СИСТЕМА НАДДУВА ТОПЛИВНОГО БАКА
FUEL TANK SUPERCHARGE SYSTEM

Предлагаемое техническое решение относится к авиационной и ракетной технике, а именно к топливным системам высокоскоростных летательных аппаратов (ЛА), в которых для подачи топлива в двигатель применяется вытеснительная система наддува бака, имеющая в своем составе баллон со сжатым газом.
Улучшение массогабаритных характеристик ЛА может быть выполнено его компоновкой, при которой значительная часть внешних аэродинамических поверхностей образуется непосредственно поверхностями топливных баков. Увеличение скорости и дальности полета ЛА приводит к повышенному аэродинамическому нагреву конструкции топливного бака и входящих в его состав систем и агрегатов. Поэтому становится актуальной задача оптимальной компоновки топливного бака ЛА и определения параметров тепломассообменных процессов различных систем двигательной установки.
Известны вытеснительные системы подачи топлива с газобаллонной системой наддува (Беляев Н.М. Системы наддува топливных баков ракет. М., Машиностроение, 1976 г., с.17, рис.1.5-1.8), содержащие баки с компонентами топлива, воздушный аккумулятор давления, состоящий из баллона сжатого газа, снабженного узлами заправки и дренажа, трубопроводов, регулирующей, запорной и др. арматуры.
В известном источнике приведены зависимости для определения расхода массы газа на наддув, но они могут быть использованы только расчета массы газа наддува вытеснительных систем подачи топлива баллистических ракет (последние ступени) и космических аппаратов.
Известна также система наддува топливного бака (патент РФ №2311318, 2006 г.), содержащая топливный бак, газовый баллон, трубопроводы, запорно-регулирующую арматуру и дополнительный твердотопливный газогенератор. Такое изобретение решает задачу уменьшения объема и массы газового баллона и системы наддува недостаточно эффективно, т.к. применение дополнительного агрегата - твердотопливного газогенератора увеличивает массу системы и одновременно снижает ее надежность.
Недостатком известной системы наддува также является использование одного газового баллона, что усложняет компоновку и центровку ЛА.
Целью предлагаемого технического решения является ограничение габаритов топливного бака ЛА путем выполнения оптимальной компоновки и центровки, а также снижение массы газа наддува, заправленного в баллоны высокого давления.
Указанная цель достигается тем, что в системе наддува топливного бака ЛА, содержащей аккумулятор давления, состоящий из баллона сжатого газа, снабженного узлами заправки и дренажа, трубопроводы, регулирующую и запорную арматуру, аккумулятор давления состоит из нескольких, более двух, баллонов сжатого газа, при этом баллоны заправлены сжатым газом массой, определенной из соотношения:
<mrow><msub><mi>M</mi><mi>Г</mi></msub><mo>=</mo><mfrac><mrow><mi>P</mi><mi>V</mi></mrow><mrow><mi>R</mi><mi>T</mi></mrow></mfrac><mo>,</mo><mtext> </mtext><mrow><mo>(</mo><mn>1</mn><mo>)</mo></mrow></mrow>
Г
где M - масса газа наддува в баллонах;
P - давление наддува топливного бака;
V - объем топливного бака;
R - газовая постоянная газа наддува;
Т - температура газа надува в топливном баке в конце полета сверхзвукового ЛА.
Выполнение аккумулятора давления из нескольких баллонов сжатого газа (меньшего объема, но содержащих необходимую для наддува топливного бака суммарную массу газа) позволяет рационально разместить их в топливном баке с учетом массоинерционных параметров. При этом уменьшается масса и объем непроизводительных балансировочных грузов, предназначенных для обеспечения требуемой центровки ЛА, и увеличивается полезный объем под топливо при сохранении внешних габаритов топливного бака.
Для высокоскоростных сверхзвуковых ЛА, выполняющих длительный полет в атмосфере со скоростями М≥3, аэродинамический нагрев приводит к значительному повышению температур корпуса топливного бака и, соответственно, топлива и газовой «подушки» наддува.
Поэтому предложенное соотношение (1), в котором определяющей является температура газа наддува в конце полета сверхзвукового ЛА, позволяет точнее определить массу газа наддува с помощью реальных термодинамических параметров состояния газового объема наддува топливного бака.
В сверхзвуковых ЛА с воздушно-реактивными двигателями, работающими на жидком углеводородном топливе, происходит значительный нагрев как конструкции топливного бака, так и содержащегося в нем топлива. Динамика полета такова, что после непродолжительного времени (20-30 сек) ЛА уже двигается с заданной скоростью. При этом высокая интенсивность теплообмена корпуса бака с топливом и газовой «подушкой» и постоянно увеличившаяся площадь теплообмена «газ - «сухой» корпус бака» приводят к быстрому нагреву газа наддува. По данным стендовых и натурных испытаний изделий, разработанных на предприятии-заявителе, температура газа наддува в установившемся режиме составляет более 150°С.
Уменьшение массы газа, определенной по предложенному соотношению (1), составляет не менее 25-30%.
Дополнительно, для уточнения массы заправленного в баллонах газа, выявлено соотношение:
<mrow><msub><mi>M</mi><mi>Г</mi></msub><mo>=</mo><mfrac><mrow><msub><mi>P</mi><mi>C</mi></msub><msub><mi>V</mi><mi>C</mi></msub></mrow><mrow><msub><mi>R</mi><mrow><mi>г</mi><mi>н</mi></mrow></msub><msub><mi>T</mi><mi>С</mi></msub></mrow></mfrac><mo>−</mo><msub><mi>M</mi><mi>п</mi></msub><mfrac><mrow><msub><mi>R</mi><mi>п</mi></msub></mrow><mrow><msub><mi>R</mi><mrow><mi>г</mi><mi>н</mi></mrow></msub></mrow></mfrac><mtext> </mtext><mrow><mo>(</mo><mn>2</mn><mo>)</mo></mrow></mrow>
г
где M - масса газа наддува в баллоне;
с
Р - давление наддува газовой смеси (газ наддува+пары топлива) топливного бака;
c
V - объем топливного бака (объем газовой смеси);
гн
R - газовая постоянная газа наддува;
c
Т - температура газа наддува (газовой смеси) в конце полета сверхзвукового летательного аппарата;
п
М - масса паров топлива в газовой смеси;
п
R - газовая постоянная паров топлива.
2
3
Предложенное соотношение (2) позволяет уточнить необходимую содержащуюся в баллонах высокого давления массу газа наддува топливного бака. Расчет по данной формуле допустим для условий длительного полета сверхзвукового ЛА (10-10 сек), в течение которого постоянно происходит не только нагрев поступающего газа из баллонов, но и образование паров испаряющегося углеводородного топлива. В конце полета за счет высоких удельных тепловых потоков на внутренней поверхности корпуса топливного бака остатки топлива и топливная пленка практически полностью испаряются и парциальное давление топливных паров может достигать существенной величины - 20-40% от давления образующейся газовой смеси.
Предложенное техническое решение поясняется чертежом, на котором система наддува топливного бака содержит газовые баллоны 1 с заправочным клапаном 2, соединенные через пусковой клапан 3 и регулятор давления 4 с топливным баком 5, топливная полость которого сообщена с линией 6 подачи топлива в двигатель ЛА.
Предложенное устройство функционирует следующим образом. Перед запуском двигателя ЛА срабатывает клапан 3 и находящийся в баллонах высокого давления 1 газ через регулятор давления 4 начинает поступать в бак 5, обеспечивая подачу топлива в двигатель по трубопроводу 6.
Во время полета сверхзвукового ЛА за счет воздействия внешних аэродинамических потоков корпус топливного бака нагревается до высоких температур. При этом газ наддува в топливном баке также интенсивно нагревается и одновременно происходит испарение углеводородного топлива.
Основной положительный эффект предложенного технического решения, а именно достижение оптимальной компоновки и центровки топливного бака и ЛА, а также снижение массы газа наддува, обеспечивается выполнением аккумулятора давления из нескольких, более двух, баллонов сжатого газа и определением массы заправленного в баллонах газа по предложенным соотношениям (1) и (2).