СПОСОБ СНИЖЕНИЯ ДЕСТРУКТИВНОГО ВОЗДЕЙСТВИЯ НА ЭЛЕМЕНТЫ ПУСКОВОГО УСТРОЙСТВА И СТАРТОВОГО СООРУЖЕНИЯ ПРИ СТАРТЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ
METHOD FOR REDUCING THE DESTRUCTIVE EFFECT ON ELEMENTS OF THE LAUNCH PAD AND THE LAUNCH STRUCTURE DURING THE LAUNCH OF A LAUNCH VEHICLE

Изобретение относится к оборудованию стартовых ракетных комплексов, в частности к способу снижения деструктивного воздействия на элементы пускового оборудования и стартового сооружения при старте ракеты-носителя.
При старте ракеты-носителя технологическое оборудование, системы и сооружения стартовых ракетных комплексов работают в весьма специфических условиях, что определено действием ряда характерных нагрузок. К ним, прежде всего, следует отнести высокотемпературное воздействие газовой струи при запуске двигательной установки ракеты-носителя. Также физическую картину процессов нагружения, протекающих вблизи пускового оборудования перед запуском двигательной установки ракеты-носителя и при ее пуске, усложняет пролив компонентов ракетных топлив и заполнение пространства газоходов их парами. Это негативно сказывается на техническом состоянии, возможности долговременной эксплуатации как самих элементов пускового оборудования, так и элементов стартового сооружения.
В настоящее время для снижения газодинамических и акустических нагрузок на ракету-носитель и элементы стартового комплекса известны целый ряд способов и устройств.
Известна система охлаждения газовой струи ракетного двигателя стартового комплекса, включающая трубопроводы, проложенные от емкости с водой к патрубкам, снабженным щелевыми насадками, установленным на пусковом столе, через водоводы которых вода подается для охлаждения газоотражателя (см. книгу "Технологические объекты наземной инфраструктуры ракетно-космической техники" (инженерное пособие) под общей редакцией доктора технических наук, профессора И.В. Бармина. Москва, 2005 г.).
Система подразумевает ввод с помощью патрубка охлаждающего водяного потока в центр сверхзвуковой газовой струи двигательной установки ракеты-носителя после выхода ее из сопла двигателя.
Она предназначена для защиты газоотражателя от воздействия высокотемпературного газового потока, а также охлаждения этого потока и защиты хвостовой части ракеты космического назначения.
Известны технологии снижения акустического воздействия сверхзвуковых горячих струй при стендовых испытаниях летательных аппаратов с помощью подачи воды в виде мелких струек параллельно оси газовой струи и радиального впрыска воды в газовую струю (см. Антонов А.И. и др. "Пульсация давления при струйных и отрывных течениях". М.: Машиностроение, 1990 г.).
Недостатком данного способа, является то, что использовать его при старте ракеты-носителя не представляется возможным.
Известен также «Способ снижения акустического воздействия на ракету-носитель при ее старте и устройство для снижения акустического воздействия на ракету-носитель при ее старте». (Патент об изобретении RU 2455195, МПК В64С 5/00, F02K 1/34, от 2012 г.).
Способ заключается в том, что создают замкнутую водяную завесу, прилегающую к хвостовому отсеку ракеты-носителя и к струе продуктов сгорания, которую формируют нисходящие потоки падающих струй, предварительно направленных вверх под углом к оси ракеты-носителя. Нисходящие потоки от отдельных струй падают у хвостового отсека с частичным перекрытием.
Недостатком данного способа, является то, что использовать его можно в основном для снижения именно акустических нагрузок, возникающих при старте ракеты-носителя.
На стартовых комплексах применяется способ снижения акустического воздействия на ракету-носитель при ее старте, включающий создание замкнутой водяной завесы вокруг хвостового отсека ракеты-носителя и струи продуктов сгорания (см. патент РФ №2320883, МПК F02K 1/34, А62С 2/08, B64G 5/00, от 2006 г.).
В этом случае подачу воды осуществляют вверх и вниз параллельно ракете-носителю и газовой струе в виде водяной пелены замкнутой кольцевой формы.
Недостаток этого способа снижения акустического воздействия на ракету-носитель при ее старте заключается в том, что он фактически обеспечивает только защиту оборудования, установленного на стартовом столе, и элементов стартового сооружения, находящихся за водяными завесами.
Все выше изложенные способы связаны с использованием для подачи жидкости патрубков, закрепленных на раме пускового устройства.
Для снижения тепловых нагрузок на пусковое устройство решают задачу охлаждения газовой струи двигательной установки, для чего водяной поток вводится в центр сверхзвуковой струи под соплом двигательной установки. При решении задачи снижения акустической нагрузки на ракету-носитель и элементы пускового оборудования водяной поток распространяется под хвостовым отсеком ракеты-носителя для создания водяной завесы.
Эти способы не решают проблему снижения воздействия газодинамических нагрузок на всю площадь газохода и стартового сооружения и сопутствующую задачу нейтрализации негативного влияния паров компонентов ракетного топлива. Поэтому предлагается новый способ снижения деструктивного воздействия на элементы пускового устройства и стартовое сооружение при старте ракеты-носителя.
Наиболее близкими по технической сути (прототипом) к предлагаемому способу снижения деструктивного воздействия на элементы пускового устройства и стартовое сооружение при старте ракеты-носителя являются способы охлаждения камеры жидкостных ракетных двигателей (см. «Конструкция и проектирование ракетных двигателей» под ред. В.П. Советского, М.: Машиностроение, 1984 г.).
Стенки камеры жидкостных ракетных двигателей охлаждаются созданием пристеночного слоя пониженной температуры из компонента ракетного топлива. В этом случае равномерное распределение температуры вдоль стенки камеры обеспечивают тангенциальные периферийные форсунки, которые распыляют компонент топлива, используемый в качестве охладителя, через смесительную головку.
Для охлаждения стенок камеры используют также завесное охлаждение. При завесном охлаждении на огневой поверхности стенки камеры создается газовая пленка охладителя, вводимого через пояса завесы. Пленка должна быть равномерной и устойчивой по периметру. Обычно применяются не более трех поясов завесы, причем их размещают перед теплонапряженными участками камеры. Пояса завесы представляют собой ряд мелких, касательных к цилиндру камеры отверстий, расположенных по окружности в данном сечении камеры.
Недостатком данного способа является то, что его можно использовать в системах охлаждения только для снижения температурных нагрузок небольших по габаритам конструкций.
Все вышеизложенные способы непосредственно не решают задачу снижения тепловых нагрузок как на пусковое оборудование стартового комплекса, так и на стартовое сооружение, и вообще не решают задачу компенсации воздействия от компонентов ракетных топлив, что снижает долговечность этих объектов.
Задачей предложенного изобретения является решение проблемы негативного воздействия от тепловых нагрузок газовой струи ракетного двигателя и компонентов ракетных топлив на элементы пускового оборудования и стартового сооружения при старте ракеты-носителя, при котором техническим результатом будет являться увеличение времени эксплуатации данных элементов стартового комплекса.
Сущность предлагаемого способа защиты заключается в создании на металлооблицовке газоотражателя пленочной завесы путем подачи жидкости из внутренних помещений стартового сооружения перед запуском двигателя при старте ракеты-носителя.
Технический результат в этом способе защиты достигается синхронным построением пленочных защитных дисперсных образований по всей площади металлооблицовки газоотражающего устройства пускового оборудования и стартового сооружения.
Суть изобретения можно также пояснить с использованием фиг. 1, 2 и 3. Струя двигательной установки 2 при старте ракеты-носителя через доли секунды достигает металлооблицовки газоотражателя и создает на него серьезную тепловую нагрузку (фиг. 1). Кроме того, в газоходе пускового оборудования происходит взрывное доокисление продуктов сгорания и паров компонентов ракетных топлив. Для снижения этого воздействия создается пленочная дисперсная завеса 3 путем подачи охладителя через отверстия в металлооблицовке газохода по всей длине газоотражающего устройства с помощью патрубков 4, соединенных с трубопроводом 7 (фиг. 1).
Через патрубки дополнительно вместе с водой можно вводить реагент (специальный состав, способный химически нейтрализовать пары компонентов ракетных топлив). Такая смесь позволит снизить не только высокотемпературное воздействие газовой струи, но и негативное влияние паров компонентов ракетных топлив на технологическое оборудование стартового комплекса и элементы стартового сооружения. Такое решение наиболее актуально при использовании токсичных компонентов ракетных топлив на стартовом комплексе.
Для создания необходимого давления в патрубках 7 создается комплекс запорных вентилей 9 и система контроля давления 6 (фиг. 1). Необходимый для выполнения задачи запас охлаждающей жидкости хранится в емкости 8 (фиг. 1).
Под металлооблицовкой газохода создается сеть трубопроводов 7, имеющих в своем составе патрубки 4. Патрубки, через отверстия в металлоблицовке, имеют возможность вывода на ее поверхность охладителя с целью образования пленочных защитных дисперсных образований (фиг. 2). Подвод охладителя через патрубки в поясах завесы применяют для повышения устойчивости пленки. Процесс создания пленочной завесы на металлооблицовке газоотражающего устройства с помощью патрубков 4 и трубопроводов 7 схематично изображен на фиг. 3.
Технически такой способ снижения деструктивного воздействия на элементы пускового устройства и стартового сооружения можно применять, используя технологическое оборудование стартового комплекса.
Таким образом, предложенный способ обеспечивает технический результат, заключающийся в снижении деструктивного воздействия тепловых нагрузок и паров компонентов ракетных топлив и увеличении длительности эксплуатации элементов пускового оборудования и стартового сооружения.