭМУ 3 с залитой модельной жидкостью 4 соединена через гермоввод 5 и запорный клапан 6 с системой подачи теплоносителя (ТН) 7. В начальный момент запорный клапан 6 закрыт. 2. Создание в ВК 1 с помощью ВН 2 исходного давления воздуха pв к в диапазоне (1,0 – 0,1) атм. 3. С помощью управляемого дренажного клапана (УДК) 8, установленного на ЭМУ 3, осуществляется сброс давления воздуха из ЭМУ 3, в ВК 1. В результате сброса начального давления наддува p над = 1атм из ЭМУ 3 в ВК 1 в ЭМУ 3 устанавливается давление p над1 , которое определяется из соотношения: p1V1 p2V2 4. После установления давления в ЭМУ 3 и ВК1 равного p над1 открывается запорный клапан 4 и в ЭМУ 3 подаётся ТН из системы 7. 5. В качестве ТН используется воздух с заданной температурой, обеспечиваемой 83 системой подготовки 7, подаваемый с заданным массовым секундным расходом. 6. Одновременно с подачей ТН в ЭМУ 3 осуществляется откачка газа (воздух, пары жидкости) из ВК1 с помощью ВН 2. Производительность ВН 2 равна скорости массового секундного поступления ТН. В процессе проведения эксперимента измеряются следующие параметры: давление, температура в разных точках ЭМУ, время процесса газификации, влажность. На рисунке 3.15 представлена обобщенная схема с параметрами процесса газификации жидкости для ЭВС. При проведении экспериментальных исследований задавались параметры ТН, модельной жидкости и акустического воздействия. На основе измеренных параметров, таких как температуры стенок, жидкости, время газификации и площадь теплообмена рассчитывались коэффициенты теплоотдачи «жидкость-стенка», «теплоноситель- жидкость», а также общее количество теплоты, затраченное на газификацию жидкости. Рисунок 3.15 – Параметры процесса газификации жидкости 84 3.4 Выводы по главе 3 На основании проведённых в главе исследований получены следующие основные результаты 1. Проведено обоснование целесообразности проведения экспериментальных исследований газификации жидкости в вакуумной камере, позволяющее определить коэффициента тепло-и массообмена, теплоотдачи, а в перспективе текущий состав газифицированных продуктов. 2. На основе теории планирования экспериментов разработана программа экспериментальных исследований, включающая в себя проведение дополнительных измерений и экспериментов с целью подтверждения верификации и валидации проводимых экспериментов. 3. Проведена разработка пневматической и электрической схем экспериментального вакуумного стенда для работы в следующих диапазонах по давлению 0.1 – 2 атм. , по температуре 300 - 400 °К, по массовым секундным расходам в диапазоне 100 – 400 л/мин. Разработано техническое задание на вакуумную камеру. 85 ГЛАВА 4 РАЗРАБОТКА АНАЛОГО-ЦИФРОВОГО КОМПЛЕКСА ДЛЯ ПАРАЛЛЕЛЬНОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ ФИЗИЧЕСКИХ И МАТЕМАТИЧЕСКИХ ПРОЦЕССОВ 4.1 Назначение аналого-цифрового комплекса Одним из самых перспективных методов изучения различных процессов, особенно сложной природы, например, когда гидродинамическая картина исследуемого процесса ощутимо влияет на процессы переноса тепла и/или массы, является системный анализ. При реализации данного метода исследуемый реальный процесс представляется в виде гак называемой физико-химической системы, в состав которой входят элементарные процессы, протекающие одновременно и оказывающие взаимное влияние друг на друга. При системном анализе технологических процессов обычно прибегают к их моделированию. К настоящему времени сложилось два основных вида моделирования, которые находятся в непрерывном взаимодействии и взаимно дополняют друг друга: физическое и математическое. В основе физического моделирования лежит теория подобия и размерности. Оно заключается в экспериментальном исследовании процессов на моделях. При этом исследуется явление не в натуре, а на модели большего или, чаще всего, меньшего масштаба, обычно в специальных лабораторных условиях. Физическое моделирование - единственный надежный способ получения систематических экспериментальных данных о характере и особенностях действительных процессов, которые могут быть положены в основу проектирования новых установок, расчета их характеристик, оптимизации конструктивных и режимных параметров. Особенно это относится к сложнейшим процессам термо-и газодинамики и тепломассообмена, протекающим в энергетических установках. Результаты физического моделирования обычно служат той экспериментальной основой, на которой строится и без которой невозможно математическое моделирование. Двумя недостатками, ограничивающими область применения этого вида моделирования, являются, во-первых, невозможность получения прогнозирующих зависимостей исследуемых процессов, и, во-вторых, его высокая стоимость. Математическое моделирование базируется на знании термодинамических и теплофизических свойств рабочих веществ; уравнений материального и теплового балансов и тепломассопереноса; особенностей действия процессов тепломассообмена; конструктивных особенностей элементов машин и других факторов. Математической моделью реального, физического объекта является 86 математический; объект в виде системы уравнений, дополненной начальными, граничными условиями и описаниями, которые определяют области и диапазоны изменения физических характеристик и технологических параметров, поставленный в соответствие изучаемому физическому объекту, способный замещать оригинал на определенных этапах познавательного процесса и давать при его изучении новую информацию о реальном объекте. Основными преимуществами математического моделирования перед физическим являются следующие: - применение математической модели на этапах замысла и проектирования машин и установок дает возможность заранее определить их параметры и характеристики, что позволяет практически исключить вынужденное применение дорогостоящего метода проб и ошибок, и связанные с этим затраты на реализацию схем и конструкций, которые могут оказаться нерациональными; - математическая модель - чрезвычайно гибкий объект, позволяющий воспроизводить любые как реальные, так и гипотетические ситуации. Поэтому при моделировании появляется возможность имитировать и исследовать особенности работы машин и установок в самых различных условиях, в том числе таких, которые практически невозможно реализовать в опытах, например, сверхвысоких или сверхнизких температур или давлений. Благодаря этому уменьшается потребность в сложном лабораторном оборудовании и в эксплуатационных испытаниях машин; - работу некоторых очень сложных или опасных, с точки зрения их взрывов и пожароопасности или токсичности, систем невозможно проанализировать в необходимом объеме ни с помощью лабораторных, ни с помощью натурных экспериментов. В этом случае применение математической модели представляет собой единственный способ решения этих задач; - математическое моделирование позволяет использовать новейшие методы извлечения информации из экспериментальных данных. Особое значение приобрел в последнее время метод интенсификации, позволяющий оценить ненаблюдаемые в процессе проведения опытов параметры или выбрать наилучшую структуру математического описания зависимости между отдельными факторами. Математические исследования вскрывают природу явлений и тем самым позволяют установить количественные и качественные зависимости изучаемых процессов, но математическое моделирование невозможно без знания уточненных параметров переноса и их зависимости от всех входящих факторов. 87 В практике даже ведущих мировых производителей теплообменной техники, как правило, используется комбинированный способ моделирования, при котором отдельные данные, полученные путем математического моделирования, проверяются с помощью эксперимента и наоборот. Для реализации приведённых рекомендаций предлагается использование аналогоцифрового комплекса [34] Задачей, на решение которой направлен АЦК, является создании эффективного способа моделирования процесса газификации остатков жидкого ракетного топлива в баках отделяющейся части ступени РКН и устройства на основе физической и математической моделей, путем повышения точности, достоверности, верификации и валидации получаемых результатов [25,35] Основной проблемой при разработке АЦК являются: - определение структуры АЦК; - выбор сложности математической и физической моделей; - организация функционирования (внутренних связей) внутри АЦК, в том числе и синхронизация процессов математического и физического моделирования; - разработка критериев для оценки эффективности моделируемого процесса (влияние параметров процесса на конечные характеристики, например влияния состава газовой смеси на удельный импульс и т.д.). Возможность использования моделей различной сложности: - различные физические модели, например, элементы емкости бака (ЭММУ) и топливный отсек реального бака, модельный компонент (вода) и реальный компонент (керосин); - различные математические модели, например, уравнение Навье - Стокса и метод теплового баланса; - оценка на ранних этапах исследования возможных направлений конструирования бортовых систем, например, системы газификации остатков топлива в баках [36] Указанная задача решается тем, что процесс физического и математического моделирования проводят одновременно, при этом, часть параметров исследуемого процесса, например, давление, температуру берут из физической модели процесса и используют в математической модели, синхронность процессов физического и математического моделирования обеспечивают за счёт введения «математического» времени, т.е. введением обеспечивающей задержки синхронность, в процесс используя математического математическую моделирования, модель процесса, осуществляют пересчёт параметров и рассчитывают различные критерии и показатели, 88 например, текущие тепловые потери, прогнозируемое время завершения процесса газификации и на основании этих критериев и показателей и изменяют параметры физического процесса, например, температуру теплоносителя, массовый секундный расход. Конкретные виды физической и математической моделей определяют из условия совместимости по исследуемым параметрам, скоростям протекания процессов, например, использование уравнения Навье - Стокса, решаемого в пакете ANSYS требует на 1 секунду реального процесса в среднем 300-600 секунд вычислительного времени. Таким образом, использование таких сложных математических моделей в составе АЦК нереально. 89 11 8 2 3 5 6 10 12 4 1 9 16 17 7 13 14 18 15 Рисунок 4.1- принципиальная схема АЦК: 1- компрессор, 2- теплоэлектрического нагревателя, 3- дроссель, 4,5,6,8,9,10 – датчики, 7- ЭММУ, 11- контроллер, 12,13 – АЦП с интегрированной системой верификации данных, 14 – управляющий комплекс, 15 – исходные данные, 16 – математическая модель, 17 – блок обработки данных, 18 сервер совместного расчета параметров и критериев. 90 Последовательность работы АЦК (рисунок 4.1): -запуск стенда (запуск компрессора 1 или забор теплоносителя из ресивера, теплоэлектрического нагревателя 2, открытие дросселя 3 максимальное, для наиболее быстрого прогрева системы); - до выхода на рабочий режим (достижения заданной температуры на выходе из теплоэлектрического нагревателя 2 и выходе из экспериментальной емкости) осуществляется измерение только температуры внутри экспериментальной емкости 7; - после выхода стенда на рабочий режим,датчики давления 4,10, температуры 5, 8 (вход и выход экспериментальной емкости 7), расхода 6 на входе в экспериментальную емкость 7 и процентного состава газа 9, подают данные на контроллер11. Контроллер 11 обрабатывает данные и посылает их на аналого-цифровой преобразователь с интегрированной системой верификации данных 12 для перевода показаний датчиков 4-6, 8-10в цифровой. Управляющий комплекс13, совмещенный с хранилищем базы данных (показание всех датчиков), накапливает получаемые данные и задает различные варианты рабочего давления подачи теплоносителя через дроссель3 в магистрали давления, температуру теплоэлектрического нагревателя 2, согласно заранее заданной программе проведения эксперимента 14 (циклограммы секундного расхода теплоносителя и его температура). Управляющий комплекс13 контролирует поступающие измерения с датчиков 4-6, 8-10. После проверки достоверности поступающих данных из датчиков управляющий комплекс 13 привязывает данных ко времени и структурирование в виде таблиц. Таблицы полученных параметров поступают в блок совместного расчета параметров и критериев для обработки сервером совместного расчета параметров и критериев17 [37] Для синхронизации времени физического и математического экспериментов вводиться дополнительные циклы в программу расчета математической модели (для выбранных математических моделей процесс моделирования идет в несколько раз быстрее, чем физический процесс). В процессе работы сервер 17, с определенным временным ожиданием, определяемым в процессе эксперимента, и зависимым от сложности математической модели, передает данные в блок обработки данных 16, который используя 91 математическую модель процесса 15, рассчитывает параметры и критерии, заданные в процессе написания программы обработки данных и математической модели. Данные вносятся в базу данных для сравнительного анализа и моделирование изменений текущих условий протекания физического процесса (изменение параметров во время эксперимента, например температура теплоносителя и его массовый расход) [38] 4.2 Математические модели АЦК Математическая модель процесса испарения в общем виде одинакова как для ЭМУ №1, ЭМУ №2, так и для топливного бака, однако наличие различных устройств, их количества приводит к необходимости конкретного описания каждого объекта. На рисунке 4.2 приведена общая схема взаимодействия тепловых потоков физических объектов (ТН, стенки бака, газ наддува, испаряемая жидкость), участвующих в процессе теплообмена внутри ёмкости (бака), которая иллюстрирует достаточно сложный механизм теплообмена. Рисунок 4.2 – Тепловые потоки и их составляющие (конвективные, кондуктивные, излучение) между участниками взаимодействия На рисунке 4.3 приведено фото ЭМУ№1, а на рисунке 4.4 приведено фото ЭМУ №2 92 Рисунок 4.3 - Экспериментальная модельной ёмкости №1 для исследования процессов испарения модельных жидкостей (вода, спиртовая смесь) и керосина при параметрах ТН: избыточное давление в ёмкости 0 – 1,5 атм., массовый секундный расход 100 – 500 л/мин.; углы ввода теплоносителя 00 , 300 , 450; температура теплоносителя 1000 С – 1500 С; скорость входа ТН ….м/с; состав теплоносителя – воздух; состав газовой подушки – воздух. Рисунок 4.4 - Экспериментальная модельной ёмкости №2 в вакуумной камере для исследования процессов испарения модельных жидкостей (вода, спиртовая смесь) и керосина в вакуумную камеру. Диапазоны давления в вакуумной камере 0,1 – 1,0 атм. Производительность форвакуумного насоса для откачки газифицированной смеси до 500 л/мин. Абсолютное давление в ёмкости 0,1 – 3,5 атм., массовый секундный расход 100 – 500 л/мин.; углы ввода теплоносителя 00 , 300 ; температура теплоносителя 1000 С – 1500 С; скорость входа ТН ….м/с. Состав теплоносителя – воздух, азот; состав газовой подушки – воздух, гелий. 93 Исходная система уравнений для исследования процесса испарения жидкости взята в соответствии с работой [14], при этом она преобразована с учётом использования не химического механизма получения тепла, а за счёт подачи горячих газов, т.е. термодинамического источника тепла. Изменение массы продуктов испарения в объеме бака можно записать в следующем виде: dm m тн m и m д , d тн - массовый расход ТН; где: m и и ( p s* p s ) F - массовая скорость испарения жидкости; m где и - коэффициент массоотдачи определяется экспериментально [24]; p s (4.1) - парциальное давление испарившейся жидкости у поверхности жидкости, принимаемое равным давлению насыщенных паров при температуре поверхности (имеются табличные значения[24]); p s - текущее парциальное давление испарившейся жидкости в свободном объёме бака; Fи - площадь испарения жидкости, является граничным условием, например, «зеркало»; p m д тр m Fтр б - массовый расход жидкости уходящей через дренажное отверстие, Tб где тр - коэффициент расхода; Fтр - площадь выходного сечения дренажного отверстия; pб - давление в смеси газов в баке (газ наддува испарившаяся жидкость и ТН); Tб - температура газовой смеси в баке; k 1 k m Rб 2 k 1 - газодинамическая функция. k 1 Начальные условия в τ=0 m 0 mв , где mв - масса воздуха в баке. Уравнение изменения плотности газа в емкости имеет вид: dб 1 (m тн m и m д ) , d Vб где Vб - объем бака. Начальное условие - плотность воздуха. Уравнение изменения давления в газовой подушке в соответствии с [14]: dpб k 1 dQ p V dk тн iд m д б б2 ) , ( iтн m d Vб d (k 1) d где Q - суммарное поступление тепловой энергии в емкость; k iтн R TТН - энтальпия ТН; k 1 (4.2) (4.3) 94 k R Tб - энтальпия смеси газов (ТН, воздух, испарившаяся жидкость) на выходе k 1 из бака; k - адиабатическая постоянная. Температура газовой подушки в емкости определяется по формуле Менделеева – Клапейрона [39]: p V Tб б б , (4.4) R б где R – газовая постоянная смеси газов. Распределении тепловой энергии (уравнение теплового баланса) имеет вид: (4.5) Q Qгаз Qжидк Qпл Qст , где Qгаз Qконв ГТН Qл учГ ТН Qтепл ГТН - энергия расходующаяся на нагрев газа, iд Qконв ГТН ТН Fст.б (TТН TГ ) - конвективная составляющая энергии, где ТН - коэффициент теплоотдачи ТН, является функцией от температуры и давления ( ТН f (T , p) ); Fст.б - площадь стенок емкости, в которую заключен газ; TТН - температура ТН TГ - температура газа; 4 QлучГ ТН Г Fст.б (TТН TГ4 ) - лучистая составляющая энергии, - постоянная Стефана-Больцмана 5 ,67 10 8 Вт / м 2 К 4 Г - степень черноты горячего воздуха, в перспективе предполагается использовать зависимости от различных газов; Температура газа находится из уравнения[39]: Qгаз dTГ , (4.6) d сГ mГ где c Г - теплоёмкость воздуха; mГ - масса воздуха в емкости. где Qжидк Qконв ЖТН Qл учЖ ТН Qконв Ж Г Qл учЖ Г Qконв Ж ПЛ Qл учЖ ПЛ , где QконвЖТН ТН FКРТ (TТН TКРТ ) - конвективная составляющая теплообмена жидкостью и теплоносителем; где FКРТ - площадь поверхности жидкости; TТН - температура теплоносителя; TКРТ - температура жидкости; 4 4 лучистая составляющая теплообмена QлучГ ТН КРТ FКРТ (TТН TКРТ )жидкостью и теплоносителем; где КРТ - степень черноты жидкости; QконвЖ Г Г FКРТ (TГ TКРТ ) - конвективная составляющая теплообмена жидкостью и газом; где Г - коэффициент теплоотдачи газа, находится экспериментально; между между между 95 4 QлучЖ Г КРТ FКРТ (TГ4 TКРТ ) - лучистая составляющая теплообмена между жидкостью и газом; QконвЖ ПЛ КРТ FКРТ (TКРТ TПЛ ) - конвективная составляющая теплообмена между жидкостью и пластиной; где TПЛ - температура пластины; КРТ - коэффициент теплоотдачи жидкости, находится экспериментально; 4 4 QлучЖПЛ КРТ FКРТ (TКРТ TПЛ ) - лучистая составляющая жидкостью и пластиной; Температуру жидкости находим из уравнения: Qжидк dTКРТ , d сКРТ mКРТ теплообмена между (4.7) где cКРТ - теплоёмкость жидкости; mКРТ - масса жидкости. Qпл QконвПЛ Г QлучПЛ Г QконвПЛ Ж QлучПЛ Ж QконвПЛТН QлучПЛ ТН , где QконвПЛ Г Г FПЛ (TПЛ TГ ) - конвективная пластиной и газом; где FПЛ - площадь поверхности пластины; составляющая теплообмена между 4 QлучПЛ Г ПЛ FПЛ (TПЛ TГ4 ) - лучистая составляющая теплообмена между пластиной и газом; где ПЛ - степень черноты пластины; QконвПЛ Ж КРТ FПЛ (TКРТ TПЛ ) - конвективная составляющая теплообмена между жидкостью и пластиной; 4 4 QлучПЛ Ж ПЛ FПЛ (TКРТ TПЛ ) - лучистая составляющая теплообмена между жидкостью и пластиной; QконвПЛТН ТН FПЛ (TТН TПЛ ) - конвективная составляющая теплообмена между пластиной и теплоносителем; 4 4 QлучПЛ ТН ПЛ FПЛ (TПЛ TТН ) - лучистая составляющая теплообмена между пластиной и теплоносителем; Температуру пластины находим из уравнения: dTПЛ Qпл , d сПЛ mПЛ где c ПЛ - теплоёмкость пластины; mПЛ - масса пластины. Qст Qконв.СТЕКЛО Г QлучСТЕКЛО Г QконвСТЕКЛОТН QлучСТЕКЛО ТН (4.8) QконвСТАЛЬТН QлучСТАЛЬТН Qконв.СТАЛЬ Г QлучСТАЛЬ Г QлучСТЕКЛО ВН QлучСТАЛЬВН , где QконвСТЕКЛО Г Г FСТЕКЛО (TСТЕКЛО TГ ) - конвективная составляющая теплообмена между стеклянной поверхностью стенки и газом; где FСТЕКЛО - площадь стеклянной поверхности стенки; TСТЕКЛО - температура стеклянной поверхности стенки; 96 4 QлучСТЕКЛО Г СТЕКЛО FСТЕКЛО (TСТЕКЛО TГ4 ) - лучистая составляющая теплообмена между стеклянной поверхностью стенки и газом; где СТЕКЛО - степень черноты стеклянной поверхности стенки; QконвСТЕКЛОТН ТН FСТЕКЛО (TСТЕКЛО TТН ) - конвективная составляющая теплообмена между стеклянной поверхностью стенки и теплоносителя; 4 4 QлучСТЕКЛО Г СТЕКЛО FСТЕКЛО (TСТЕКЛО TТН ) - лучистая составляющая теплообмена между стальной поверхностью стенки и теплоносителем; QконвСТАЛЬ Г Г FСТАЛЬ (TСТАЛЬ TГ ) - конвективная составляющая теплообмена между стальной поверхностью стенки и газом; где FСТАЛЬ - площадь стальной поверхности стенки; TСТАЛЬ - температура стальной поверхности стенки; 4 QлучСТАЛЬ Г СТАЛЬ FСТАЛЬ (TСТАЛЬ TГ4 ) - лучистая составляющая теплообмена между стальной поверхностью стенки и газом; где СТАЛЬ - степень черноты стальной поверхности стенки; QконвСТАЛЬТН ТН FСТАЛЬ (TСТАЛЬ TТН ) - конвективная составляющая теплообмена между стальной поверхностью стенки и теплоносителя; 4 4 QлучСТАЛЬ Г СТАЛЬ FСТАЛЬ (TСТАЛЬ TТН ) - лучистая составляющая теплообмена между стальной поверхностью стенки и теплоносителем; 4 - лучистая составляющая теплообмена с стальной QлучСТАЛЬ ВН СТАЛЬ FСТАЛЬ TСТАЛЬ поверхности стенки с внешней средой. 4 - лучистая составляющая теплообмена с QлучСТЕКЛО ВН СТЕКЛО FСТЕКЛО TСТЕКЛО стеклянной стенки с внешней средой. Температура стеклянной стенки находим из уравнения: dTСТЕКЛО QСТЕКЛО , (4.9) d сСТЕКЛО mСТЕКЛО где QСТЕКЛО Qконв.СТЕКЛО Г Qл учСТЕКЛО Г Qконв СТЕКЛОТН Qл учСТЕКЛО ТН Qл учСТЕКЛО ВН ; cСТЕКЛО - теплоёмкость стеклянной стенки; mСТЕКЛО - масса стеклянной стенки. Температура стальной стенки находим из уравнения: dTСТАЛЬ QСТАЛЬ , (4.10) d сСТАЛЬ mСТАЛЬ где QСТАЛЬ Qконв СТАЛЬТН Qл учСТАЛЬТН Qконв.СТАЛЬ Г Qл учСТАЛЬ Г Qл учСТАЛЬ ВН cСТАЛЬ теплоёмкость стельной стенки; mСТАЛЬ - масса стальной пластины. Начальные условия для жидкости принимаются в виде «зеркала». Значения теплофизических констант для ЭМУ принимаются в следующими: - температура теплоносителя 373-423 К; - массовый секундный расход 100-300 л/мин; - температура в ЭММУ 293°К; - масса газифицируемой жидкости 50 гр. 97 На рисунке 4.5 приведена блок-схема алгоритма расчёта параметров процесса испарения жидкости. 98 Рисунок 4.5. Блок-схема алгоритма расчета параметров процесса испарения жидкости. В приведённой системе уравнений проблемными вопросами является определение коэффициентов теплоотдачи, которые являются функциями конкретных условий взаимодействия и аналитическое определение их невозможно. 99 4.3 Физические модели АЦК Физическая составляющая АЦК представляет собой набор измерительноконтрольной аппаратуры. Таблица 4.1 Датчики контроля и регистрации 1. Датчик давления АИР-20М2 2. Датчик температуры ТС1088 Максимальный верхний предел измерений Предел перегрузки (предельно допускаемое рабочее давление) Основная погрешность 600 кПА 2,5 МПА от 0,075 % Диапазон измерений -50...+200 °С Длина монтажной части L 60 мм Условное давление 6,3 МПа Показатель тепловой инерции 30 с 3. Измеритель-регулятор технологический Диапазон измерений -50...+200 °С ИРТ 5920Н Климатическое исполнение -30...+65 °С Время установления рабочего режима не более 30 мин. Пределы допускаемой основной приведенной погрешности относительно НСХ ±0,2 % 100 4. Датчик расхода FESTO SFAB – 600U - Диапазон измерений 6…600 л/м 2SA Максимальное давление 6 атм Предельная погрешность Рабочая температура 0,3 % -20…+80 °С Число измерительных каналов - 8 5.Аналогово-цифровой преобразователь B – Разрядность - 16 бит 480G Быстродействие – 250 Квыб/с (R ист. сигнала не более 1 кОм) 100 Квыб/с (R ист. сигнала не более 1 MОм) Диапазон входного сигнала ± 10 В 7. Персональный компьютер CPU Pentium 4 ОЗУ 1024 HDD 40Gb ОС Windows XP Установленный пакет программ Statistica 8.0 Система обработки данных АЦП ADC 2.3.8 101 Рисунок 4.6 - Схема подключения датчиков и управления пневмосистемой Программное обеспечение для АЦК используется как стороннее так уникальные программные продукты разработанные специально для данной системы. В настоящее время осуществляется тонкая настройка и отработка алгоритмов работы АЦК на виртуальной модели, на которой сигналы измерительной аппаратуры генерируются математической моделью. Целью данного этапа является отработка синхронности процесса расчета математической модели и процесса протекания физического моделирования. 4.4 Выводы по главе 4 На основании проведённых в главе исследований получены следующие основные результаты 1. Рассмотрен состав и назначение аналого-цифрового комплекса для параллельного математического моделирования процессов, исследуемых на стенде. Показаны возможности АЦК для решения задач валидации и верификации исследуемых на стенде процессов. 2. Приведена математическая модель для исследования процесса тепло-и массообмена, алгоритм её интегрирования, определены возможные физические измеряемые параметры (температура, давление, массовый секундный расход теплоносителя) и места их использования в алгоритме интегрирования для использования в математическом моделировании. Введены критерии, расчёт которых подтверждает (или опровергает) достоверность получаемых результатов. 3. Представлена физическая модель АЦК в составе экспериментального стенда. Сформированы основные требования к функционированию АЦК, в частности, разработки алгоритма синхронизация математического и физического времени. 102 4. Показана возможность повышения достоверности и точности получаемых результатов математического моделирования за счёт использования в математическом моделировании физических измерений, учитывающих нелинейные эффекты, которые затруднено описать в упрощённой математической модели, например, углы ввода теплоносителя, введение ультразвукового акустического взаимодействия с различной ориентацией зон воздействия и т.д. 103 ГЛАВА 5 ВЫБОР ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСКИХ ПАРАМЕТРОВ СИСТЕМЫ ГАЗИФИКАЦИИ 5.1 Основные задачи и схема системы газификации. Проектно-конструктивные параметры Система газификации жидких остатков КРТ является составной частью АБСС, основанной на использовании энергетического ресурса, заключенного в невырабатываемых жидких остатках КРТ в баках, для совершения дополнительных маневров, с применением ГРД или сопел сброса. Возможная принципиальная схема АБСС приведена на рисунке 5.1. Рисунок 5.1 – Принципиальная схема системы снижения воздействия ОЧ ступеней РКН: 1 – емкость с окислителем; 2 – емкость с горючим; 2 – ЖГГ; 4 – баллон с газом наддува; 5 – ГРД или сопла сброса; 6 – приводы качания камер ГРД; 7 – смесительный коллектор Принцип работы АБСС основан на организации процесса газификации остатков КРТ в баках ОЧ ступеней РКН и выброса через сопла сброса или ГРД продуктов газификации в ОКП, в том числе и в атмосферу до высот 50 км, при этом предполагается, что под воздействием факторов космического пространства произойдёт их разложение до нетоксичных составляющих и допустимых концентраций [40] На этом направлении решения задачи снижения техногенного воздействия, в соответствии с рекомендациями [41], орбитальные ОЧ ступеней РКН и РБ остаются на орбитах, однако при этом отсутствует вероятность их взрыва, а площади районов падения сохраняются, при этом проливы КРТ на грунты практически отсутствуют. Это направление 104 решения задач в настоящее время частично (без газификации остатков топлива) используется при эксплуатации РКН на токсичных компонентах топлива «Протон-М» [42] Общая схема процесса газификации жидких остатков КРТ в баках отделяющихся частей ступеней РКН и РБ поясняется последовательность действия (рисунок 5.2). Рисунок 5.2 - Схема процесса газификации: 1 – система получения теплоносителя; 2 - топливные баки РКН; 3 – система управления работой системы газификации Ключевым элементом в АБСС, требующим дополнительного исследования является система газификации, которая должна обеспечивать решение следующих задач: 1.Получение горячего газа (теплоносителя) с определенными параметрами: - температура; - массовый-секундный расход; - химический состав; - частота и звуковое давление, генерируемые акустическим излучателем. 2. Подача в баки Продукты газификации получаемые на выходе из топливного бака включают в свой состав: - теплоноситель; - газ наддува; - испарившийся КРТ. Решение 1 задачи Основная часть получаемых газифицированных продуктов приходится на ТН, вырабатываемый газогенератором, поэтому химический состав ТН должен обеспечивать максимальный удельный импульс. Существующие газогенераторы работающие на жидких и твердых КРТ [19,43,44] предназначены для решения различных задач, таких как: - раскрутка лопаток турбонасосного агрегата ЖРД, где необходима максимальная кинетическая энергия генераторного газа и максимально пониженная температура газа, например, газ для раскрутки ТНА, получаемый в ЖРД с циклом фазового перехода. Газ для раскрутки ТНА получают пропуская жидкий водород через контур охлаждения камеры ЖРД 105 [44] Екmax m 2 2 (5.1) - наддув баков ОЧ ступеней РКН, где необходима максимальная потенциальная энергия генераторного газа, при этом работа тратиться на изменение внутренней энергии газа dA pdV RTdV , V (5.2) при этом потребность в тепловой энергии и химическом составе газов отсутствует. В задачах газификации жидких остатков КРТ необходимы большие запасы тепловой энергии, заключенной в потоке ТН, что определяет требования к повышению теплоёмкости генерирующего газа и химического состава газа. max QТН СmТ (5.3) На рисунках 5.3, 5.4 приведены пневмогидравлические схемы системы газификации жидких остатков КРТ с использованием однокомпонентного и двухкомпонентного ГГ. Рисунок 5.3 – Элементарная схема системы получения теплоносителя для газификации остатков КРТ: 1 – шарбаллон с газом высокого давления; 2 – клапан; 3 – редуктор давления; 4 – шар - баллон с горючим для ГГ; 5 – шар-баллон с окислителем для ГГ; 6 – дроссели; 7 – мембраны; 8– двухкомпонентный газогенератор; 9 – газоструйный излучатель Газ высокого давления, заключенный в баллоне 1, поступает через клапан 2 в газовый редуктор 3, где его давление снижается до необходимого значения. Далее газ поступает в выжимные ёмкости 4,5, откуда топливо вытесняется и по трубопроводам поступает через дроссели 6 в камеру газогенератора 8, разрывая установленную на трубопроводе мембрану 7. Поступившее в газогенератор топливо воспламеняется и полученный теплоноситель поступает через газоструйный излучатель 9 в бак с остатками КРТ. 106 Принципиальная схема системы получения теплоносителя для газификации остатков КРТ, представленная на рисунке 5.3, схожа с системой газификации остатков КРТ, представленной на рисунок 5.4. Отличие лишь в используемом газогенераторе и параметрах получаемого теплоносителя (массовый секундный расход и химический состав). Рисунок 5.4 – Элементарная схема системы получения теплоносителя для газификации остатков КРТ: 1 – шарбаллон с газом высокого давления; 2 – клапан; 3 – редуктор давления; 4 – шар-баллоны с топливом для ГГ (выжимные ёмкости);5 – дроссель; 6 – мембрана; 7– однокомпонентный газогенератор; 8 – газоструйный излучатель В схемах приведенных на рисунках 5.3, 5.4 количество шар - баллонов для размещения газа высокого давления – 1 шт. для обеих вариантов, а количество шар-баллонов под топливо для ГГ будет определяться величиной невыработанных остатков КРТ в баках. 5.2 Состав системы газификации и основные конструктивные параметры. Критерии выбора конструктивных параметров В состав СГ входят следующие элементы (рисунок 5.5): - систему получения теплоносителя на основе газогенераторов (ЖГГ, ТГГ), - запасы сжатого газа в шар-баллонах, - топливо для ЖГГ в шар-баллонах с выжимной системой или ТГГ, - систему ввода ТН, - систему регулирования и подачи топлива в ГГ. 107 Рисунке 5.5 - Обощённый состав системы газификации 1. Ёмкости с окислителем и горючим Предназначены для хранения и последующей мембранной подачей КРТ в ГГ с целью получения ТН для газификации жидких остатков КРТ, например АТ, НДМГ, керосина, H2 и О2. Использование определённого типа топлива для работы ГГ определяется схемным решением по организации функционирования системы газификации жидких остатков КРТ и возможностями наземной инфраструктуры стартовых комплексов и самого РКН. В таблице 5.1 приведены возможные топливные пары для работы ГГ. Таблица 5.1 – Топливные пары для ГГ Газифицируемые остатки КРТ АТ + НДМГ Керосин + О2 H2 + O2 Используемый ГГ ЖГГ Топлива для ГГ АТ*+НДМГ ЖГГ АТ+НДМГ* ЖГГ Керосин+О2 ЖГГ H2O2 ПГГ ЖГГ, ПГГ Пороховой заряд H2O2 Для работы ЖГГ рекомендуется использовать штатные КРТ, например, на основе АТ и НДМГ, керосина и О2. 108 По причине самовоспламенения топливной пары АТ+НДМГ, подача продуктов сгорания проходит с избытком того компонента, который газифицируется (в таблице 5.1 КРТ подаваемый с избытком имеет символ *). 2. Ёмкости со сжатым газом Предназначены для хранения сжатого газа, используемого в качестве рабочего тела системы наддува топливных ёмкостей ГГ. 3. ГГ для получения ТН Одним из основных элементов СГ является ГГ, необходимый для получения ТН с определенными параметрами: температура, расход, химический состав. Газобаллонная система с подогревом газа Учитывая значительный период процесса газификации (τ=150÷1000 с.), большие массовые секундные расходы теплоносителя, подающегося в топливные баки ОЧ РКН ( 0 ,01 2 кг / с ) и требования по обеспечению высокой температуры теплоносителя m (Т=900÷15000К), то применение данного типа затруднено из-за высоких габаритно-массовых характеристик и сложности по обеспечению заданных параметров теплоносителя в широком диапазоне регулирования. Твердотопливные газогенераторы (ТГГ) Являются наиболее компактным источником рабочего газа, у которых температура продуктов сгорания лежит в пределах 1370÷14700К. В течение многих лет для этих целей использовались топлива двух типов двухосновные с большим недостатком окислителя (жидкие нитроэфиры) и смесевые топлива на основе нитрата аммония. Жидкие нитроэфиры могут диффундировать к границам заряда, уменьшая его прочность. Продукты сгорания этих топлив имеют чрезмерно высокую температуру или содержат в большом количестве твердые частицы углерода, что недопустимы для последующего использования продуктов газификации в ГРД (возможное засорение форсунок). С другой стороны, составы на основе нитрата аммония имеют относительно низкую плотность, гигроскопичны и сравнительно плохо воспламеняются. Особенностью порохов является отрицательный кислородный баланс продуктов сгорания, что обуславливает, возможность догорания в баке окислителя, ведущее к увеличению температуры. Схема газификации остатков КРТ, основанная на использовании ТГГ представлена на 109 рисунке 5.6. Рисунок 5.6 – Схема газификации остатков КРТ с использованием ТГГ С другой стороны использование ТГГ позволяет формировать заранее заданный состав ТН, при этом достигается следующее: - исключаются элементы жидкостного газогенератора (ёмкости для топлива с мембранами, сжатого газа, соответствующие магистрали и автоматика); - упрощается эксплуатация РКН при подготовке к пуску (нет заправочных станций, этапа заправки); - при приготовлении ТГГС для каждого КРТ имеется возможность включения в состав заданных элементов, например, в составе ТН для бака горючего, кроме обеспечения создания избытка горючего, возможно включение металлического алюминия или компонента, выбранного из группы гидрид содержащих соединений лёгких металлов для повышения энергетики. Из соображений надежности и безопасности следует применять для жидкого окислителя ТГГС с избытком кислорода, чтобы в смеси не было горючих газов (водорода, CO), а для жидкого горючего - ТГГС с недостатком кислорода, чтобы в смеси не было газовокислителей (кислород, оксиды азота). Это можно легко сделать, взяв на основу обычную композицию высоко импульсного смесевого твёрдого ракетного топлива, но скомпоновав ее так, чтобы одна часть содержала больше окислителя, а другая – больше горючего. Кроме того, ТГГС должен быть устойчив к перегрузкам, вибрациям, иметь производственно-технологическую базу и т.д. 110 Количество ТГСС определяется из условия получения заданного количества теплоты для испарения остатков КРТ в баках путём подачи туда ТН (с учётом тепловых потерь на нагрев бака) с последующей реализацией получившейся смеси через ГРД или сопла сброса. Использование имеющегося на ступени РКН газогенератора для раскрутки ТНА затруднено, ввиду того, что процесс газификации остатков КРТ проходит после выключения основной двигательной установки ступени. Однокомпонентные жидкостные газогенераторы 1) ЖГГ на основе перекиси водорода Рисунок 5.7 - Изменение теоретической температуры Т и удельной работоспособности RT парогаза в зависимости от концентрации перекиси водорода при использовании твердого катализатора Для разложения перекиси водорода H 2O2 применяют жидкие катализаторы (водные растворы перманганатов калия и натрия) и различные типы твердых катализаторов. В качестве твердого катализатора используются зерна какого-либо пористого вещества, в порах которого осаждено катализирующее вещество перманганат калия и др., или катализирующие сетки из серебряной проволоки. На рисунке 5.7 показано изменение теоретической температуры Т и удельной работоспособности RT парогаза в зависимости от концентрации перекиси водорода при использовании твердого катализатора. Применение данного типа сопряжено со значительными запасами катализатора. 2) ЖГГ на основе гидразина и его производных. Характер процесса каталитического разложения гидразина довольно сложен и зависит от геометрической формы и размеров камеры разложения, природы и характеристик катализатора, времени разложения и других факторов. В качестве катализатора разложения гидразина широко применяется катализатор, состоящий из таблетизированной окиси 111 алюминия Al2O3 с большой площадью поверхности пропитанной иридием (33 % иридия и 67 % окиси алюминия), и размером частиц 0,8 – 1,2 мм. Также применяют катализаторы на основе железа, никеля и кобальта, осажденных на подложку из окиси алюминия. Для времени пребывания продуктов разложения в газогенераторе 0,005-0,01 с параметры рабочего тела характеризуются следующими значениями [29]: T 1360 K ; R 559 Дж ; k=1.27 кг град 3. ЖГГ на основе НДМГ Для организации процесса разложения НДМГ применяют в основном следующие типы газогенераторов: с подачей всего НДМГ через форсуночную головку; с заполнением камеры ГГ каким-либо материалом, например, графитом, медью и т.д.; с организацией противотока между жидким НДМГ, поступающим по трубкам с одной стороны, и горячими продуктами его разложения с другой стороны. Для ГГ первого типа характерно термическое разложение НДМГ, а в двух других может иметь место термокаталитический процесс. Для приближенных проектных расчетов ГГ рекомендуются следующие средние значения параметров [29]: T 900 K ; R 559 Дж ; k=1.2 кг град Применение данных типов на основе гидразина и НДМГ позволяет их рассматривать в качестве устройств для генерации газа при проведении процесса газификации. Двухкомпонентные ЖГГ Применение данных типов наиболее целесообразно ввиду широты регулирования параметров генераторного газа. В качестве компонентов топлива для работы этих ЖГГ можно использовать штатные КРТ, например, на основе азотной кислоты и НДМГ. Данная топливная пара имеет стабильные физико-химические показатели в широком температурном диапазоне эксплуатации, низкую стоимость, компактность в размещении.[28,45] Выбор типа газогенератора зависит от вида остатка КРТ и параметров процесса газификации. Эффективность процесса газификации остатков КРТ определяется работоспособностью генераторного газа, т.е. комплексом RT. На рисунке 5.8 представлен 112 график, характеризующий изменение температуры горения продуктов ГГ при различных значениях коэффициента избытка окислителя. В качестве примера приведены топливные пары: АТ+НДМГ, АК+керосин, О2+керосин. Как видно из графика (рисунок 5.8) наибольший комплекс RT наблюдается при коэффициенте избытка окислителя km≈0,7÷1,5. Рисунок 5.8 – График изменения температуры горения продуктов ГГ при различных коэффициентах избытка окислителя Однако, область допустимых температурных параметров системы газификации не позволяет использовать нейтральный генераторный газ. Таким образом, наиболее целесообразно применять генераторный газ с избытком окислителя km≈0,1÷0,6 и km≈10÷14 соответственно для восстановительного и окислительного ГГ. Температурный диапазон ограничен параметром Tмах 1500 K , согласно температурно-прочностным свойствам 0 применяемых материалов для работы системы газификации. Согласно теоретико-экспериментальных данных [29] в таблице 5.2, 5.3 приведен состав продуктов сгорания на основе топливной пары НДМГ+АТ. Таблица 5.2 - Экспериментальные данные состава продуктов сгорания Cтв CH3NH3 C2H8N2 HCN NH3 N2 Н2 С2H4 К СН4 0 Н2О Дж/ кгК СО km Весовой состав, % T СО2 R 113 5,55 1,17 6,29 6,93 6,94 29,5 1,5 1,35 38,4 - 0,34 0 890 286 0 К 4,77 2,66 - - 10 37,5 2,23 1,3 28,4 2,89 0,47 9,65 сле 1030 283 0,15 ак дуе 3,85 2,9 2,21 - 8,95 33,7 3 1 24,4 3,67 15,3 1,08 1120 282 0,21 т из пр иве денных данных, весовое содержание СО2 и Н2О для ЖГГ с избытком окислителя km≈0,1÷0,6 составляет менее 10%, для ЖГГ с избытком окислителя km≈10÷14 составляет 15÷18%, что необходимо для расчета лучистой составляющей при теплообмене. Таблица 5.3 - Результаты термодинамического расчета состава продуктов сгорания R T Состав продуктов сгорания в парциальных давлениях km Дж/кгК 0 К СО2 N2 H2O O2 NO2 NO 14,69 10 270,4 1683 5,86 11,49 11,72 12,74 6,49 12 266,7 1354 5,15 10,09 10,30 12,12 10,58 14,76 14 250,8 1146 4,63 9,08 9,26 11,17 15,0 13,83 Проведенный анализ существующих ГГ показал возможность их использования в задачах газификации жидких остатков КРТ в баках ОЧ ступеней РКН, однако это будет не оптимально, т.к. теплоёмкость и химический состав получаемого генераторного газа не соответствует требованиям, предъявляемым к нему. Поэтому необходимо создание топлива для ГГ, вырабатывающего ТН, энергии которого будет хватать для газификации всех остатков КРТ, а получаемый на выходе из бака газ возможно будет использовать в качестве самостоятельного ракетного топлива для ГРД, при этом состав топлива для ГГ должен обеспечивать заданную скорость и закон горения генераторного газа в ГРД. 4. Устройство ввода ТН в баки горючего и окислителя Система ввода ТН в баки горючего и окислителя оказывает существенное влияние на формирование скоростных полей, следовательно, и на интенсивность теплообмена газа с граничными поверхностями (стенками бака и поверхностью раздела). 114 Для интенсификации процесса теплообмена предлагается использовать дополнительное УЗ-воздействие, с применением штуцера ввода ТН в топливные баки ОЧ ракет, снабженные газоструйным излучателем. Наиболее предпочтительным вариантом газоструйного излучателя является генератор Гартмана, работающего на сверхкритическом перепаде давления и сокращающий время газификации остатков КРТ на 15% [46-48] 5. Система регулирования подачи компонентов топлива в ГГ На рисунке 5.9 представлена пневмоэлектрическая схема системы регулирования подачи компонентов топлива в ГГ с использованием УЗ генератора. Рисунок 5.9 - Пневмоэлектрическая схема системы регулирования подачи компонентов топлива в ГГ с использованием УЗ генератора: Р – редуктор, ЭПК – электропневмоклапан, ПМ – пиромембрана, УЗ – ультразвуковой генератор По команде разделения ступеней, программно - временное устройство обеспечивает включение (отключение) электропневмоклапана, после чего, сжатый газ, через редуктор, поступает в выжимные ёмкости. Топливо, после срабатывания пиромембран поступает в ГГ, в результате чего, полученный на выходе ТН подается по магистралям, через ультразвуковой генератор, в топливные баки ОЧ РКН. Регулирование подачи компонентов топлива в ГГ осуществляется по средством редуктора, срабатывающего по команде программно - временного устройства. 5.3 Методика выбора проектно-конструктивных параметров Структурная схема методики по выбору проектно-конструктивных параметров системы газификации представлена на рисунке 5.10. Структурно разрабатываемая методика включает в себя: 115 - модель массовой оценки элементов системы газификации; - модель прочностного нагружения конструкции; - модель термодинамических процессов, происходящих в топливных баках ОЧ РКН; - оценка акустического воздействия на процесс газификации жидкости; - выбор конструктивно-компоновочной схемы; - оценка влияния сброса газа наддува на процесс газификации жидкости; - требования и ограничения, накладываемые при работе системы газификации: а) минимальные затраты энергии; Q min( Q ) б) минимальная масса конструкции; GСГ min( GСГ ) в) минимальная масса остатков КРТ GКРТ min( GКРТ ) Модель массовой оценки Выбор конструктивно-компоновочной схемы Оценка влияния сброса газа наддува на процесс газификации жидкости Модель прочностного нагружения конструкции Модель термодинамических процессов, происходящих в топливных баках ОЧ РН Методика выбора проектноконструктивных параметров системы газификации жидких остатков компонентов ракетного топлива Требования для СГ: - минимальные затраты энергии; - минимальная масса конструкции; - минимальные остатки КРТ Оценка акустического воздействия на процесс газификации жидкости Ограничения, накладываемые при работе системы газификации pб pбдоп ; Tб Tбдоп ; зад газиф газиф Рисунок 5.10 - Структурная схема методики выбора проектно-конструктивных параметров системы газификации ОЧ РКН 116 5.4 Выводы по главе 5 1. Проведена постановка задачи системы газифкации жидких остатков компонентов ракетного топлива. Разработаны схема системы газификации в зависимости от типа компонентов ракетного топлива. 2. Определен состав системы газификации, основанный на использова-нии газогенерирующих систем, отличающихся от известных (обеспечение наддува баков/ максимальная потенциальная энергия газа, обеспечение работы турбонасосного агрегата/ максимальная кинетическая энергия газа тем) тем, что получаемый газ должен обладать максимальной тепловой энергией и заданным химическим составом. Определены требования к параметрам ТН. 3. Проведена постановка задачи расчётно-экспериментальной методики определения проектно-конструкторских параметров системы газификации, в том числе: масса топлива для получения теплоносителя, температура и массовый-секундный расход теплоносителя. 117 ЗАКЛЮЧЕНИЕ В соответствии с целями НИР получены следующие основные результаты 1. Проведён анализ отечественных открытых источников литературы по исследованию процессов, связанных с испарением жидкости, в том числе в промышленных установках в наземных условиях. Выявлен ряд отечественных источников для последующего углубленного изучения математических и экспериментальных исследований рассматриваемого процесса, сформулированы задачи на поиск соответствующих материалов по данным зарубежных источников. 2. Для более глубокого понимания гидродинамических процессов остатков жидкого топлива, происходящих в баке ступени ракеты после её отделения, а также формирования исходных данных для установки фазового разделителя (в виде сетки) в топливный бак проведён анализ экспериментальных исследований динамики жидкости в башне невесомости. 3. На основании анализа имеющихся зарубежных материалов по проведённым демонстрационным управляемым спускам вторых ступеней ракет космического назначения «Дельта-4» (США), «HII-B» (Япония) на основе использования газифицированных остатков невырабатываемых компонентов жидкого кислорода и водорода с орбит выведения в акватории Мирового океана. Получены общие сведения о процессах, происходящих в маршевых безгенераторных ЖРД, использующих цикл фазового перехода, на основном режиме «жидкость-жидкость», когда из бака подаётся жидкое топливо, и режиме повторного запуска по схеме «газ-газ», когда из бака подаётся газифицированное топливо. 4. Показана целесообразность исследования газодинамической картины внутри типовых топливных баков и экспериментальной модельной ёмкости при подаче теплоносителя с помощью программного пакета ANSYS для определения поля скоростей натекания на конструктивные элементы внутрибаковых устройств (стрингеры, демпферы, шпангоуты, тоннельный трубопровод). 5. На основании теории подобия сформулированы требования к экспериментальной модельной установке, моделирующий типовой объём топливного бака для проведения лабораторных коэффициентов экспериментов по тепломассообмена) испарению в модельной зависимости от жидкости параметров (определение теплоносителя (температура, скорость, углы входа), дополнительного ультразвукового воздействия. 6. Полученные результаты исследования поля скоростей теплоносителя в типовом 118 топливном баке при наличиии силового набора и тоннельного трубопровода (при скорости ввода 500 м/с) показали: - векторы скоростей могут менять направление своего движения, имеет место турбулизация потока, образование застойных зон, наблюдается пульсационный характер распределения скорости движения; - усреднённые параметры скорости в пристеночной области топливного бака и области тонельного трубопровода находятся в диапазоне от 3 до 15 м/с, на отдельных участках скорость может увеличиваться до 20 – 50 м/с; - преобладающий диапазон изменения угла набегающего потока к поверхности стенки составляет от 00 до 500. 1. Проведено обоснование целесообразности проведения экспериментальных исследований газификации жидкости в вакуумной камере, позволяющее определить коэффициента тепло-и массообмена, теплоотдачи, а в перспективе текущий состав газифицированных продуктов. 7. На основе теории планирования экспериментов разработана программа экспериментальных исследований, включающая в себя проведение дополнительных измерений и экспериментов с целью подтверждения верификации и валидации проводимых экспериментов. 8. Проведена разработка пневматической и электрической схем экспериментального вакуумного стенда для работы в следующих диапазонах по давлению 0.1 – 2 атм. , по температуре 300 - 400 °К, по массовым секундным расходам в диапазоне 100 – 400 л/мин. Разработано техническое задание на вакуумную камеру. 9. Рассмотрен состав и назначение аналого-цифрового комплекса для параллельного математического моделирования процессов, исследуемых на стенде. Показаны возможности АЦК для решения задач валидации и верификации исследуемых на стенде процессов. 10. Приведена математическая модель для исследования процесса тепло-и массообмена, алгоритм её интегрирования, определены возможные физические измеряемые параметры (температура, давление, массовый секундный расход теплоносителя) и места их использования в алгоритме интегрирования для использования в математическом моделировании. Введены критерии, расчёт которых подтверждает (или опровергает) достоверность получаемых результатов. 119 11. Представлена физическая модель АЦК в составе экспериментального стенда. Сформированы основные требования к функционированию АЦК, в частности, разработки алгоритма синхронизация математического и физического времени. 12. Показана возможность повышения достоверности и точности получаемых результатов математического моделирования за счёт использования в математическом моделировании физических измерений, учитывающих нелинейные эффекты, которые затруднено описать в упрощённой математической модели, например, углы ввода теплоносителя, введение ультразвукового акустического взаимодействия с различной ориентацией зон воздействия и т.д. 13. Проведена постановка задачи системы газифкации жидких остатков компонентов ракетного топлива. Разработаны схема системы газификации в зависимости от типа компонентов ракетного топлива. 14. Определен состав системы газификации, основанный на использова-нии газогенерирующих систем, отличающихся от известных (обеспечение наддува баков/ максимальная потенциальная энергия газа, обеспечение работы турбонасосного агрегата/ максимальная кинетическая энергия газа тем) тем, что получаемый газ должен обладать максимальной тепловой энергией и заданным химическим составом. Определены требования к параметрам ТН. 15. Проведена постановка задачи расчётно-экспериментальной методики определения проектно-конструкторских параметров системы газификации, в том числе: масса топлива для получения теплоносителя, температура и массовый-секундный расход теплоносителя. 120 СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ 1. R. P. Patera, K. R. Bohman, M. A. Landa, Controlled deorbit of the DELTA IV upper stage for the DMSP-17 mission, Proceedings of the 2nd IAASS Conference “Space Safety in a Global World” 14-16 May 2007, Chicago, USA (ESA SP-645, July 2007). 2. Kazuo Takase, Masanori Tsuboi, Shigeru Mori, Kiyoshi Kobayashi, Successful demonstration for upper stage controlled re-entry experiment by «H-IIB» launch vehicle, Mitsubishi Heavy Industries Technical review Vol. 48 No. 4 (December 2011). 3. Makoto, A. et al., H-IIB Launch Vehicle Result of Test Flight and Plan of 2nd Flight, Aeronautical and Space Sciences Japan, Vol. 59, No. 684 (2011) p. 24-27 4. Kazuo, T. et al., Upper Stage Controlled Re-entry Experiment by H-IIB Launch Vehicle, 28th ISTS Paper, 2011-g-16. 5. http://www.astrium.eads.net/ 6. http://www.arianespace.com/index/index.asp 7. Трушляков В.И. Снижение техногенного воздействия ракетных средств выведения на жидких токсичных компонентах ракетного топлива на окружающую среду: монография / В.И. Трушляков, В.В. Шалай, Я.Т. Шатров; ред. В.И. Трушляков. – Омск: изд-во ОмГТУ, 2004. – 220 с. 8. Обоснование и создание дополнительных бортовых систем РН с ЖРД из условия снижения техногенного воздействия на окружающую среду: отчет о НИР. Шифр «СиневаО», / ОмГТУ; науч. рук. В.И. Трушляков; исполн.: В.Ю. Куденцов и др. – Омск, 2010 – 2012. 9. Ландау Л.Д. Теоретическая физика: учебн. пособие. В 10 т. Гидродинамика / Л.Д. Ландау, Е.М. Лифшиц. – Т.4. – М.: Наука. – 1986. - 736 с. 10. Шалай В.В. Теоретические основы и методология процессов термического обезвреживания остатков топлива в отделившихся частях ракет: дис… докт. техн. наук.Омск: ОмГТУ, 2000. – 493 с. 11. Касилов В.Ф. Справочное пособие по гидрогазодинамике для теплоэнергетиков. – М.: Издательство МЭИ, 2000. – 272 с. 12. Одинцов П.В. Разработка методики выбора проектных параметров бортовых систем газификации жидких остатков топлива ракетных средств выведения: дис… канд. техн. наук.- Омск: ОмГТУ, 2009. – 128 с. 121 13. Мишин В.П. Основы проектирования летательных аппаратов. Учебник для технических вузов / В.П. Мишин, В.К. Безвербый, Б.М. Панкратов и др.: Под ред. В.П. Мишина. – М.: Машиностроение, 1985. – 360 с. 14. Беляев Е.Н., Чванов В.К., Черваков В.В. Математическое моделирование рабочего процесса жидкостных ракетных двигателей: Учебник. / Под ред. В.К. Чванова.- М.: Изд-во МАИ, 1999.- 228 с. 15. www.ansys.ru 16. www.ansyssolutions.ru 17. www.ansys.com 18. Трушляков В.И. Газификация жидких остатков ракетного топлива в условиях малой гравитации // В.И. Трушляков, В.Ю. Куденцов // Полёт. – 2011. №3 – С.33-40. 19. Беляев Н.М. Системы наддува топливных баков ракет / Н.М. Беляев. – М.: Машиностроение, 1976. – 336 с. 20. Андресон Д. Вычислительная гидромеханика и теплообмен Т.1., Т.2, Д.Андресон, Дж.Таннехилл, Р.Плетчер –. М.: Мир. 1990 21. Амосов А.А. Вычислительные методы для инженеров / А.А. Амосов, Ю.А. Дубинский, Н.П. Копченова. - М.: Высшая школа, 1994. – 544 с. 22. Теоретические основы процесса газификации низкокипящих и высококипящих остатков компонентов жидкого топлива в отделяющихся частях ракет-носителей в условиях невесомости при нарушении сплошности и неопределённости положения: отчет о НИР (промежуточный) / ОмГТУ; науч. рук. В. И. Трушляков; исполн.: В.Ю. Куденцов и др. – Омск, 2009. – 264 с. – Гос. рег. №01200960927 (шифр «Синева-0» этап 2) 23. Островский Г.М. Прикладная механика неоднородных сред. СПб: Наука, - 2000. – 359 с. 24. Теоретические Тепломассообмен: основы учеб. хладотехники пособие для Теоретические вузов по основы специальности хладотехники. "Холодильные и компрессорные машины и установки" / С. Н. Богданов [и др.] ; под ред. Э. И. Гуйго, 1986. – 319 с. 25. Трушляков В.И. / Экспериментальные исследования процесса низкотемпературной газификации жидкости / В.И. Трушляков и др. // Омский научный вестник. – 2011. – №2 (100). – С. 150 – 154. 26. Трушляков В.И. Разработка критериев для оценки параметров процесса газификации жидкого ракетного топлива в условиях малой гравитации / В.И. Трушляков и 122 др. // Омский научный вестник. – 2010. – №2 (90). – С. 97 – 100. 27. Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике: Учебник для авиационных специальностей вузов / Под общ. ред. академика В.С. Авдуевского и проф. В.К. Кошкина. - М.: Машиностроение, 1992. - 528 с. 28. Лариков Н.Н., Теплотехника - М.: Стройиздат, 1985. 29. Алтунин В.А. Исследование особенностей теплоотдачи к углеводородным горючим и охладителям в энергетических установках многоразового использования. Книга первая./ В.А. Алтунин. – Казань: КГУ им. В.И. Ульянова – Ленина, 2005. – 272 с. 30. Гортышов Ю.Ф., Дресвянников Ф.Н., Идиатуллин Н.С. Теория и техника теплофизического эксперимента, (под ред. В. К. Щукина). М.: Изд-во «Энергоатомиздат», 1985. С. 20-99. 31. Гортышов Ю.Ф., Олимпиев В.В. Теплообменные аппараты с интенсифицированным теплообменом. Казань: Изд-во КГТУ-КАИ им. А.Н. Туполева. 1999. 176 с. 32. ГОСТ Р 5184.7 – 2005 Оценка систем менеджмента качества. Москва Стандартинформ. 2005. 33. ГОСТ Р ИСО 10006-2005. Руководство по менеджменту качества при проектировании. Стандартинформ. 2005. 34. Проведение теоретико-экспериментальных исследований процесса газификации невыработанных остатков жидких компонентов ракетного топлива в баках отделяющихся частей ступеней космических ракет-носителей для реализации манёвров по изменению координат точек приземления / ОмГТУ; науч. рук. В. И. Трушляков; исполн.: В.Ю. Куденцов и др. – Омск, 2011. – 153 с. (шифр «Газификация»)// Государственный контракт от 01.04.2011 № 851-2118/11. 35. Рабинович И.М. Вычислительный эксперимент и его роль в решении задач проектирования сооружений. М., 1988. – 293с. 36. Н.А. Пахомова. “Методика формирования понятия “Вычислительный эксперимент”. Москва 1994. - 250с. 37. Вашкевич Н.П., Сергеев Н.П. Основы вычислительной техники. 2-е переработанное и дополненное издание. – М.: Высш.шк., 1988. – 311 с. 38. Гавриленко Е.Т. «Программирование и алгоритмические языки» 1974 г. - 424 с. 39. Луканин В.Н., Шатров М.Г. Теплотехника. Учебник для вузов. – М.: Высшая школа, 2000. – 671 с. 123 40. Экологические проблемы и риски воздействий ракетно-космической техники на окружающую среду: справочное пособие / ред. В.В. Адушкин, С.И. Козлов, А.В. Петров – М.: Издательство «Анкил», 2000. - 640 с. 41. Position Paper on Space Debris Mitigation: Implementing Zero Debris Creation Zones / edited by: Bonnal Christophe and Hussey John. – Paris. - International Academy of Astronautics (IAA), May 2006. – 64 p. 42. Шатров Я.Т. Обеспечение экологической безопасности ракетно космической деятельности: учебное пособие в 3-х частях.- г. Королев, М.о., ЦНИИмаш, 2010. 43. Алемасов В.Е. и др. Теория ракетных двигателей: Учебник для студентов высших технических учебных заведений / В.Е. Алемасов, А.Ф. Дрегалин, А.П. Тишин; под ред. В.П. Глушко. – М.: Машиностроение, 1989. – 464 с. 44. Березанская Е.Л. Газогенераторы жидкостных ракетных двигателей: учебное пособие / под ред. В.Д. Курпатенкова. - М., 1982.- 55 с. 45. Лойцянский Л. Гидроаэромеханика, Механика жидкости и газа, М., 1970. 46. Ультразвук. Маленькая энциклопедия. Главный редактор И.П. Голямина. – М.: «Советская энциклопедия», 1974. – 400 с. 47. Физика и техника мощного ультразвука. Физические основы ультразвуковой технологии. В 3 томах. Под редакцией проф. Л.Д. Розенберга. М.: Издательство «Наука». – 1970. 48. Третьяков А.П. Влияние ультразвука на интенсификацию теплообмена / А.П. Третьяков, Чен Хуа-дин // Теплоэнергетика. – 1960. – № 11. – С. 64 – 66. 124 Приложение 1 Министерство образования и науки РФ Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Омский государственный технический университет» УДК 629.76 Код ГРНТИ 29.17.19, 55.49.29, 29.17.15 УТВЕРЖДАЮ Первый проректор - проректор по научной работе _____________ д.т.н., проф. А..В. Косых «15» декабря 2012 г. ОТЧЕТ О ТЕМАТИЧЕСКОМ ПОИСКЕ ПО ИСТОЧНИКАМ ПАТЕНТНОЙ И НАУЧНО-ТЕХНИЧЕСКОЙ ИНФОРМАЦИИ Этап 1 Проведение патентно-информационного обзора по исследованию процессов тепло - и массообмена в ракетно-космических системах по теме ПРОВЕДЕНИЕ ТЕОРЕТИКО-ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ ДЛЯ РАЗРАБОТКИ МЕТОДИКИ ПОВЫШЕНИЯ ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК РАКЕТ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ С МАРШЕВЫМИ ЖИДКОСТНЫМИ РАКЕТНЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ НА ОСНОВЕ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ РЕСУРСОВ, ЗАКЛЮЧЁННЫХ В НЕВЫРАБАТЫВАЕМЫХ ОСТАТКАХ ЖИДКОГО ТОПЛИВА В ОТДЕЛЯЮЩИХСЯ ЧАСТЯХ СТУПЕНЕЙ РКН Руководитель проекта д.т.н., профессор, Член-корр. СО МАН ВШ В.И. Трушляков Омск 2012 125 ОБЩИЕ ДАННЫЕ ОБ ОБЪЕКТЕ ИССЛЕДОВАНИЙ Наименование организации – исполнителя разработки: ФГБОУ ВПО «Омский государственный технический университет» Наименование организации-заказчика: Министерство образования и науки РФ Начало разработки: (год, месяц): 01.11.2012 г. Окончание разработки: (год, месяц): 31.12.2012 г. Назначение объекта исследований: Область применения: ракетно-космическая техника. Краткое описание объекта: тепломассообмен в ракетно-космических системах 126 СПИСОК ИСПОЛНИТЕЛЕЙ Руководитель проекта д.т.н., профессор, Член-корр. СО МАН ВШ В.И. Трушляков Ответственные исполнители: Главный специалист по ИС М.С. Романовская Инженер ИПО М.А. Галега М.н.с. каф. АВиРС И.Ю. Лесняк М.н.с. каф. АВиРС А.Ю. Казаков 127 СОДЕРЖАНИЕ 1. ПЕРЕЧЕНЬ СОКРАЩЕНИЙ, УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ, СИМВОЛОВ, ЕДИНИЦ, ТЕРМИНОВ………………………………..…………………..129 2. ЗАДАНИЕ…………………………………………………………………………130 3. РЕГЛАМЕНТ ПОИСКА…………… …………………………………………132 4. ОТЧЕТ О ТЕМАТИЧЕСКОМ ПОИСКЕ………………………………………..134 5. МАТЕРИАЛЫ, ОТОБРАННЫЕ ДЛЯ ПОСЛЕДУЮЩЕГО АНАЛИЗА: ……135 6. ПРИЛОЖЕНИЕ: ПАТЕНТНАЯ ДОКУМЕНТАЦИЯ (ТАБЛИЦА 1)…………………......................135 ПАТЕНТНАЯ ДОКУМЕНТАЦИЯ (ТАБЛИЦА 2)…………………………………139 128 1. ПЕРЕЧЕНЬ СОКРАЩЕНИЙ, УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ, СИМВОЛОВ, ЕДИНИЦ, ТЕРМИНОВ 1.1. Термины и определения. 1.1.1. Тематический поиск – подбор сведений по теме исследования, которые можно осуществить при помощи как традиционных, так и электронных каталогов. 1.1.2. Объект интеллектуальной собственности — промышленная собственность (изобретения, полезные модели, промышленные образцы, товарные знаки), программы для ЭВМ и базы данных, топологии интегральных микросхем, ноу-хау. 2.2. Сокращения: 2.2.1. НИР – научно-исследовательские работы 2.2.2. ФИПС – Федеральный институт промышленной собственности 2.2.3. БД ФИПС – база данных Федерального института промышленной соственности. 2.2.4. МПК (МКИ) – международная патентная классификация (международная классификация изобретений); 2.2.5. УДК — универсальная десятичная классификация. Остальные термины, применяемые в отчете о НИР и не имеющие пояснения в тексте, являются общеупотребительными. 2.2.6. ПИ — патентные исследования; 2.2.7. ТУ — технические условия; 2.2.8. ПФ — патентный формуляр. 2.2.9. * - заполняется при необходимости Остальные термины, применяемые в отчете о НИР и не имеющие пояснения в тексте, являются общеупотребительными. 129 УТВЕРЖДАЮ Первый проректор - проректор по научной работе _____________ д.т.н., проф. А..В. Косых «01» ноября 2012 2. ЗАДАНИЕ № 1 от «01» ноября 2012 г. на проведение тематического поиска по теме: Наименование НИР: «Проведение теоретико-экспериментальных исследований для разработки методики повышения тактико-технических характеристик ракет космического назначения с маршевыми жидкостными ракетными двигателями на основе использования энергетических ресурсов, заключённых в невырабатываемых остатках жидкого топлива в отделяющихся частях ступеней РКН» Регистрационный номер НИР: Сроки выполнения тематического поиска: начало - 01.11.2012 г. окончание - 31.12.2012 г. Задачи патентных исследований: проведение тематического патентного поиска, отбор патентной и научно-технической документации, которая может быть использована при разработке и проведении экспериментальных исследований процессов тепломассообмена в ракетно-космических системах Руководитель патентного подразделения /Бабенко О.И./ «___» _______ 2012 г. Руководитель НИР ____________ /Трушляков В.И./ «___» ________ 2012 г. 130 КАЛЕНДАРНЫЙ ПЛАН Виды патентных исследований Исследование уровня техники; предметный; нумерационный поиск; систематический поиск (по индексам МКИ); лексический поиск (по ключевым словам) Подразделенияисполнители (соисполнители) Ответственные исполнители (Ф.И.О.) Информационнопатентный отдел ОмГТУ Галега М.А. Романовская М.С. Каф. «АВиРС» Куденцов В.Ю., Лесняк И.Ю., Казаков А.Ю. Руководитель патентного подразделения Сроки выполнения тематического Отчетные поиска. документы Начало. Окончание 01.11.2012 Отчет о 31.12.2012 гг. патентном поиске 01.11.2012 31.12.2012 гг. Отчет о патентном поиске /Бабенко О.И./ «___» _______ 2012 г. Руководитель НИР ____________ / Трушляков В.И./ «___» _______ 2012 г. 131 3. РЕГЛАМЕНТ ПОИСКА № 1 от «01» ноября 2012 г. Наименование НИР: «Проведение теоретико-экспериментальных исследований для разработки методики повышения тактико-технических характеристик ракет космического назначения с маршевыми жидкостными ракетными двигателями на основе использования энергетических ресурсов, заключённых в невырабатываемых остатках жидкого топлива в отделяющихся частях ступеней РКН» Регистрационный номер НИР: Цель поиска: Отбор патентной и научно-технической информации. Обоснование регламента поиска: На первом этапе тематического поиска была выбрана Россия. Патентная информация – 15 лет Научно-техническая информация – 15 лет Глубина поиска выбрана из потребности в информации для решения поставленных задач. Указанные в регламенте поиска источники информации отражают исследуемую тематику и достаточны для решения поставленных задач. Начало поиска - 01.11.2012 г. Руководитель патентного подразделения окончание - 31.12.2012 г. /Бабенко О.И./ «___» _______ 2012 г. Руководитель НИР ____________ / Трушляков В.И./ «___» _______ 2012 г. 132 Предмет поиска (объект исследования, его составные части, товар) Страна поиска 1 Способы, устройства псевдосжижен ного слоя, математическ ое моделмровани е 2 RU Источники информации по которым будет проводиться поиск Патентные Наименова ние Классификационные рубрики МПК 3 4 Полные и F28F13/00 рефератив- C10B57/10 ные C07C67/05, описания C07C69/12, патентов и F23K1/00 заявки F26B7/00 Российской F23C10/00, Федерации F25J3/04 F23C5/24 28C3/08, F26B3/08 B01J8/18 F26B3/10 F23 C10/10 23C10/14 F26B17/10 F23C10/18, F26B3/12 Руководитель патентного подразделения НТИ Конъюнктурные другие Наименование Рубрики УДК и др. Наименование Код товар а Наиме н. Кл индекс ы 5 Отраслевая периодика 6 629.7 629.76/78 7 - 8 - 9 - 10 - Ретро спект ивнос ть Наименование информационно й базы (фонда) 11 12 15 лет База данных "Патенты России" ФИПС, Фонд библиотеки ОмГТУ , Омская государственная областная научная библиотека им. А.С.Пушкина /Бабенко О.И./ «___» _______ 2012 г. Руководитель НИР ____________ / Трушляков В.И./ «___» _______ 2012 г. 133 4. ОТЧЕТ О ТЕМАТИЧЕСКОМ ПОИСКЕ 1. Поиск проведен в соответствии с Заданием № 1 от «01» ноября 2012 г. и Регламентом поиска № 1 от «01» ноября 2012 г. Начало поиска: 01.11.2012 г. Окончание поиска: 31.12.2012 г. 2. Сведения о выполнении регламента поиска: тематический поиск выполнен в соответствии с регламентом поиска 3. Предложения по дальнейшему проведению поиска и патентных исследований: провести тематический и патентный поиск по зарубежным аналогам. 4. Материалы, отобранные для последующего анализа: (см. приложение 1,2). 134 ПРИЛОЖЕНИЕ №1 МАТЕРИАЛЫ, ОТОБРАННЫЕ ДЛЯ ПОСЛЕДУЮЩЕГО АНАЛИЗА Таблица 1 — Патентная документация Предмет поиска (объект Страна выдачи, вид и исследования, его номер охранного составные части) документа. Классификационный индекс* 1 Ракетно-космические системы 2 RU, Патент№ 2187684 МПК F02K9/48 03.10.2000 Ракетно-космические системы RU, Патент №2156721 МПК B64G1/14, B64G1/40, F02K9/48 Ракетно-космические системы RU, Патент №2028468 МПК F01N3/10 Заявитель Название изобретения (полезной (патентообладатель), страна. модели, образца) Номер заявки, дата приоритета, конвенционный приоритет, дата публикации* Сведения о действии Охранного документа или причина его аннулирования (только для анализа патентной чистоты) 3 Калмыков ГЛ., Лебединский Е.В., Мосолов С.В., Тарарышкин В.И., Федотчев В.А. Заявка: 2000124910/06, 03.10.2000, 20.08.2002 Катков Р.Э., Тупицын Н.Н., Чикаев И.П., Заявка: 99108428/28, 20.04.1999, 27.09.2000 Омский политехнический институт, Трушляков В.И., Шалай В.В., Заявка: 4946677/23, 19.06.1991, 09.02.1995 5 Статус: по данным на 17.01.2013 - действует 4 Способ работы жидкостного ракетного двигателя и жидкостной ракетный двигатель Жидкостный ракетный двигатель Статус: по данным на 17.01.2013 - прекратил действие Способ нейтрализации токсичных компонентов ракетного топлива на основе азотной кислоты и несимметричного диметилгидразина в отделяющейся части ракеты Статус: по данным на 17.01.2013 - прекратил действие 135 Ракетно-космические системы RU, Патент №2136935 МПК F02K9/00, B64G1/40 Ракетно-космические системы RU, Патент №2155273 МПК F02K9/64 Акционерное общество открытого типа "Ракетнокосмическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева", Иванов Н.Ф., Заявка: 98111695/06, 18.06.1998, 10.09.1999 Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им.акад. В.П. Глушко", Каторгин Б.И., Чванов В.К., Архангельский В.И., Коновалов С.Г., Левицкий И.К., Прохоров В.А., Богушев В.Ю., Кашкаров А.М., Громыко Б.М., Белов Е.А., Каналин Ю.И., Дождев В.Г., Цветова А.В., Волостных Б.П., Беляев Е.Н., Хазов В.Н., Заявка: 99118107/06, 18.08.1999, 27.08.2000 Жидкостная ракетная двигательная установка Статус: по данным на 17.01.2013 - прекратил действие Жидкостный ракетный двигатель Статус: по данным на (ЖРД) на криогенном топливе с 17.01.2013 - действует замкнутым контуром привода турбины турбонасосного агрегата (варианты) 136 Ракетно-космические системы RU, Патент №2106575 МПК F23G5/00 Ракетно-космические системы RU, Патент №2205288 МПК F02K9/48 Ракетно-космические системы RU, Патент №2192556 МПК F02K9/62, F02K9/52 Зыков А.П., Петров А.А., Минаков Г.В., Бортнев О.В., Кореневский М.В., Маришин В.И., Прокопенко А.А., Заявка: 95111372/03, 18.07.1995, 10.03.1998 Открытое акционерное общество "Ракетнокосмическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева", Горохов В.Д., Катков Р.Э., Рачук В.С., Соколов Б.А., Тупицын Н.Н., Чикаев И.П., Заявка: 2000111095/06, 03.05.2000, 27.05.2003 Государственное предприятие Научно-исследовательский институт машиностроения, Казанкин Ф.А., Кутуев Р.Х., Ларин Е.Г., Мезенин П.Б., Заявка: 2000116493/06, 22.06.2000, 10.11.2002 Установка для сжигания отходов Статус: по данным на 17.01.2013 - прекратил действие Система охлаждения камеры Статус: по данным на сгорания жидкостного ракетного 17.01.2013 - прекратил двигателя действие, но может быть восстановлен Способ организации рабочего процесса в камере жидкостного ракетного двигателя малой тяги Статус: по данным на 17.01.2013 - прекратил действие 137 Ракетно-космические системы RU, Патент №2108477 МПК F02K9/52 Ракетно-космические системы RU, Патент №2216491 МПК B64G5/00, B64G1/14, B64D5/00, F17C6/00 Конструкторское бюро ХИМАВТОМАТИКИ, Заявка: 94037894/06, 16.09.1994, 10.04.1998 Открытое акционерное общество "Ракетнокосмическая корпорация "Энергия" им. С.П.Королева", Лукьянова Э.А., Сулягин Е.В., Сухачева О.В., Сыровец М.Н., Тупицын Н.Н., Федоров В.И., Хаспеков В.Г., Заявка: 2002110332/11, 18.04.2002, 20.11.2003 Способ получения рабочего тела на трехкомпонентном топливе и устройство для его осуществления Способ заправки жидким кислородом бака окислителя ракеты- носителя воздушнокосмической системы Статус: по данным на 17.01.2013 - прекратил действие Статус: по данным на 17.01.2013 - прекратил действие 138 Таблица 2 — Научно-техническая документация Предмет поиска (тема, Наименование источника информации с объект, его составные указанием страницы источника части) 1 2 Моделирование Моделирование и разработка методов расчета тепломассообмена процессов гидродинамики и тепломассообмена в аппаратах с центробежным псевдоожиженным слоем. – C. 32 Моделирование Тепломассообмен при адиабатическом тепломассообмена испарении жидкости в паровоздушный поток С.19 Автор, фирма (держатель) технической документации 3 Агапов Ю.Н. Макарова Софья Николаевна Моделирование тепломассообмена Проблемы тепло- и массопереноса в нанодисперсных магнитных жидкостях Симоновский Александр Яковлевич Моделирование тепломассообмена Тепломассообмен Кудинов Анатолий Александрович Год, место и орган издания (утверждения, депонирования источника) 4 Автореф. дис. д-ра техн. наук / Воронеж. ГТУ. - Воронеж, 2005. Автореф. дис. кандидата физико-математических наук : 01.04.14 / Ин-т теплофизики им. С.С. Кутателадзе СО РАН] Новосибирск , 2012 Монография / М-во образования и науки Российской Федерации, Федеральное агентство по образованию, Гос. образовательное учреждение высш. проф. образования "Северо-Кавказский гос. технический ун-т" Ставрополь: Изд-во СевКавГТУ , 2010 - 295 с Учебное пособие для студентов высших учебных заведений, обучающихся по направлению подготовки 140100 "Теплоэнергетика и теплотехника" / А. А. Кудинов .- Москва : ИНФРА139 Моделирование тепломассообмена Методы интенсификации и моделирования тепломассообменных процессов Моделирование тепломассообмена Тепло- и массообмен Моделирование тепломассообмена Определение температуры кризиса ненасыщенного кипения жидкостей Анохина Е.В. Моделирование тепломассообмена Аналогия процессов испарения и кипения при расчете некоторых параметров кипения Анохина Е.В. Моделирование тепломассообмена Обзор направлений использования эффекта, возникающего при понижении давления парогазовой среды Лашков В.А., Кондрашева С.Г. Моделирование тепломассообмена Математическое моделирование процесса выпаривания растворов неньютоновских жидкостей в центробежном поле Кисиль Михаил Евгеньевич Моделирование тепломассообмена Структура течения, тепло-и массоперенос в пограничных слоях со вдувом химически реагирующих веществ Гидромеханика и процессы тепломассообмена в условиях микрогравитации: история, этапы развития и современные направления фундаментальных и прикладных Волчков Э. П. Моделирование тепломассообмена Лаптев А.Г., Николаев Н.А., Башаров М.М. Дахин Сергей Викторович Полежаев, В. И. М , 2012 - 374 с Москва: «Теплотехник», 2011. – 336 с Курс лекций. Дахин ; ГОУВПО "Воронежский гос. технический ун-т" .- Воронеж : Воронежский гос. технический ун-т , 2008 - 233 с Вестник Воронежского государственного технического университета, 6 (2010), 10 (октябрь), 132-136 Вестник Воронежского государственного технического университета, 6 (2010), 10 (октябрь), 111-113 Вестник Казанского технологического университета, (2011), 16, 210215 дис. кандидата технических наук : 05.13.01, 05.13.18 / Волгогр. гос. техн. ун-т .Волгоград , 2002 - 21 с. Физика горения и взрыва .— 2004 .— Т. 40, N1 .— С. 3-20. Материал технической информации/ В. И. Полежаев. - Электрон. текстовые дан.. М., 2005. - 62 с.: схемы. 140 Моделирование тепломассообмена исследований Температура инверсии при адиабатическом испарении жидкости в паровоздушную смесь, стр.521-533 Моделирование тепломассообмена Конвекция и процессы тепло- и массообмена в Полежаев В. И. условиях космического полета Моделирование тепломассообмена Моделирование тепломассообмена Устойчивость термокапиллярного адвективного течения в медленновращающемся слое жидкости в условиях невесомости, стр.44-58 К вопросу о граничных условиях для дифференциальных моделей турбулентности Моделирование тепломассообмена Процессы и аппараты химической технологии. Ануфриенко, Анастасия Массообменные процессы Леонидовна Моделирование тепломассообмена Устойчивость термокапиллярного адвективного течения в медленно вращающемся слое жидкости в условиях невесомости Тепло- и массообмен при испарении многокомпонентных углеводородных жидкостей Шварц К.Г. Тепломассообмен и гидродинамика в криогенных топливных системах на объектах Домашенко A.M. Моделирование тепломассообмена Моделирование тепломассообмена Волчков Э. П. Шварц К. Г. Секундов А. Н. Ротинян, Елена Михайловна Библиогр.: с. 38-43. Теплофизика и аэромеханика Журнал. - Выходит ежеквартально/ Гл. ред. Э. П. Волчков. - Новосибирск, . 2007 г. т.14 N 4 Механика жидкости и газа. Журнал. - Выходит раз в два месяца/ РАН. -- . - 2006 г. N 5 Механика жидкости и газа. Журнал. - Выходит раз в два месяца/ РАН. - . - 2012 г. N 1 Механика жидкости и газа. Журнал. - Выходит раз в два месяца/ РАН. - . - 2012 г. N 1 учеб. пособие для практ. занятий и самостоят. работы студентов / А. Л. Ануфриенко, В. С. Калекин ; ОмГТУ. Омск : Изд-во ОмГТУ, 2007. 105 с. Изв. РАН. Механика жидкости и газа. 2012. № 1.С.44-58. автореф. дис. ... канд. техн. наук: 01.04.14 - Теплофизика и теоретическая теплотехника / Е. М. Ротинян ; С.-Петерб. гос. техн. ун-т. - 2001. - 17 с. Альтернативная энергетика и экология. 2009. № 3. С. 12-60. 141 Ракетно-космические системы наземного и морского базирования Программно-математический комплекс для анализа сложных динамических схем ракет космического назначения Мухин А. Д. Ракетно-космические системы Теоретические основы испытаний и экспериментальная отработка сложных технических систем Л. Н. Александровская Ракетно-космические системы Оптимизация элементов конструкций космических аппаратов и двигательных установок Г. П. Кобылкина Ракетно-космические системы Методика проектирования высокоэффективных ракетных двигателей малой тяги на основе численного моделирования внутрикамерных процессов Ваулин С.Д., Салич В.Л. Ракетно-космические системы Ракетно-космические системы Топливо из масла и опилок Яковлев В.А. Преобразование энергии воды на гидроэлектростанциях в энергию водорода Ракетно-космические системы Ацетилено-аммиачные растворы как высокоэффективное горючее кислородных ЖРД Экспериментальное определение пределов Пектин В.А., Федоров М.П., Толошинов А.В. Хазов В.Н. Ягодин В.В. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. Машиностроение .— 2007 .— N 3 .— С. 117-121 . пособие для вузов по направлению 552000 "Эксплуатация авиац. и косм. техники" и специальности 652700 - "Испытания и эксплуатация авиац. и ракетно-косм. техники" / М. : Логос, 2003. - 735 с. сборник статей/ БГТУ "ВОЕНМЕХ"; науч. ред. О. Я. Романов, ред. В. А. Бабук [и др.], отв. вып. Г. П. Кобылкина. - СПб., 2004. 181 с. Вестник Южно-Уральского государственного университета. Серия: Машиностроение. 2012. № 12 (271). С. 43-50. Наука из первых рук. 2010. Т. 34. № 4. С. 102-109. Гидротехническое строительство. 2006. № 1. С. Труды НПО Энергомаш им. академика В.П. Глушко. 2008. № 26. С. 48-67. Оборонный комплекс 142 текучести и прочности листовых пластиков при криогенных температурах Ракетно-космические системы Ракетно-космические системы Разработка энергоустановок на основе щелочных топливных элементов для лунного орбитального корабля и многоразового космического корабля «Буран» Ракетно-прямоточные двигатели на твердых и пастообразных топливах Ракетно-космические системы Газификация жидких остатков ракетного топлива в условиях малой гравитации Ракетно-космические системы К вопросу о выборе проектно-конструктивных параметров бортовой системы газификации и выброса остатков жидких токсичных компонентов ракетного топлива Разработка бортовой системы снижения техногенного воздействия космических средств выведения на окружающую среду Определение направлений разработки методов, технических решений и средств снижения техногенного воздействия на окружающую среду для реализации на борту космических средств выведения Шалай В. В., Трушляков В. И., Одинцов П. В. Разработка активной бортовой системы увода средств выведения с орбит Куденцов В.Ю., Одинцов П. В., Трушляков В. И., Шалай В. В. Ракетно-космические системы Ракетно-космические системы Ракетно-космические системы Худяков С.А. Сорокин В. А., Яновский Л. С., Козлов В.А., Трушляков В. И., Куденцов В.Ю. Куденцов В.Ю., Трушляков В. И. Шатров Я. Т., Баранов Д.А., Трушляков В.И., Куденцов В.Ю. научно-техническому прогрессу России. 2006. № 2. С. 29-32. Альтернативная энергетика и экология. 2002. № 6. С. 37-62. Основы проектирования и экспериментальной отработки / Moscow, 2010 Полет. Общероссийский научно-технический журнал. 2011. № 3. С. 33-39. Омский научный вестник. 2007. № 2. С. 143-146. Космонавтика и ракетостроение. 2010. Т. 3. № 60. С. 181-188. Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета им. академика С.П. Королёва (национального исследовательского университета). 2011. № 1. С. 38-48. Космонавтика и ракетостроение. 2009. Т. 57. № 4. С. 122-128. 143 Ракетно-космические системы Влияние диффузионных и кинетических факторов на скорость газификации - твёрдого компонента гибридного ракетнопрямоточного воздушно-реактивного двигателя Проточный реактор как инструмент экспериментального исследования процессов преобразования СЖРТ Архипов В. В., Ерохин Б. Т., Яковлев Н.Н. Известия Российской академии ракетных и артиллерийских наук. 2012. № 71. С. 33-36. Нигодкж В.Е., Сулинов А.В. Ракетно-космические системы Ракетно-космические системы Анализ нестационарных моделей горения твердых топлив Результаты отработки технологий утилизации зарядов и элементов малогабаритных ракетных двигателей ГусаченкоЛ.К., Зарко В.Е. Бурдюгов С. И. Ракетно-космические системы Организация рабочего процесса в камере сгорания ракетного двигателя на порошкообразном алюминии и воде Бербек A.M., Малинин В.И. Ракетно-космические системы Исаев А.В., Разносчиков В.В. Ракетно-космические системы Подход к расчетному определению выхода дисперсного углерода в метано-кислородном газогенераторе ракетного двигателя Взаимодействие подсистем компонентов в смесевых топливах Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета им. академика С.П. Королёва (национального исследовательского университета). 2009. № 3-2. С. 311-315. Физика горения и взрыва. 2008. Т. 44. № 1. С. 35-48. Вестник Казанского государственного технического университета им. А.Н. Туполева. 2010. № 3. С. 27-33. Вестник Казанского государственного технического университета им. А.Н. Туполева. 2010. № 3. С. 22-26. Наукоемкие технологии. 2009. Т. 10. № 2. С. 52-55. Ракетно-космические Структура пламени и химия горения Ракетно-космические системы Чуйко С.В., Соколовский Ф.С., Нечай Г.В. Коробейничев О.П., Химическая физика. 2005. Т. 24. № 9. С. 59-67. Химическая физика. 2008. Т. 144 системы энергетических материалов Ракетно-космические системы Исследование процессов вторичного воспламенения конденсированных сред Ракетно-космические системы Выведение ракет космического назначения с реализацией управляемого спуска отделяющихся частей в заданные районы падения Исследования электротермического способа регулирования скорости г- горения энергетических конденсированных сметем на основе нитрата аммония при атмосферном давлении Горение частицы топлива с микроструктурой Трушляков В.И., Куденцов В.Ю. Модифицированные баллиститные пороха: параметры волн горения и функции отклика скорости горения О зонах реагирования в газовой фазе при действии мощного импульсного лазерного излучения на двухосновный порох Зажигание световым излучением пористых высокоэнергетических веществ Ленин А.А., Финяков С.В. Ракетно-космические системы Ракетно-космические системы Ракетно-космические системы Ракетно-космические системы Ракетно-космические системы Палецкий А.А., Волков Е.Н. Лагун И.М., Михайлов А. В., Чарина Н.С. 27. № 4. С. 34-59. Известия Тульского государственного университета. Серия: Естественные науки. 2009. № 3. С. 198-203. Омский научный вестник. 2011. № 97. С. 92-95. Хоружий И.В., Клякин Г.Ф., Таранушич В.А., Лачин В.И. Журнал прикладной химии. 2005. Т. 78. № 8. С. 1256-1260. Попов В.И. Теоретические основы химической технологии. 2006. Т. 40. N9 4. С. 392-400. Химическая физика. 2009. Т. 28. № 6. С. 34-45. Медведев В. В. Химическая физика. 2005. Т. 24. N9 4. С. 58-60. Субботин А. Н. Известия Томского политехнического университета. 2007. Т. 311. № 4. С. 31-35. 145 Приложение 2 ТЕХНИЧЕСКОЕ ЗАДАНИЕ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЙ СТЕНД Омск 2012 146 Наименование и область применения 1.1 Наименование изделия «экспериментальный стенд», в дальнейшем ЭС. 1.2 ЭС предназначен для проведения экспериментальных исследований по газификации модельной жидкости, путем подачи горячего, газообразного теплоносителя в «экспериментальную модельную установку», в дальнейшем ЭМУ в условиях низкого и высокого вакуума. 1.3 Место применения – Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Омский государственный технический университет», сокращенное ОмГТУ. 1.4 ЭС должен быть разработан на базе имеющегося в ОмГТУ корпуса вакуумной камеры (750х750х750мм). 1.5 ЭС должен представлять собой двухрежимную вакуумную установку для проведения экспериментов при низком и высоком вакууме. 1.6 Электрооборудование ЭС должно обеспечивать возможность его эксплуатации в помещении типа П-II по «Правилам устройства электроустановок». 2. Содержание работы 2.1 Оснащение корпуса вакуумной камеры оборудованием для откачки газа (воздух, азот, гелий) и запорным вакуумным оборудованием – разработка 3D модели, закупка комплектующих, изготовление оригинальных соединительных элементов. 2.2 Разработка схемы размещения и коммутации измерительных средств, изготовление пульта управления и средств измерения. 2.3 Изготовление ЭМУ для исследований процесса газификации модельной жидкости в условиях низкого и высокого вакуума газификации. 2.4 Шеф - монтаж вакуумной установки и сдача ее Заказчику. 3. Состав оборудования ЭС и характеристики 3.1 ЭС для проведения экспериментальных исследований включает в себя следующее оборудование: № Наименование Характеристики оборудования оборудования 1 Экспериментальная - размер 300х200х300 мм; модельная установка - материал- нержавеющая сталь; 147 (ЭМУ) (ООО «ВСЭ») -толщина стенки 5 мм; - давление внутри емкости от 0,4 до 2 атм; - температура подаваемого теплоносителя 500 К; - два смотровых окна в средней зоне боковых стенок, напротив друг друга диаметром 120 мм с вакуумным уплотнением; - входной патрубок в центре торцевой стенки внутренним диаметром 70 мм, с фланцем и крышкой с наружной стороны с вакуумным уплотнением для ввода теплоносителя, под углом 600; - люк в верхней стенке ЭМУ, диаметром 180 мм с вакуумным уплотнением и два штуцера в нем G 1/2'’ , для установки шаровых кранов с приводом (Festo VZPR-BPD-22-R12); - в торцевой стенке ЭМУ: 1 электрический 6-и полосный гермоввод для подключения 3-х термопар («Эталон» ТХА 0006-2002); 2 штуцера (бобышки) для подключения 2-х датчиков давления R1/8’’ (Festo SDE1-V1-G2-W18-L-PI-M8, Festo SDE1-D10-G2-W18L-PI-M8); - газ внутренней среды: воздух, азот, гелий; - давление окружающей среды от 0,075 до 1 атм; - теплоноситель, подаваемый в ЭМУ: гелий, воздух, азот; - ножки 50 мм 2 Технологическая - диаметр 160 мм, толщина 10 мм; крышка для - вакуумное уплотнение и крепление; вакуумной камеры - гермовводы: 2 электрических 6-и полосных контакта (ООО «ВСЭ») для подключения 3-х термопар («Эталон» ТХА 00062002) идущих от ЭМУ; 2 электрических 4-х полосных контакта для подключения датчиков давления (Festo SDE1-V1-G2W18-L-PI-M8, Festo SDE1-D10-G2-W18-L-PI-M8); 2 штуцера (бобышки) для ввода и вывода теплоносителя в ЭМУ G1/2’’; 148 2 штуцера (бобышки) для подвода газа к пневмоприводам шаровых кранов G1/4’’. 3 Ванна (ООО «ВСЭ») - расположение- внутри ЭМУ; - материал: алюминий; - размер 220x120x10 мм; - толщина 2 мм; 4 Форвакуумный насос - сухой безмасленной откачки; ISP-500C (Anest - быстрота действия 8,3 л/с; Iwata) - полное предельное остаточное давление 0, 075 торр; - входное соединение ISO40; - выходное соединение NW40; - ответный форвакуумный фланец 40 ОСТ 11.868.005. 5 6 7 Вакуумный - быстрота действия 400 л/с; турбомолекулярный - предельное остаточное давление 4, 88х10-8 торр; насос НВТ-450 (ООО - ответный высоковакуумный фланец с зубом 160 ОСТ «Призма») 11.868.007 Вакуумметр CVM- - диапазон измерения: 10-4 … 1000 торр; 211 (InstruTech) - аналоговый и цифровой выходной сигнал. Вакуумметр c - контроль давления от 1х10-9 торр; двойной конвекцией - цифровой интерфейс RS-485. IGM-402 (InstruTech) 10 11 12 Вакуумный - диаметр условного прохода 100 мм; электрический клапан - проводимость в молекулярном режиме 470 л/с; КВЭ-100 (ОАО - наибольшая величина натекания 7, 5х10-7 л мкм «Вакууммаш») рт.ст./с. Затвор вакуумный с - диапазон давления перекрываемых вакуумных систем электромеханическим от 1х10-6 до 1,7х105 Па; приводом 2ЗВЭ-100 - проводимость в молекулярном режиме 1300 л/с; (ОАО «Вакууммаш») - время открывания не более 3с. Электропневмоклапан - управление электромагнитное; AVB-KF40-P-E (3 шт) - давления перекрываемых вакуумных систем до 10-8 (HTC) мбар; - диаметр условного прохода 40 мм. 149 13 Сильфон (ООО - диаметр 40 мм; «ВСЭ») - длина 300 мм; - материал: нержавеющая сталь. 14 Трубопровод (ООО - материал: нержавеющая сталь; «ВСЭ») - диаметр 40 мм; - длина 5000 мм. 15 Сетка (ООО «ВСЭ») - материал нержавеющая сталь; - диаметр 100 мм; - размер ячеек имеющих квадратную геометрию составляет 2 мм. 3.2 Требования к оборудованию ЭС 3.2.1 Вакуумно откачное и запорное оборудование Откачку вакуумной камеры при требуемом низком вакууме и предварительную откачку при требуемом высоком вакууме должен обеспечивать безмасляный форвакуумный насос производительностью 20 л/с. Откачку камеры при требуемом высоком вакууме должен обеспечивать турбомолекулярный насос производительностью 400 л/с. Проходное сечение магистрали откачки высокого вакуума 100 мм, а низкого вакуума и напуска - 40 мм. Переключение режимов откачки, коммутацию магистралей и напуска в камеру должны обеспечивать вакуумный затвор и вакуумные электрические клапаны, соответствующих проходных сечений. Смонтированное в единый узел откачное оборудование должно быть размещено на раме под корпусом камеры. Должна быть предусмотрена развязка форвакуумного насоса от рамы камеры и жестко соединенных магистралей откачки за счет мягких прокладок под формвакуумный насос и сильфона. 3.2.2 Пульту управления и средства измерения На входе в магистраль низкого вакуума должен быть установлен вауумметр с диапазоном измерений в пределах от 10-4 до 1000 торр., а на магистраль высокого вакуума вакууметр с диапазоном измерения 10-9 торр. 150 В ЭМУ должны быть установлены датчики температуры с диапазоном измерения 273-500 К и давления с диапазоном измерения 0,4 до 2 атм. Возможность управления шаровыми кранами с приводом, форвакуумным насосом, турбомолекулярным насосом и вакуумным затвором на одном рабочем месте. 3.2.3 ЭМУ ЭМУ должна выдерживать давление в пределах от 0,4 до 2 атм. Расположение ЭМУ внутри вакуумной камеры, непосредственно напротив смотровых окон, должно обеспечиваться регулируемыми ножками, в количестве 4 шт. Ванна, для размещения модельной жидкости, должна располагаться в ЭМУ на уровне со смотровыми окнами. Должна быть обеспечена герметичность смотровых окон и люка в ЭМУ за счет мягких прокладок и креплений многоразового использования, аналогичных тем, которые были поставлены с вакуумной камерой в 2010 году. 3.2.4 Технологическая крышка для вакуумной камеры Должна быть обеспечена герметичность за счет мягких прокладок и креплений многоразового использования, аналогичных тем, которые были поставлены с вакуумной камерой в 2010 году. 3.3 Требования к условию эксплуатации 3.3.1 Температура окружающей среды – 10-25 ºС. 3.3.2 Газ окружающей среды: воздух. 3.3.3 Давление окружающей среды 1 атм. 4. Дополнительные требования 4.1 Проведение монтажа и пуско-наладочных работ на территории Заказчика. 4.2 Требования к эксплуатации и техническому обслуживанию, ремонту и хранению компонентов должны быть описаны в эксплуатационной документации на соответствующие аппаратные средства. Однотипные компоненты должны быть взаимозаменяемыми. Должен быть обеспечен удобный подход ко всем техническим средствам системы для их осмотра, ремонта и замены. 4.3 На каждое изделие должна быть выпущена эксплуатационная документация, включающая в себя следующие данные: 151 - комплектация изделия; - условия эксплуатации; - инструкции по запуску в работу; - инструкции по ремонту. 4.4 Конструктивные изменения ЭС могут быть внесены в соответствии с требованиями Заказчика на любом этапе проектирования. 5. Порядок сдачи-приемки установки и сроки поставки 5.1 Исполнитель обязан поставить полный комплект оборудования и провести испытания установки. 5.2 По результатам испытаний составляется двусторонний акт сдачи - приемки. Рисунок 1 – Пневматическая схема экспериментального стенда 152 Рисунок 2 - Экспериментальная модельная установка (ЭМУ) 153 Рисунок 3 - Технологическая крышка для ВК 154 Приложение 3 ПРОТОКОЛЫ ИСПЫТАНИЙ Омск 2012 155 Протокол 1 Определение расхода ТН, подаваемого в ЭМУ, в зависимости от давления в вакуумной камере (угол наклона ТН 0°, 50 мл, вода, зеркало) Начало эксперимента. Изменение расхода с Изменение расхода с 100 до 150 л/мин. 0 до 100 л/мин. Перепад давлений в камере Перепад давлений в камере и ЭМУ 0,3 атм. и ЭМУ 0 атм. Изменение расхода с 150 до 200 л/мин. Изменение расхода с 50 до 100 л/мин. Перепад давлений в камере и ЭМУ 0,5 атм. Перепад давлений в камере и ЭМУ 0,7 атм. Изменение расхода с 100 до 150 л/мин. Изменение расхода с 200 до 250 л/мин. Перепад давлений в камере и ЭМУ 0,8 атм. Напуск воздуха в вакуумную камеру 156 Изменение расхода с 200 до 250 л/мин. Изменение расхода с 250 до 300 л/мин. Перепад давлений в камере и ЭМУ 0 атм. Перепад давлений в камере и ЭМУ 0 атм. Завершение предварительного Конец эксперимента. эксперимента. Полное испарения жидкости 157 Протокол 2 Газификация зеркало жидкости при сбросе давления (Температура ТН 100°, расход 100 л/мин, абсолютное давление в ЭМУ 2.5 атм., абсолютное давление в камере 0.1 атм.) 158 159 Протокол 3 Газификация зеркало жидкости при сбросе давления (Температура ТН 100°, расход 100 л/мин, абсолютное давление в ЭМУ 3 атм., абсолютное давление в камере 0.1 атм.) 160 В процессе эксперимента жидкость под влиянием резкого сброса давления газифицировалась без подачи ТН. 161 Протокол 4 Газификация зеркало жидкости при сбросе давления (Температура ТН 100°, расход 100 л/мин, абсолютное давление в ЭМУ 3 атм., абсолютное давление в камере 0.1 атм.) 162 Протокол 5 Газификация зеркало жидкости при сбросе давления и использовании ультразвукового излучателя (Температура ТН 100°, расход 100 л/мин, абсолютное давление в ЭМУ 3 атм., абсолютное давление в камере 0.1 атм.) 163 164
