Системы наддува баков РН

[Salo]

Космическая техника. Ракетное вооружение. 2012 вып.1
Статья:
Канд. техн. наук Ю.А. Митиков
ГАЗОБАЛЛОННЫЕ СИСТЕМЫ НАДДУВА И РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ НОВОГО ПОКОЛЕНИЯ

Проведен анализ схем и параметров самых распространенных горячих гелиевых газобаллонных систем наддува и их функционирования в составе современных двигательных установок. Показано, что к настоящему времени потенциал горячих газобаллонных систем наддува практически исчерпан.

В настоящее время в качестве топлива для современных двигательных установок (ДУ) ракет-носителей (РН), в особенности для их первых ступеней, широкое распространение находят жидкий кислород и углеводородное горючее типа керосина (РГ-1, Т-1, синтин, метан, в дальнейшем – РГ-1). Достаточно перечислить РН "Зенит" (Украина); все многочисленное семейство РН на базе "Союз", "Русь-М", "Ангара" (Российская Федерация); "Атлас-ІІІ", "Атлас-V", Antares, Falcon 9 (США). Указанные компоненты топлива также используются и планируются к дальнейшему приме-
нению ракетчиками Китая, Южной Кореи, Индии, Бразилии в своих перспективных разработках. Устойчивый интерес к данной топливной паре обусловлен, в первую очередь, ее сравнительно высокими энергетическими характеристиками, накопленным опытом работы с ней, доступностью, и, по сравнению с АТ и НДМГ, существенно меньшей токсичностью.
Для полетного наддува баков ДУ на указанных компонентах топлива с момента создания ракетной техники использовались разные рабочие тела. Так, на "Фау-2" бак с жидким кислородом наддувался испаренным и нагретым в теплообменнике кислородом /1/. Аналогичным образом организован наддув кислородного бака І ступени РН "Сатурн-5". Для наддува баков горючего указанных ракет применялся сжатый воздух и гелий. В системах наддува (СН) топливных баков РН "Восток" использовался для наддува азот, который испарялся и нагревался в теплообменнике ДУ. Для наддува топливных баков МБР Р-9 уже был применен генераторный газ – окислительный и восстановительный, получаемый в специальных газогенераторах, работающих на основных компонентах топлива.
К настоящему времени для наддува топливных баков ДУ РН, использующих топливную пару "кислород и РГ-1", наибольшее распространение нашел горячий гелий. Этот инертный газ, как известно, имеет после водорода наибольшую работоспособность, не конденсируется в топливных баках, технологии работы с ним на всех этапах отработаны. Накоплен большой положительный опыт применения гелиевых СН, при их проектировании отсутствуют проблемные вопросы.
Целью настоящей работы является анализ эффективности горячих газобаллонных гелиевых СН, оценка их резервов, перспективности их использования в новых разработках РН.
На рисунке приведена типичная принципиальная схема горячей газобаллонной СН бака горючего І ступени РН.

Как видно из приведенной схемы, система состоит из баллонов 1 высокого давления с гелием, размещенных в баке 2 с жидким кислородом. Баллоны соединены трубопроводами 3 с температурными компенсаторами 4 с помощью элементов автоматики 5 с теплообменником 6 двигателя, расположенного в хвостовом отсеке. Теплоносителем теплообменника служит, как правило, окислительный генераторный газ, отбираемый после турбины ТНА маршевой ДУ. Далее подогретый гелий по трубопроводу 7 (как правило, проложенному внутри бака и без теплоизоляции) с температурными компенсаторами 8 вводится в свободный объем бака горючего 9.
Анализ натурных экспериментальных данных /2/ показывает, что практически половину времени работы ДУ теплообменник греет гелий для наддува существенно ниже и так невысокого номинала (~270 °C). При этом только за время расчетного выхода теплообменника на режим (~30 с) тратится для поддержания потребного давления газа в баке до 40% массы гелия, запасенного на борту РН.
Рассмотрим с позиций сегодняшнего дня основные характерные черты и особенности горячих газобаллонных систем. К ним, в первую очередь, следует отнести невозможность имитации нестационарного нагрева гелия при автономной наземной отработке СН без штатного теплообменника маршевой ДУ с его уникальным теплоносителем (окислительный генераторный газ после турбины с давлением ~28 МПа и расчетной температурой на режиме в номинале 360 - 380°С). Этот момент существенно снижает достоверность и информативность испытаний СН, требует определенных запасов рабочего тела на борту и расчетного давления газа в баках.
При огневой комплексной отработке ступени (ввиду отсутствия перегрузки уменьшается влияние столба горючего) потребное давление компонента на входе в работающий двигатель обеспечивается повышенным диапазоном давления газа в баках (по сравнению со штатным). Это достигается азотным стендовым наддувом. Соответственно увеличиваются толщина стенок баков и тепловые потери.
Результаты огневых испытаний в части параметров штатных СН получаются заметно "смазанными".
Таким образом, к началу летных испытаний при горячих газобаллонных СН не удается с приемлемой точностью определить фактический диапазон давления газа в баках РН и потребное количество рабочего тела наддува. На этап летных испытаний РН выходит с более прочными баками с определенными запасами рабочего тела надува, с большими проходными сечениями магистралей наддува. А после получения данных летных испытаний "снятие" указанных запасов массы с РН сопряжено с проведением дорогостоящего и длительного цикла повторной отработки, что, как правило, нецелесообразно в масштабах ракетного комплекса.
Далее, в силу размещения баллонов с гелием в баке окислителя (а он на большинстве РН верхний) увеличивается длина (масса) магистралей подачи гелия в хвостовой отсек к теплообменнику ДУ и далее назад в верхние точки баков. Это с неизбежностью приводит к большому гидросопротивлению трактов наддува (с учетом теплообменника) и, соответственно, к повышенному остаточному давлению гелия в баллонах (до 2 МПа, например на I ступени РН "Зенит", или до ~30% начальной массы гелия в баллонах).
Особо следует отметить незначительную итоговую (на входе в бак) величину нагрева гелия даже в самых современных маршевых ДУ (РД-171М, РД-180, РД-191), работающих по схеме с дожиганием окислительного генераторного газа. Так, на номинальном режиме работы ДУ (максимальная температура теплоносителя у нового двигателя РД-171М ~380 °С, причем за последние тридцать лет она повысилась всего на 10 °С) расчетная температура гелия на выходе из теплообменника составляет 270 ±75 °С. Картина существенно не меняется при использовании новейшего менее тяжелого пластинчатого теплообменника /2/ РД-191. В любом случае до входа в бак, например окислителя, гелий по длине "горячей" трубы теряет в среднем еще 50 °С.
Причем, и эта невысокая номинальная температура 220 °С реализуется кратковременно, так как маршевые двигатели заметную часть времени дросселируются (а современные - достаточно глубоко, и эта тенденция далее будет только продолжаться), что достигается уменьшением температуры генераторного газа, т.е. температуры теплоносителя.
Так, современные двигатели планово дросселируют для уменьшения скоростного напора, для ограничения перегрузки и т.п. Это приводит к тому, что расчетная среднемассовая температура гелия после теплообменника за все время полета для I ступеней РН "Зенит" /3/ и РН "Энергия"
незначительно выше 140 °С. Естественно, такой наддув с натяжкой можно считать горячим, и это является неотъемлемым свойством газобаллонных схем наддува баков с теплообменниками маршевых ДУ, работающих по схеме с дожиганием окислительного газа.
Для оценки современного мирового уровня СН РН на жидком кислороде и керосине целесообразно сравнить их с СН МБР разработки КБ "Южное", которые проектировались более тридцати лет тому назад. Так, для наддува топливных баков ДУ МБР использовались конструктивно простые (надежные) автономные генераторные СН, работающие на основных компонентах топлива, при этом температура газа на входе в бак, например, горючего достигнута 850 °С. И это далеко не предел. Дело в том, что уровень давлений газа в этих баках был более чем в два раза выше, чем в баках на современных космических носителях, а в составе генераторного газа есть конденсированная фаза (увеличивающая прогревы конструкции и верхнего слоя топлива). При этом
на момент старта МБР газ в баке и его верхнее днище уже были разогреты так называемым химическим наддувом (горение внутри бака).
На последней МБР разработки С.П. Королева, Р-9, использующей пару "переохлажденный кислород и Т-1", был реализован автономный генераторный наддув (на основных компонентах топлива) обоих баков.
Проведенный анализ конструктивных схем и параметров наиболее распространенных сегодня горячих гелиевых СН показывает, что им присущи недостатки, которые практически неустранимы. К ним в первую очередь надо отнести невозможность имитации стендовыми средствами при автономных испытаниях СН динамических характеристик теплообменника ДУ, работающего на уникальном окислительном теплоносителе. Далее, температура этого газа, как известно, ограничена стойкостью известных сегодня материалов к возгоранию. Существенных же подвижек в этом вопросе не наблюдается. Ситуация усугубляется и тем, что даже самые современные теплообменники, работающие по схеме "газ – газ", выходят на режим по температуре за 15-20 с, а прогрев "горячей" магистрали забирает не менее (в среднем) 50 °С. За это время для поддержания потребного давления газа в баке расходуется до 30% запасенного гелия на борту.
Далее, большое гидравлическое сопротивление длинных трактов наддува с теплообменником ДУ в хвостовом отсеке приводит к большому остаточному давлению газа в баллонах (не менее 2 МПа). При конечной температуре гелия в них 40 К в баллонах остается до 30% газа, заправленного на момент старта.
Таким образом, уровень газобаллонных СН топливных баков современных ДУ космических носителей на жидком кислороде и керосине приблизился к своему пределу, при этом он отстает от уровня СН МБР начала шестидесятых годов прошлого столетия.

Выводы
Проведенный анализ конструктивных схем самых распространенных в мире горячих гелиевых газобаллонных СН и их функционирования в составе ДУ показывает, что к настоящему моменту их возможности практически исчерпаны. Ожидать заметного улучшения параметров СН в дальнейшем не приходится, тут остались нерешенными лишь некоторые нюансы и вопросы методического характера, которые могут быть предметом отдельных исследований.
При создании РН нового поколения для заметного улучшения массовых и эксплуатационных характеристик СН топливных баков, повышения их надежности нужны новые плодотворные идеи, должны использоваться последние достижения химической термодинамики, теплопередачи, нанотехнологий.

Список использованной литературы
1. Беляев Н.М. Системы наддува топливных баков ракет. – М.: Машиностроение,1976. – 335 с.
2. Тема "Зенит". Анализ параметров систем наддува топливных баков І ступени изделия 11К77 по результатам испытаний № 1 – 3НИ: Техн.отчет / ГП "КБ "Южное". - № ТО 21.7847.123. - 1985. – 47 с.
 3. Бедов Ю.А. и др. Создание усовершенствованного пластинчатого агрегата наддува / Ю.А. Бедов, Е.А. Белов, В.Ю. Богушев, О.Г. Клюева и др. // Тр. НПО "Энергомаш". - М., 2004. - № 22. - С. 132-146.

[Salo]

АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИЯ. – 2012. – № 3
Статья:
Митиков Ю.А., Антонов В.А., Волошин М.Л., Логвиненко А.И. ПУТИ ПОВЫШЕНИЯ НАДЁЖНОСТИ И БЕЗОПАСНОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ РАКЕТНЫХ КОМПЛЕКСОВ

Ю.А.МИТИКОВ(1), В.А.АНТОНОВ(2), М.Л.ВОЛОШИН(2), А.И.ЛОГВИНЕНКО(2)
1 - Днепропетровский национальный университет им. О.Гончара, Украина
2 - ГП «КБ «Южное»им. М.К. Янгеля»,Днепропетровск,Украина

На примере совершенствования систем наддува топливных баков, важнейших составляющих систем питания двигательных установок, проведен анализ путей повышения надёжности и безопасности эксплуатации ракетных комплексов. Показано существенное влияние систем наддува на надёжность, стоимость и эксплуатационные характеристики не только ракет, но и стартовых комплексов, стендовой и производственной базы.
Рассмотрены и сопоставлены системы наддува современных космических носителей и МБР, созданных в ГП «КБ «Южное им.М.К. Янгеля». Выявлены и обоснованы приоритеты – автономные (независимые от стартового комплекса) наукоёмкие конструктивно простые системы наддува. Показана последовательность решения сложнейших технических и научных проблем повышения надёжности, начиная с первых «янгелевских» ракет Р-11 и Р-12, приведшая к созданию шедевров мирового ракетостроения, таких как МБР 18М («Сатана») и РН «Зенит».
Показано заметное отставание уровня газобаллонных гелиевых систем наддува современных космических носителей от автономных систем наддува МБР разработки прошлого столетия. Намечены пути совершенствования систем наддува космических носителей.
 
Введение

Рассматривая пути повышения надёжности и безопасности эксплуатации ракетных комплексов на примере разработок КБ «Южное», необходимо отразить высочайший уровень подготовки, инженерную волю и последовательность в решении этой проблемы основоположника КБ, его Главного конструктора М.К. Янгеля, столетний юбилей которого в прошлом году широко отмечался научной общественностью.
М.К. Янгель получил прекрасное образование (в 1937 году закончил с отличием МАИ по специальности «Самолётостроение», чем далеко не все главные конструктора, его современники, могли похвастаться). Руководил его дипломным проектом выдающийся авиаконструктор – «король истребителей» того времени Н.Н. Поликарпов. Принимал активное участие в серийных разработках истребителей, в создании уникальных конструкций, существенно опережающих время, был на стажировке в авиапроме США. Глубоко узнал производственные проблемы, работая заместителем директора авиационного завода, занимался его эвакуацией, а затем и реэвакуацией. После войны работал в аппарате Министерства авиационной промышленности (1946-1948 ), где координировал развитие самолетостроения. С отличием окончил Академию авиационной промышленности (1950).
Свои первые годы в ракетной технике М.К. Янгель провёл в головном институте НИИ-88, приобретая опыт, в том числе, в филиале №1 указанного института. Следует заметить, что в нём работали, находясь в «почётном плену», немецкие ракетчики (учившиеся в своё время у Нобелевских лауреатов, например, у Л. Прандтля), руководимые Гельмутом Гретруппом, бывшим ближайшим сподвижником Вернера фон Брауна.
Накопленный огромный теоретический, производственный и политический багаж, добытый, в том числе, и в крайне напряженное военное время, позволял Михаилу Кузьмичу чувствовать себя уверенно среди своих современников-руководителей в новой для страны ракетной отрасли. Он, как никто другой, знал экономические возможности послевоенного СССР, уровень отечественного научного обеспечения разработок военной техники, потенциал вероятного противника. Всё это вместе взятое открывало ему горизонты на много лет вперёд, давало возможность с опережением времени системно закладывать основы перспективных направлений развития ракетной техники как таковой, так и важнейших её составляющих.
Тут уместно вспомнить техническое кредо М.К. Янгеля, – Заказчику надо не то, что он хочет, а то, что ему нужно ...
 
Постановка задачи исследований
 
В конце сороковых годов советская ракетная техника (военная, другой не было) стояла на распутье – по какому пути двигаться дальше? Принципиально, таких путей было два.
Первый, эволюционный, заключался в дальнейшем улучшении эксплуатационных характеристик ракет, аналогов Фау-2, на уже привычном топливе кислород и спирт (впоследствии – керосин). Однако этот путь уже не устраивал передовую часть руководства Советской Армии в силу дороговизны обслуживания ракет на криогенном компоненте, громоздкости и невозможности соответствующей защиты стартового комплекса ракет с криогенным топливом.
Второй, революционный путь, заключался в создании баллистических ракет на новых (для этого класса ракет) высококипящих компонентах.
Именно второй путь мог обеспечить заметное повышение надёжности и боеготовности, удешевление всего ракетного комплекса, существенное упрощение его эксплуатации, возможность создания мобильных комплексов.
Целью данной статьи является анализ путей повышения надёжности и безопасности эксплуатации ракетных комплексов на примере совершенствования систем наддува топливных баков, важнейших составляющих систем питания двигательных установок (ДУ) ракет-носителей (РН).
Система питания компонентами топлива ДУ занимает своеобразное место среди других систем ракетного комплекса. В её состав в общем случае, как известно, входят [1]:
 – топливная система (баки, заборные устройства, расходные магистрали);
 – системы заправки ДУ сжатыми газами и компонентами топлива;
 – системы дренажа и предохранения баков от недопустимых величин давлений;
 – системы предпускового и полётного наддува топливных баков и др.
Значимость рассматриваемых систем питания определяется не только их определяющим вкладом в массовую сводку носителя. Системы питания, и в первую очередь – системы наддува (СН), во многом формируют как конструктивную сложность ракеты (а, следовательно, и её надёжность), так и, что не менее важно, структуру и стоимость стартовой позиции, стендовой испытательной базы, производственных и технологических мощностей, количество обслуживающего персонала.

Изложение основного материала исследования
 
Наличие в составе ракетного комплекса любого дополнительного компонента к двум уже выбранным (окислитель и горючее) сразу же приводит к необходимости осуществления целого ряда технически сложных и дорогостоящих мероприятий.
К таким дополнительным компонентам в начале пятидесятых годов в СССР, США, Англии и Франции относились:
– перекись водорода (для работы турбонасосного агрегата);
– сжатые воздух и азот (для наддува баков);
– вода (для охлаждения стартового стола, а во Франции – для охлаждения двигателя и для балластировки генераторного газа с целью снижения его температуры) и др.
Дорогостоящие «дополнительные» мероприятия – это проектирование, отработка и изготовление комплекса хранения (получения) каждого дополнительного компонента, транспортировки его к стартовым позициям, так и к испытательной базе, заправки им штатной ракеты и всех экспериментальных установок, созданных для отработки. Естественно, необходимо подготовить (а в дальнейшем регулярно контролировать и повышать технический уровень) штат специалистов для работы на этих дополнительных комплексах в каждом из указанных мест.
Далее, использование для наддува топливных баков РН такого распространённого в ракетной технике рабочего тела как сжатый гелий требует постоянного достаточного дорогостоящего контроля подземных ёмкостей (сосудов высокого давления) на герметичность, прочность, чистоту, не только на стартовой позиции, но и на действующей испытательной базе. Также в постоянном контроле состояния нуждаются и все многочисленные агрегаты автоматики, участвующие (и дублирующие) в заправке хранилищ, хранении и последующей заправке ракеты дополнительными компонентами.
Учитывая, что запуски практически всех современных РН происходят всего лишь 3 – 6 раз в год с одной стартовой позиции, становится понятным, что «наземная» составляющая стоимости запуска космического объекта «благодаря» введению дополнительных компонентов на борту носителя заметно возрастает. Сейчас себе это трудно представить, но на момент разработки («всего лишь» 36 лет тому назад) известнейшей РН «Зенит» (тогда изделие 11К77) планировалось до 40 пусков её в год!
При такой интенсивности работ, естественно, вклад наземной части на 1 пуск был существенно меньше.
Отдельно надо отметить, что стереотипы по проектированию космических ракет и космодромов для достижения, преимущественно, политических целей за бюджетные деньги, сложившиеся в пятидесятые – шестидесятые годы, к сожалению, живы и сегодня. В настоящее же время, когда стремительно идёт коммерциализация космической техники во всём мире, когда растёт число стран, стремящихся оказывать пусковые услуги, во главу угла должна ставиться минимальная стоимость запуска 1 кг полезной нагрузки (не за счёт заработной платы разработчиков) при требуемой надёжности.
Более подробно остановимся на первых ракетах, использующих высококипящие компоненты топлива. Во-первых, именно в их составе стали применяться автономные СН, подчёркивающие преимущества этих топлив. Во-вторых, в технической литературе крайне мало технических сведений о системах питания ДУ тех времён, а та информация, что имеется, зачастую носит противоречивый характер.
Придя в ракетную технику, поработав в ней и разобравшись в сути вопросов, заместитель Главного конструктора ОКБ-1 головного ракетного НИИ-88 (а с мая 1952 года – директор института) М.К. Янгель принял раз и навсегда революционный путь её развития. Этот путь заключался во внедрении в практику ракетостроения высококипящих компонентов топлива и последовательной реализации всех преимуществ, которые они в себе таили: существенное упрощение и удешевление обслуживания ракетного комплекса, повышение его защищённости и, следовательно, надёжности. Именно этот путь вёл к тому, что баллистическая ракета (впоследствии – межконтинентальная) могла превратиться в настоящее грозное оружие. Этот путь таил много неизведанного, но в случае успеха открывал огромные перспективы.
Именно такими, революционными, и стали первые ракеты Михаила Кузьмича – Р-11 и Р-12.
На своей первой одноступенчатой (других тогда ещё не было) ракете Р-11, разрабатываемой по постановлению Совета Министров СССР от 4.12.1950 г., был реализован и опробован ряд перспективных решений, в том числе, и по СН топливных баков, которые он планомерно далее доводил до идеала. Основными идеями разработки Р-11 являлось подтверждение (в минимальные сроки) удобства и упрощения эксплуатации ракет с высококипящими компонентами топлива (горючее Т-1, окислитель АК-20И, пусковое горюче ТГ-02 – «Тонка»), снижение их потребной массы при прочих равных условиях, увеличение срока нахождения ракет в полной боевой готовности, возможность создания на их базе мобильных комплексов. Тактическая ракета Р-11 благодаря этому, имела срок хранения в заправленном состоянии не менее 1 месяца! Небывалый срок для того времени.
Если на прототипе данной ракеты («Wasserfal», Германия, 1943 г.) использовалась азотная газобаллонная вытеснительная система (дополнительный компонент азот), то на Р-11 М.К. Янгелем была применена автономная (не связанная со стартом) горячая (в данном случае – твёрдотопливная, таящая и сегодня ряд технических проблем, в силу чего она не находит подобающего применения). Но этот шаг позволял упростить старт путём исключения из его состава азотодобывающей станции с обслуживающим её персоналом, исключить дополнительные связи со стартом, облегчить ракету, убрав из её конструкции баллоны высокого давления с агрегатами автоматики. При разработке Р-11 были принесены в жертву многие уже хорошо известные (в перспективности которых не было сомнений) технические решения (турбонасосная система подачи топлива, достаточно точная система управления, заборные устройства и др.), но только не решения, снижающие автономность ракеты, в нашем случае это СН.
В итоге ракета Р-11 получилась легче аналога Р-1 (Фау-2) в 2,5 раза при той же дальности, надёжнее, проще в обслуживании и дешевле. Неудивительно, что она стала основой последующих тактических мобильных комплексов, стоящих на вооружении Советской Армии. Именно дешевизна, неприхотливость и простота обслуживания позволили потом продавать их в огромных количествах дружественным странам азиатского и африканского континентов.
При проектировании и отработке ракеты Р-11 была прочувствована проблематика горячего наддува топливных баков, что дало возможность последовательно развивать это направление в дальнейших разработках. В чём заключалась эта проблематика применительно к внутрибаковым процессам? Первое, далеко не чистые продукты сгорания ПАДов. В их составе, имевшем сугубо восстановительный характер (до 30% Н2 и до 25% СН4, что теоретически не желательно для бака с окислителем) имеется конденсированная фаза (С(s), Pb, MgO, TiO2), которая могла загрязнять верхний слой топлива и внутрибаковые устройства. Далее, в горячих пороховых газах содержится до 20% паров воды, часть которых при остывании внутри бака в результате теплообмена и совершения механической работы вытеснения топлива конденсируется, уменьшая количество газа наддува в баке. При этом увеличиваются прогревы верхнего слоя топлива и конструкции бака (для стальных баков Р-11 это не так важно) за счёт выделения скрытой теплоты парообразования.
Сложнейшие вопросы нестационарных тепловых и массообменных процессов в баках ракет при их горячем наддуве, которые в достаточном объёме и на требуемом уровне не изучены и к сегодняшнему дню, необходимо было решать, причём в кратчайшие сроки. И это удалось сделать инженерным путём. Например, исключение взрывоопасной ситуации в баке окислителя при наддуве газом с избытком горючего достигалось охлаждением продуктов сгорания ПАДа жидким окислителем ниже температуры самовоспламенения паров окислителя и горючего. Возможное загрязнение конденсированными продуктами сгорания и повышенный прогрев верхнего слоя топлива не было критичным из-за заметных остатков незабора топлива (заборные устройства не предусматривались). Можно привести и другие смелые и адекватные технические решения, существенно упростившие схему ракеты.
Сугубо положительный результат разработки ракеты Р-11 позволил Правительству выпустить постановление о проектировании очередной ракеты Р-12 на высококипящих компонентах топлива (горючее ТМ-185, окислитель АК-27, пусковое горючее ТГ-02) на дальность 1000 км. Возглавив в 1954 году днепропетровское ОКБ-586, М.К. Янгель добился у руководства отрасли изменения дальности ракеты в два раза (не было смысла дублировать разработку НИИ-88 ) и оснащения её полностью автономной системой управления. Также были привнесены в разработку и уже апробированные на Р-11 прогрессивные технические решения, в том числе и по СН.
Так, из первого варианта Р-12 был исключён с борта изделия жидкий азот (а со стартовой позиции добывающая и сжижающая азот станция с обслуживающим персоналом), используемый для наддува обоих топливных баков после испарения и нагрева в специальном теплообменнике. Такая система планировалась и впоследствии была реализована на ракете Р-7 С.П. Королёва (СН с жидким азотом в дальнейшем развития не получили и не применялись). М.К. Янгель всячески поддерживал инициативу разработчиков системы питания двигателя РД-214 Э.М. Кашанова, В.И. Кукушкина и В.А. Антонова об одновременной проработке ряда новых автономных СН. Особо следует отметить, что Главный конструктор постоянно лично контролировал ход разработки, и зачастую помогал исполнителям в принятии необходимых решений «через головы» промежуточных начальников.
Наилучшие результаты из рассматриваемых систем показала СН бака окислителя продуктами разложения перекиси водорода, которая использовалась на этой ракете для работы турбины двигателя [3]. При этом были решены сложнейшие проблемные вопросы. Так, при попадании в бак такой газ (Н2О+О2) с начальной температурой более 500°C после совершения работы выдавливания топлива и теплообмена с граничными поверхностями остывал. В результате указанных процессов его температура заметно падала, и часть паров воды конденсировалась, в том числе и на алюминиевом днище бака окислителя (верхний бак состоял из двух отсеков). Конденсация приводила к недопустимо высокой температуре алюминиевого днища. Интересно отметить, что на ФАУ-2 и Р-11, где баки окислителя впервые наддували соответственно парами кислорода и генераторным газом, происходили аналогичные процессы. Однако отрицательных последствий там не наблюдалось, т.к. баки были стальными.
Проблема перегрева алюминиевого днища на Р-12 была решена достаточно элегантно – введением тонкостенного фальшднища, которое расположили эквидистантно силовому! Для усиления эффекта температура газа на входе в свободный объём бака дополнительно снижалась, что достигалось размещением простейшего трубчатого теплообменника в толще окислителя.
Были попытки использовать парогаз и для наддува бака с горючим ТМ-185, но в силу недостатка времени они не были доведены до конца.
Для наддува бака горючего на ракете Р-12 была использована воздушная газобаллонная система, заправляемая на старте от обычного компрессора.
В 1959 году была реализована ещё одна гениальная идея М.К. Янгеля – использование серийно выпускаемого боевого носителя (дешёвого, надёжного, отработанного) для запуска космических объектов различного назначения. Спутники и ракеты-носители этого направления получили название «Космос». Для этого была спроектирована новейшая вторая ступень для Р-12 с использованием временно невостребованного двигателя РД-119. На ней применили только что освоенное промышленностью горючее НДМГ в паре с жидким кислородом (удельный импульс – 352с!). Баки ІІ ступени наддувались автономными системами – испарённым кислородом и генераторным газом, балластированным горючим.
Интересно отметить, что на следующей ракете Р-14 на компонентах топлива АК-27И и НДМГ были реализованы простейшие неавтономные газобаллонные системы, для бака окислителя воздушные, для бака горючего – азотные. Может возникнуть вопрос, – Почему после стольких трудов и позитивных результатов приняты не автономные СН?
Ответ на этот вопрос вытекает из уникального уровня небольших потребных давлений в баках на этой разработке. Ракета Р-14 одноступенчатая на большую дальность (~4500 км), баки длинные и давление на входе в двигатель по линиям обоих компонентов в значительной мере обеспечивалось столбом жидкости (с учётом полётной перегрузки). Более того, чтобы его уменьшить до потребного, в расходной магистрали окислителя (верхнего бака) был даже установлен дроссель! Поэтому, учитывая крайне сжатые сроки (в это время в ОКБ-586 полным ходом шла разработка первой днепропетровской МБР Р-16) и были приняты простые газобаллонные СН небольшой массы, не требующие большого объёма экспериментальной отработки.
В дальнейших разработках янгелевских ракет применялись только автономные системы полётного наддува: скоростным напором воздуха, газогенераторные, смесевые, высокотемпературные газогенераторные. Достаточно быстро были внедрены и автономные системы предпускового наддува, так называемые химические (впрыск самовоспламеняющихся компонентов топлива в свободные объёмы баков). Такие новаторские решения потребовали колоссальной концентрации усилий разработчиков систем, привлечения ведущих научных организаций страны, большого объёма комплексных уникальных экспериментальных исследований. Внедрение эффективных автономных СН дало возможность существенно упростить стартовую позицию, свести к минимуму обслуживающий персонал за счёт размещения всех потребных ресурсов для старта и полёта ракеты на её борту.
Несомненным движением вперёд является и внедрение в практику ракетостроения такого новаторского решения как безлюдный старт, существенно повышающего надёжность старта ракеты и безопасность её эксплуатации. Уже на ракетах второго поколения все заправочно-сливные операции проводились бортовыми элементами автоматики дистанционно. Был исключен пресловутый ПЩС (ручной пневмощиток стартовый), который ранее размещался в непосредственной близости от заправляемой ракеты.
В заключение следует констатировать, что идеи о максимально простом стартовом комплексе, о минимальном объеме предстартовых операций и максимальной простоте обслуживания ракетного комплекса на стартовой позиции (минимальное влияние человеческого фактора в экстремальных условиях), к чему самое непосредственное отношение имеют системы предпускового и полётного наддува, продолжают жить и реализовываться. Так, путём последовательной разработки изначально плодотворных идей, и были созданы шедевры современного ракетостроения, которые ещё долго будут служить эталонами в своих классах. В первую очередь, это конверсионная РН «Днепр» (межконтинентальная ракета Р18 ), ракета Р18М, больше известная как «Сатана», находящаяся на боевом дежурстве в полной боевой готовности 25 лет. Эти отечественные РН имеют на борту все ресурсы для старта. Тут уместно отметить и РН «Зенит», подготовка к старту которой максимально (среди космических носителей) ускорена и полностью автоматизирована (безлюдный старт).
 
Выводы и перспективы дальнейших работ в данном направлении
 
В контексте рассматриваемого вопроса надо отметить, что конструкции СН современных космических РН, использующих самые распространённые компоненты топлива жидкий кислород и РГ-1, таят большие резервы. На эксплуатируемых сегодня носителях до сих пор применяются (и планируются к применению) дорогостоящие тяжёлые газобаллонные СН, усложняющие саму РН, стартовую позицию, стендовую и производственную базы [2].
Тут необходимы пояснения, каким образом появились гелиевые газобаллонные системы на РН «Зенит», который является эталоном для ракетостроителей всего мира уже долгие годы. Дело в том, что в постановлении Правительства от 1976 г. на разработку РН 11К77 (впоследствии РН «Зенит») указано, что её І ступень должна быть максимально унифицирована с І ступенью РН «Энергия» (11С25) многократного использования (ступень до 10 раз, двигатель – до 20 раз [3]" ]. Это, естественно, привносило ряд существенных ограничений, в том числе, на чистоту применяемых рабочих тел наддува и температуру конструкций. Так, например, максимально допустимая температура верхнего днища бака окислителя изделия 11С25 не должна была превышать всего 500°C. При этом, на РН «Энергия» в нештатной ситуации на этапе работы І ступени при отказе любого блока выключалась его двигательная установка, и с ~ 40 с полёта (уход от старта) начинался интенсивный слив кислорода из него [4]. Таким образом, генераторные, испарительные, смесевые и другие автономные СН, использующие работающий двигатель, исключались. Так появился гелий в СН баков І ступени РН «Зенит», и, соответственно, на стартовой позиции. В этом случае, его целесообразно было применять и на ІІ ступени.
Особо следует подчеркнуть, что разработчики ПГСП КБ «Южное», прошедшие сложнейший путь совершенствования СН для МБР, экспериментальную отработку СН баков РН «Зенит» провели и для генераторных, и для испарительных, и для политропных (самонаддув) систем. Причём, поиск новых решений, расчётные и экспериментальные исследования оригинальных автономных СН как для бака с криогенным окислителем, так и для бака с РГ-1, успешно продолжался вплоть до 1992 года. Результаты модельных испытаний были сугубо оптимистичными.
К сожалению, в мировом ракетостроении не наблюдается прогресса в совершенствовании СН баков РН на компонентах топлива жидкий кислород и РГ-1. Так, на 60, 61 и 62 Международных конгресах по астронавтике (Точжон, Прага и Кейптаун) лишь один доклад был посвящен проблематике, связанной с наддувом. Причём, он касался не новых идей, а только лишь возможности (невозможности) моделирования параметров СН.
Объяснить такое положение дел, по нашему мнению, можно следующим:
– отсутствием у зарубежных ракетчиков опыта разработки и эксплуатации ряда поколений жидкостных МБР с разнообразными автономными СН (за исключением двигателистов Украины и Российской Федерации, которые в настоящее время испытывают определённые проблемы с финансированием научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ);
– чрезвычайной сложностью взаимосвязанных процессов, протекающих внутри топливных баков при их наддуве неинертным высокотемпературным газом на активном участке траектории полёта РН;
– дороговизной исследованиий указанных процессов с имитацией основных влияющих факторов полётных условий.
В настоящее время в связи с постоянным возрастанием количества стран, создающих свои РН и производящих запуски космических аппаратов, растёт конкуренция на рынке пусковых услуг.
И побеждать в ней в дальнейшем будет естественно тот, кто обеспечит при потребной надёжности, минимальную стоимость запуска космических аппаратов и простоту обслуживания космического ракетного комплекса. Заметную роль тут будут играть и системы питания ДУ космических РН, которые, безусловно, должны совершенствоваться по пути, проложенному М.К. Янгелем.
 
Литература
 
1. Беляев, Н.М. Системы наддува топливных баков ракет [Текст] / Н.М. Беляев.– М.: Машиностроение, 1976.– 366 с.
2. Митиков, Ю.А. Газобаллонные системы наддува и ракеты–носители нового поколения [Текст]
/ Ю.А. Митиков // Космическая техника. Ракетное вооружение: Сб. науч.-техн. ст. 2012. – Вып.1 – Днепропетровск: ГП «КБ «Южное». – C. 179 – 185.
3. Призваны временем. Ракеты и космические аппараты конструкторского бюро «Южное» [Текст] / Под общей ред. С.Н. Конюхова. – Д.: Арт-пресс, 2004. – 230 с.
4. Губанов Б.И. Триумф и трагедия «Энергии». Размышления главного конструктора. Т. 3. «Энергия»-«Буран» [Текст] / Б.И. Губанов. – Нижний Новгород: НИЭР, 1988. – 432 с.

[Salo]

Энергосберегающие технологии и оборудование Том 4, № 8 (2012)
Статья:
Ю.А. Митиков ГЕНЕРАТОРНЫЙ НАДДУВ БАКА С РГ-1 РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ

Ю.А. Митиков
Кандидат   технических   наук,   доцент, заведующий   кафедрой Кафедра   двигателестроения Днепропетровский   национальный    университет   им.   Олеся   Гончара пр.   Гагарина,   72,   г.   Днепропетровск,   Украина,   49010
Контактный   тел.:   067-565-00-05
E-mail:   mitikov@yandex.ru

Постановка проблемы в общем виде и ее связь с важными научными и практическими задачами
В настоящее время наибольшее распространение в качестве топлива двигательных установок (ДУ) ракет-носителей (РН), особенно их первых ступеней, во всем мире находят жидкий кислород и углеводородное горючее типа керосин (Т-1, метан, синтин, РГ-1, в дальнейшем – РГ-1). В качестве примера достаточно привести следующие РН – «Зенит» (Украина); многочисленное семейство РН «Союз-2», «Русь-М», «Ангара» (Россия); Atlas III, Atlas V, Antares, Falcon 9 (США); KSLV1, KSLV2 (Южная Корея) и др.
Для наддува топливных баков большинства указанных РН применяются гелиевые газобаллонные системы наддува (СН). В первую очередь это касается СН баков с РГ-1. Газобаллонные СН конструктивно сложны, имеют большую удельную массу, сложны в отработке [1], особенно при использовании в качестве теплоносителя теплообменника окислительного генераторного газа маршевого ЖРД. Не менее важно и то, что они существенно усложняют стартовую позицию (хранилища, агрегаты автоматики и т.п.), стендовую базу, производственные мощности, которые все нуждаются в постоянном контроле состояния, несмотря на минимальное количество запусков в год (в среднем, 3 – 4) [2]. Следует заметить, что конструктивно они недалеко ушли от СН Фау-2, разработанных Вернером фон Брауном в далеком 1937 г.
В тоже время на последнем и предпоследнем поколениях жидкостных МБР СССР для наддува баков (с высококипящим топливом) применялись конструктивно простые автономные (не использующие для работы рабочие тела со старта) генераторные СН и химические. При этом следует отметить, что эти системы крайне наукоемкие. При разработке они потребовали огромной концентрации усилий всего научного потенциала страны.
Ситуация, на первый взгляд, парадоксальная, учитывая то, что зарубежные разработчики ДУ, имеющие определенное финансирование, работ по поиску новых эффективны способов наддува практически не ведут.
Об этом свидетельствует лишь одно сообщение на трех последних Международных конгрессах по астронавтике (Точжон, Прага, Кейптаун). Причем, оно касалось не поиска новых решений, а лишь возможности моделирования (точнее, невозможности) внутрибаковых процессов.
На наш взгляд, дело тут в следующем. Ракетчики США с середины шестидесятых годов в силу ряда причин прекратили разработку жидкостных МБР, с успехом переключившись на твердотопливную тематику.
КБ С.П. Королева в начале шестидесятых годов было вытеснено с боевой тематики коллективами М.К. Янгеля и В.Н. Челомея. А именно финансирование военных заказов в условиях гонки вооружений позволяло проводить сложнейшие, уникальные и дорогостоящие
научно-исследовательские работы, добиваться выдающихся результатов.
РН, использующих жидкий кислород и керосин, в Советском Союзе сделано не так уж и много, как могло бы показаться со стороны. Были сданы в эксплуатацию всего два носителя «Союз-2» (модернизированная Р-7, на которой ДУ форсирована всего на несколько процентов) и МБР Р-9. В КБ «Южное» (Днепропетровск) фактически разработаны и полноценно отработаны (конец семидесятых – начало восьмидесятых годов прошлого столетия) два во многом однотипных носителя на жидком кислороде и РГ-1 – «Зенит» и «Энергия» (I ступень), позволившие получить уникальные экспериментальные данные. Наследники В.Н. Челомея только сейчас разрабатывают свою первую РН «Ангара» на указанных компонентах топлива.
Не сложно сделать вывод, что зарубежные ракетчики и исследователи из университетов, не имеют опыта разработки сложнейших (в научном плане) автономных высокоэффективных СН. Фактически ведущими в вопросах СН являются днепропетровские двигателисты, имеющие колоссальный опыт создания систем питания для таких шедевров ракетостроения как МБР 18, 18М («Сатана»), а также РН «Зенит» и «Энергия».
Приведем только один пример, выпускниками кафедры двигателестроения физтеха ДНУ им. О. Гончара, по самым скромным оценкам, получено более 350 авторских свидетельств на изобретения и патентов по тематике систем наддува!
В тоже время для наддува баков с кислородом известны (со времен Фау-2) простые автономные испарительные [3] и политропные СН [4]. Если бы удалось внедрить и для наддува баков с РГ-1 автономные газогенераторные системы, то это позволило бы существенно упростить ПГСП носителя, конструкцию и стоимость стартовой позиции и стендовой базы.
В настоящее время все больше стран стремятся осваивать космическое пространство. Сегодня уже частные компании (SpaceX, США) запускают (носитель Falcon 9) возвращаемые транспортные корабли к МКС (Dragon). Очевидно, что конкуренция в этой области техники далее будет только возрастать, и побеждать в ней будет тот, кто обеспечит меньшую стоимость вывода 1 кг полезной нагрузки на опорную орбиту с требуемой надежностью.

Выделение нерешенных ранее частей общей проблемы, которым посвящается данная статья

При наддуве бака генераторным газом (особенно высокотемпературным) внутри его происходят крайне сложные процессы, которые надо представлять и описывать для проведения расчетов параметров СН. В начале работы СН струя газа внедряется в поверхность топлива, т.к. начальные газовые объемы в баках минимальны и выходные сечения газовводов находятся в непосредственной близости от зеркала топлива. В зоне внедрения (в так называемой каверне) происходят интенсивные тепло- массообменные процессы. При однорежимных газовводах (другие по сегодняшний день не используются) происходит резкое падение давления газа в баке, в первую очередь за счет конденсации паровой фазы, находящейся в составе ПС [8].
Появляется необходимость увеличения расхода газа на наддув. Но при этом приблизительно с середины полета ступени давление газа в баке повышается выше требуемых значений, и часть газа сбрасывается за борт через предохранительный клапан. Это, естественно, непроизводительные потери.
Оптимизации условий ввода газа наддува в баки посвящена работа [9]. Определению геометрических размеров каверны, систематизации данных по режимам взаимодействия и величинам определяющих скоростей посвящена работа [10]. В исследовании [11] даны рекомендации по расчету скорости газа наддува по высоте бака (дальнобойности струи) при неизотермичности более 3 с учетом осевой перегрузки. В работе [12] показано, что для баков большого удлинения (больше 1,5) существенную роль на распространение струи начинает играть стесняющее действие конструкции бака. В исследовании [13] отражена роль предпускового наддува в исходном состоянии системы на момент старта носителя. Работы [14, 15] обобщают указанные исследования в виде методик расчета параметров СН.
Основной проблемой внедрения генераторной СН на основных компонентах топлива бака с РГ-1, является то, что при освоенных в системах питания температурах (до 1120 К) в продуктах сгорания находится до 7% (массовых) сажи. При попадании ее в таком количестве в топливный бак, разрастании ее в заметные кластеры, возможен выход из строя внутрибаковых устройств
(датчики заправки, остатка, СУРТы, заборные устройства, фильтры в расходных магистралях и т.п.).

Формулирование целей статьи

Целью данного исследования является нахождение и обоснование режимов, позволяющих реально рассматривать возможность внедрения в практику ракетостроения конструктивно простых и эффективных высокотемпературных газогенераторных (на основных компонентах топлива) СН баков РН с РГ-1.
Применение таких СН на носителях нового поколения позволило бы существенно упростить конструкции РН, стартовой позиции и испытательной базы, свести к минимуму затраты на обслуживание ракетного комплекса, снизить стоимость запуска в космос полезной нагрузки при повышении конечной надежности.

Изложение основного материала исследования с полным обоснованием полученных научных результатов

Термодинамические расчеты показывают, что максимальное значение газовой постоянной ПС кислорода с керосином составляет ~ 530 Дж/кг·град и наблюдается при температуре в газогенераторе ~ 1770 К (рис.1). Отклонение температуры от этого значения в любую сторону приводит к падению газовой постоянной. При этом давление в газогенераторе в пределах 390 – 2000 КПа влияния на ее величину не оказывает. При вводе в бак ПС с Т = 1770 К температура га за внутри бака по известным причинам будет существенно меньше. Как видно из рис.2, на котором приведены результаты равновесного охлаждения ПС, при температуре ниже 1100 К наблюдаются негативные явления – происходит быстрый рост доли углерода (сажи) в ПС и снижение величины газовой постоянной.
Рассмотрим кинетику химических реакций, происходящих в ПС топлива кислород – керосин. При температуре ~ 1770 К ПС состоят из Н2, Н2О, СО и СО2. При их равновесном охлаждении происходят следующие химические реакции [16]:

 СО2 + Н2 ⇄ СО + Н2О; (1)
 2Н2 + С ⇆ СН4; (2)
 2СО ⇄ СО2 + С; (3)



Реакции (2) и (3) протекают при температурах от 1100 К до 700 К. В результате реакции (1) газовая постоянная ПС не изменяется, две другие реакции приводят к ее уменьшению. По данным работы [16] время, необходимое для достижения равновесия реакций (2) и (3) при температуре 1770 К, составляет ~ 2,5 с, причем с понижением температуры это время только увеличивается. Таким образом, задача получения чистых продуктов сгорания сводится к быстрому (∆τ ≤ 1 с) прохождению ПС температурного диапазона 1200 – 700 К. Этот вывод вполне реализиуем.
Следует заметить, что в процессе запуска и работы газогенератора в нем возможны зоны с пониженной температурой (например, пристеночный слой), где могут создаваться условия для образования сажи. Для исключения этого сугубо локального явления целесообразно принимать меры. Методы борьбы с ним известны, это и ингибирование процессов коагуляции угольных частиц [17], и использование РГ-1 на входе в газогенератор в паровой фазе и др.
В настоящее время в СН достигнута температура продуктов сгорания ~ 1120 К. Попытки использовать более горячий газ ранее приводили к необходимости охлаждения магистралей подачи газа в бак, перегреву верхнего алюминиевого днища бака. Однако и эта проблема разрешима, например, при размещении генератора прямо на верхнем днище бака, использовании современных эластичных керамических теплоизоляций, применении многорежимных газовводов [8].

Выводы из данного исследования и перспективы дальнейших работ в данном направлении

Сравнение результатов расчетов параметров предложенной нами высотемпературной (Т ~ 1770 К) генераторной СН и самой эффективной из применяемых на сегодняшний день сверххолодной гелиевой [17] (по методике [15]) применительно только к I ступени РН показывает, что, при прочих равных условиях, выигрыш в массе полезной нагрузки составляет не менее 30 кг (для двухступенчатой РН среднего класса). Это, в сочетании с применяемыми автономными СН баков с кислородом, открывает путь заметного упрощения конструкции РН нового поколения, их стартовых позиций, использующихся сегодня не чаще 3 – 4 раз в год, и испытательной базы. Перспективы, которые открывает внедрение предложенной системы, безусловно, заслуживают продолжения работ в данном направлении и проведения экспериментальных исследований.

Литература
1. Митиков, Ю.А. Газобаллонные системы наддува и ракеты-носители нового поколения [Текст] / Ю.А. Митиков // Космическая техника. Ракетное вооружение. – 2012. – №1. – С. 179 – 185.
2. Митиков, Ю.А. Пути повышения надежности и безопасности эксплуатации ракетных комплексов [Текст] / Ю.А. Митиков,
В.А. Антонов, М.Л. Волошин, А.И. Логвиненко // Авиационно-космическая техника и технология. – 2012. – № 3 (90). – C. 30 – 36.
3. Митиков, Ю.А. Возможности наддува бака с РГ-1 жидким кислородом [Текст] / Ю.А. Митиков, А.Ю. Загаевский // Проблемы высокотемпературной техники. – 2012. – №1. – С. 87 – 92.
4. Митиков, Ю.А. Определение уровня кипящего топлива в баке ракеты-носителя [Текст] / Ю.А. Митиков // Радіоелектронні і комп'ютерні системи. –2012. – №2 (54). – С. 44 – 48.
5. Мітіков, Ю.О. Надхолодне польотне наддування баків з вуглеводневим  пальним ракет-носіїв [Текст] / Ю.О. Мітіков // Системи озброєння та військова техніка. –2012. – №1(29). – С.130 – 132.
6. Митиков, Ю.А. Совершенствование газобаллонной системы полетного наддува [Текст] / Ю.А. Митиков, А.И. Артамонов // Вісник НТУ «ХПІ». – 2012. – №26. – С. 16 – 21.
7. Галась, М.И. Системы основного наддува топливных баков ракет с углеводородным топливом типа керосин. Автономная отработка [Текст]/ уч. пособ. / М.И. Галась, Ю.А. Митиков // Д. : ГКБ «Южное», ДГУ, 1990. – 37с.
8. Мітіков, Ю.О. Рекомендації по проектуванню газовводів баків великого подовження [Текст] / Ю.А. Митиков, М.В. Поляков // Збірник наукових праць ХУПС. – 2012. – Вип. №2 (31). – С.118 – 121.
9. Митиков, Ю.А. Оптимизация скорости ввода горячего гелия в бак с кислоро-дом [Текст] / Ю.А. Митиков, С.А.Куда // Вісник НТУ «ХПІ». – 2012. – №34. – С. 9 – 16.
10. Митиков, Ю.А. К вопросу определения диаметра кратера при взаимодейст-вии струи газа с жидкой фазой [Текст] / Ю.А. Митиков, Л.В. Пронь // Известия ВУЗов. Черная металлургия. – 1981. – №3. – С. 45 – 47.
11. Митиков, Ю.А. Расчет параметров неизотермической струи в баке [Текст] / Ю.А. Митиков, В.А. Мосейко // В.кн.: Рабочие процессы в двигателях. Тем. сб. науч. тр. МАИ. –1980. – С. 51 – 52.
12. Митиков, Ю.А. Определение коэффициентов стеснения неизотермических турбулентных струй [Текст] / Ю.А.Митиков, С.А. Куда // Проектирование сложных технических систем. Сб. н. тр. ИТМ АН УССР. – 1989. – С.153 – 155.
13. Митиков, Ю.А. Системное проектирование предпускового наддува баков с кислородом [Текст] / Ю.А.Митиков // Системные технологии. – 2012. – №1(78 ). – С. 152 – 157.
14. Митиков, Ю.А. Расчетно-экспериментальное исследование системы сверх-холодного наддува [Текст] / Ю.А.Митиков // Системне проектування та аналіз характеристик аерокосмічної техніки. – 2012. – т.ХІІI. – С.61 – 69.
15. Митиков, Ю.А. Расчет параметров системы наддува с учетом взаимодей-ствия струи газа с компонентом топлива [Текст] / Ю.А.Митиков, Г.М. Иваницкий // Холодильна техніка і технологія. – 2012. – №2. – С. С. 46 - 50.
16. Беляев Н.М. Системы наддува топливных баков ракет [Текст] / Н.М. Беляев. – М. : Машиностроение,1976. –335 с.
17. Mitikov, Yu.А. Soot nucleation and formation of soot clusters in flames [Текст] / E.N. Taran, V.F. Teryayev, V.F. Prisnyakov, A.N. Miroshnichenko // Flame Structure, v.2. – USSR Academy of Sciences, Siberian Branch. – Novosibirsk, Nauka, 1991. – Р. 504 – 508.
18. Способ наддува топливного бака [Текст] : пат. 51806 Украина: МПК B64D 37/24/ Шевченко Б.А., Митиков Ю.А., Логвиненко А.И. – №2000031474; заявл. 15.03.00; опубл. 16.02.02.

[Вован]

С бортовой системой наддува баков РН "Зенит" тесно связана наземная система предварительного охлаждения гелия жидким кислородом

[Вован]

Заправочный автостык подачи "холодного" гелия в бортовые баллоны РН "Зенит"

[Вован]

Просто и со вкусом наддув бака окислителя Р-16 набегающим потоком воздуха

[Salo]

Восточно-Европейский журнал передовых технологий //научный журнал. - 2012. - №3/7
Статья:
Ю.А. Митиков, А.И. Артамонов СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ ГАЗОБАЛЛОННОЙ СИСТЕМЫ ПОЛЕТНОГО НАДДУВА

Ю. А . М и т и к о в
Кандидат технических наук, доцент, заведующий
кафедрой*
Контактный тел.: 067-565-00-05
E-mail: mitikov@yandex.ru
А . И . А р т а м о н о в *
Контактный тел.: 067-119-38-04
E-mail: pluton@mail.ru
*Кафедра двигателестроения
Днепропетровский национальный университет
имени Олеся Гончара
пр. Гагарина, 72, г. Днепропетровск, 49010

Постановка проблемы в общем виде и ее связь с важными практическими задачами

Характерной особенностью двадцать первого столетия является то, что всё больше стран выходят на мировой рынок оказания услуг по запуску спутников и космических объектов различного назначения. Далее эта тенденция будет только усиливаться. В связи с этим, особую актуальность приобретают работы, направленные на совершенствование систем ракетно-космической техники, на повышение их эффективности и конкурентоспособности. В конечном итоге, такие работы должны способствовать снижению стоимости запуска 1 кг полезной нагрузки на орбиту при требуемой надежности.
В настоящее время в мировой ракетной технике широкое применении находят компоненты топлива жидкий кислород и углеводородное горючее типа керосин (Т-1, РГ-1, синтин, метан, далее – РГ-1). Достаточно привести примеры ракет-носителей (РН), которые используют данную топливную пару – «Зенит», «Ангара», «Русь-М», «Атлас ІІІ», «Антарес», KSLV-1. Все указанные выше носители используют для наддува топливных баков газобаллонные гелиевые системы.
Гелиевые системы наддува (СН), несмотря на их конструктивную сложность и достаточно большую массу, за десятилетия их применения показали себя с положительной стороны. Гелий – инертный газ, не вступает в химические реакции с конструкционными материалами и топливом, имеет после водорода наибольшую работоспособность, пожаробезопасен, не конденсируется при контакте с жидким кислородом, технологии его добычи, транспортировки и перекачки изучены и отработаны. Гелиевые СН на сегодняшний день наиболее изучены, разработаны, и не требуют для проектирования высокого уровня разработчиков. Это придает им привлекательности и в начительной степени способствует распространению в странах, только что вступивших на путь создания ракетно-космической техники.
Особо следует подчеркнуть, что СН среди других систем ракетного комплекса занимают своеобразное и важное место. Дело тут даже не в том, что конечная масса СН может достигать до 7% конечной массы отработавшей ступени [1]. Их тип, конструкция, логика работы во многом определяют структуру, конструктивную сложность, надежность не только самой РН, но и всего ракетного комплекса в целом, включая космодром, стендовую и производственную базы.
В этом смысле гелиевые СН не являются примером наилучшего технического решения [2]. В работе [3] показано, что потенциальные возможности заметного улучшения их параметров за шестидесятилетнюю историю применения на сегодняшний день практически исчерпаны. Ожидать существенного прогресса здесь не приходится. Отчасти это объясняется и тем, что разработчики систем питания недостаточно внимания уделяют повышению характеристик СН. Например, на трех последних международных конгрессах по астронавтике (Точжон, Прага, Кейптаун) вопросам наддува баков современных РН был посвящен всего лишь один вопрос из полутора тысяч представленных.
Причем, он был посвящен не новым идеям наддува, а только возможности (точнее, невозможности) моделирования параметров систем наддува при наземной отработке.
Учитывая, что космодромы с подземными хранилищами гелия и всей потребной инфраструктурой уже построены во многих странах мира, и то, что уже созданы носители с гелиевыми СН, которые будут еще эксплуатироваться десятки лет, было бы полезным, во-первых, привлечь внимание к проблемным вопросам гелиевых СН и, во-вторых, разработать некоторые простые (в конструктивном смысле) пути повышения их эффективности.
Анализ последних достижений и публикаций, в которых начато решение данной проблемы
Проанализируем типичную схему горячей газобаллонной гелиевой СН с целью определения процессов, происходящих внутри системы (рис. 1).



Перед стартом РН гелий из подземных хранилищ заблаговременно подается в баллоны 1, размещенные в баке 2 с жидким кислородом. При работе ДУ гелий из баллонов по трубопроводу 3 с температурными компенсаторами 4 через агрегаты автоматики 5 с дозирующими элементами поступает в теплообменник 6 ДУ. После нагрева он по трубопроводу 7 с температурными компенсаторами 8 вводится в верхнюю точку бака 9.
Такое техническое решение позволяет разместить потребное для наддува бака количество гелия в 2,3 раза меньшем объеме баллонов (с учетом коэффициента сжимаемости гелия [4] ), по сравнению с расположением их в межбаковом или двигательном отсеках при температуре окружающей среды (около 00С). Следует отметить и то, что титановый сплав баллонов при криогенной температуре заметно упрочняется.
Однако размещение баллонов с гелием в баке с жидким кислородом имеет и отрицательные последствия. Так, сокращается полезный объем бака. Для примера, это сокращение для І ступени РН «Зенит» составляет ~ 1,7 м3, что эквивалентно уменьшению заправки (в тех же габаритах носителя) почти на 2 т топлива. Далее, при опорожнении баллонов температура гелия в них существенно уменьшается. Особенно это заметно на первых ступенях РН, время работы которых составляет немногим более двух минут (быстрое опорожнение баллонов). На момент выключения ДУ температура гелия в баллонах первых ступеней РН составляет 30 – 40 К. При достаточно большом гидросопротивлению трактов наддува с теплообменником конечное давление гелия в них не удается реализовать ниже 25 – 30 х105 Па.
Низкие конечная температура и заметное остаточное давление гелия в баллонах приводят к тому, что около 20% (!) рабочего тела наддува остается неиспользованным, увеличивая конечную массу ступени РН. Это является большим недостатком горячих гелиевых СН, который воспринимается разработчиками на протяжении уже шестидесяти лет как данность.
Известна схема гелиевого газобаллонного наддува [5], т.н. сверххолодная, в которой успешно решен вопрос практически полного опорожнения баллонов.
Такая система конструктивно проста (по сравнению с горячей системой) и эффективна для наддува бака горючего, где роль теплообменника для холодного гелия (среднемассовая температура на входе в бак составляет ~60К) играет горючее нормальной температуры в количестве нескольких десятков тонн, и топливный бак, подверженный аэродинамическому нагреву, массой в несколько тонн. Для бака окислителя такая система наддува неэффективна, т.к. гелий и жидкий кислород имеют практически одинаковые температуры.
Известна из литературы новая более эффективная конструкция пластинчатого теплообменника [6], в которой в качестве теплоносителя используется окислительный генераторный газ. Применение такого теплообменника в составе ДУ (РД-191), как отмечают авторы, позволяет сократить ее массу на ~20кг. Иных проблем газобаллонной системы эта конструкция не решает.
В работе [7] приведены весьма оптимистичные экспериментальные результаты по определению оптимальной скорости ввода горячего газа наддува в свободные объемы баков удлинением 0,8. Эксперименты проводились с постоянным расходом и температурой газа на входе в бак, а также с постоянным расходом модельной жидкости из бака. Как использовать полученные результаты для баков иного удлинения (бак окислителя І ступени РН «Зенит» имеет удлинение более 5) в натурных условиях (существенно переменные по времени работы ДУ расход и температура газа наддува, меняющийся расход компонента из бака и др.) в работе не указано.
Других работ, направленных на повышение эффективности газобаллонных систем наддува в интересующем нас направлении, нам не известно.

Постановка задачи исследований

Целью настоящей работы является повышение эффективности гелиевых газобаллонных СН топливных баков ДУ РН на компонентах топлива жидкий кислород и РГ-1.
Для достижения поставленной цели воспользуемся классическим путем, на который непосредственно выводит нас уравнение состояния газа применительно к гелию в баллонах СН, а именно – уменьшение его начальной температуры (на момент включения двигателя) и повышение его конечной температуры (на момент выключения двигателя). Это должно позволить, при прочих равных условиях, больше гелия заправить в баллоны к моменту старта РН и меньше его оставить в них на момент выключения ДУ.
Таким образом, потребное количество гелия для наддува баков можно будет разместить в меньшем числе баллонов. Весь вопрос заключается в том, как это сделать предельно рационально, какие максимально доступные и простые ресурсы необходимо задействовать для достижения поставленной цели.

Изложение основного материала исследования с полным обоснованием полученных научных результатов

Как известно, еще со времен проектирования (начало пятидесятых годов прошлого столетия) легендарной королевской МБР Р-7 (современная широко используемая модификация – «Союз-2») не было проблем в оснащении стартовой позиции агрегатами заправки ракет жидким азотом. Именно на этой ракете баки окислителя и горючего надувались, и надуваются, по сей день в полете газифицированным в теплообменнике ДУ азотом, заправляемым на борт в жидком состоянии. В силу своей конструктивной сложности (специальный редуктор, насос жидкого азота, система выдавливания азота в насос) и не особой эффективности (снижение напора топливных насосов) она дальнейшего развития не получила и, насколько известно авторам, далее не использовалась.
Компоновки хвостовых отсеков космических носителей, как известно, не такие плотные, как у боевых ракет. Поэтому принципиально не должно составить проблемы размещение баллонов с гелием для наддува именно в хвостовом отсеке РН. Для РН «Союз-2» это вообще естественно. Причем, баллоны необходимо расположить внутри емкости, которую до заправки РН сжатыми газами следует заполнить жидким азотом. Перед самым же стартом носителя (перед началом работы СН) необходимо слить этот жидкий азот за борт РН. В этом случае мы получаем гелия в баллоне на момент старта РН на ~12% больше, чем в случае размещения баллонов в жидком кислороде. Другими словами, баллонов необходимо в предложенном варианте на 12% меньше.
Например, для І ступени РН «Зенит» данное техническое решение позволяет уменьшить количество стандартных 132 л баллонов с гелием на 1 штуку.
При этом еще и существенно уменьшается длина (гидросопротивление) холодных гелиевых трактов от баллонов до теплообменника по сравнению с традиционным размещением баллонов в верхнем баке РН, а теплообменника – в хвостовом отсеке. Уменьшение гидросопротивления трактов приводит к более полному опорожнению баллонов, т.е. уменьшению конечной массы гелия в них. Далее, освобождается от баллонов бак окислителя (1,7 м3), что позволяет дополнительно при тех же габаритах РН дополнительно заправить 2 т топлива.
При использовании же для наших целей переохлажденного азота, начальная масса гелия в баллонах увеличивается на ~25% (!) по сравнению с размещением баллонов с гелием в кипящем кислороде. При заправке РН сжатыми газами через хвостовой отсек также снижается и масса трактов заправки баллонов гелием.
После слива жидкого азота баллоны с гелием оказываются в воздушной среде с температурой на ~200 градусов выше, чем в случае их размещения в кипящем кислороде. Расчет по методике [4] показывает, что в этом случае при прочих равных условиях в результате теплообмена гелий в баллонах нагреется дополнительно не менее чем на 200, что практически отыгрывает начальное размещение баллонов в более холодной среде.
Оценка эффективности предложенного технического решения применительно к І ступени двухступенчатой РН «Зенит», показывает, что при его реализации полезная нагрузка (масса спутника) может быть увеличена на 30 кг.
Выводы из данного исследования и перспективы дальнейших работ в данном направлении Рассмотренное техническое решение позволяет улучшить параметры любой гелиевой газобаллонной СН современной ДУ, использующей компоненты топлива жидкий кислород и РГ-1. При его реализации на І ступени двухступенчатой РН «Зенит» выигрыш в полезной нагрузке может составить до 30 кг. Наиболее просто предложенное техническое решение реализуется на РН «Союз-2», где в хвостовом отсеке уже имеется в наличии жидкий азот. Для оценки его эффективности применительно к данному носителю необходимо учесть увеличение напора основных компонентов топлива и давления в камере сгорания (повышение удельного импульса), возникающее из-за исключения с вала ТНА насоса для жидкого азота и возможность работы камер сгорания двигателя РД-107 при повышенных давлениях без высокочастотной неустойчивости.
Для повышения эффективности предложенного технического решения целесообразно рассмотреть возможности более интенсивного нагрева баллонов с гелием после слива жидкого азота. Для этого необходимо провести ревизию источников тепла в хвостовых отсеках современных РН.

Литература
1. Беляев, Н.М. Системы наддува топливных баков ракет [Текст] / Н.М.Беляев. М.: Машиностроение, 1976. – 336 с.
2. Митиков, Ю.А. Газобаллонные системы наддува и ракеты–носители нового поколения [Текст] / Ю.А.Митиков // Журн. Космическая техника. Ракетное вооружение. – 2012. – №1. – Д.: ГП КБ Южное. – C. 179 – 185.
3. Митиков, Ю.А. Пути повышения надежности и безопасности эксплуатации ракетных комплексов [Текст] / Ю.А.Митиков, В.А.Антонов, М.Л. Волошин, А.И.Логвиненко // Журн. Авиационно-космическая техника и технология. – 2012. – №2. – Х.: ХНУ ХАИ. – С. Х–х.
4. Присняков, В.Ф. Определение параметров гелия при опорожнении емкости с учетом сжимаемости и сопротивления магистрали [Текст] / В.Ф. Присняков, М.И. Галась, А.И. Логвиненко, В.А. Мосейко // Журн. Проблемы високотемпературной
техники. –1981. – №1. – Д. : ДНУ. – С.86 – 94.
5. Мітіков, Ю.О. Надхолодне польотне наддування баків з вуглеводневим пальним ракет-носіїв [Текст] / Ю.О. Мітіков // Журн. Системи озброєння та військова техніка. – 2012. – Вип.Х – Х.: ХУПС. – С.х–х.
6. Бедов, Ю.А. Создание усовершенствованного пластинчатого агрегата наддува [Текст] / Ю.А. Бедов, Е.А. Белов, В.Ю. Богушев, О.Г. Клюева и др. // Журн. Труды НПО Энергомаш. – 2004. – № 22. М. : НПО Энергомаш. – С.132 –146.
7. Козлов, А.А. Системы питания и управления жидкостных ракетних двигательных установок [Текст] : учебн. / А.А.Козлов, В.Н. Новиков, Е.В.Соловьев. – М. : Машиностроение, 1988. – 352 с.
8. Способ и система наддува топливного бака [Текст] : Заявка на патент №201218723 Україна : МПК В64D 37/24. / Митиков Ю.А. ; заявитель Митиков Ю.А. ; заявлено 25.04.12.

[Вован]

Гелий на наддув баков блока И РН "Союз-2" в баллонах бака О

[Salo]

Системы вооружения и военная техника. – 2012. – № 1
Статья:
Ю.О. Митиков "Сверххолодный полётный наддув баков с углеводородным горючим ракет-носителей"

Показана эффективность сверххолодного гелиевого наддува баков первых ступеней ракет-носителей. Дан анализ экспериментальных исследований.

Введение

Постановка проблемы в общем виде.
Как показано в работе [1] в мировом ракетостроении наибольшее распространение для наддува баков двигательных установок первых ступеней ракет-носителей, которые используют жидкий кислород и углеводородное топливо типа керосин (РГ-1, синтин, Т-1, метан, далее РГ-1) наибольшее распространение нашли горячие газобаллонные гелиевые системы. В этой же работе сделан вывод о том, что возможности значительного улучшения их параметров на сегодня практически исчерпаны.
В первую очередь это объясняется довольно низкой номинальной температурой теплоносителя в теплообменнике ДУ (окислительный генераторный газ после турбины маршевого двигателя). На современном двигателе РД-171М она составляет 380°С, причём реализуется эта температура меньше половины времени работы ДУ в силу его многократного планового дросселирования (в схемах старых ДУ, например F-1 РН "Сатурн-5", которые использовали восстановительный генераторный газ, эта температура была на ~200°С выше).
Низкая температура теплоносителя в сочетании с прогрессивными методами управления полетом приводят к тому, что средне-массовая температура гелия на входе в топливные баки первых ступеней носителей не превышает 140°С. Для бака с РГ-1 такой наддув трудно назвать горячим.
Например на МБР последних поколений разработки КБ "Южное" использовался генераторный газ для наддува баков горючего с температурой ~850°С.
При этом давление газа в баках было более чем в два раза выше чем, например в баке горючего первой ступени РН "Зенит", а на момент старта газ в баке и его верхнее днище уже были разогреты химическим предпусковым наддувом.
Далее, в силу большого гидросопротивления длинных трактов наддува (включая теплообменник), реализуется заметное остаточное давление гелия в балонах, как правило до 2 МПа. Другими словами до 30% гелия остается в баллонах.

Анализ последних исследований и публикаций, в которых начато решение данной проблемы и, на что опирается автор. Возникает вопрос, можно ли улучшить характеристики гелиевой системы полетного наддува баков, парируя перечисленные минусы.
Рассмотрим этот вопрос более подробно. Значительно понизить конечное давление гелия в баллонах, уменьшая гидросопротивление длинных трактов наддува с теплообменником при классической компоновке СН (баллоны в верхнем баке с кислородом, теплообменник в хвостовом отсеке) вряд ли возможно. Заметно поднять температуру теплоносителя (окислтельный генераторный газ после турбины маршевого двигателя) тоже весьма проблематично. Однако эти оба направления, на наш взгляд, не являются тупиковыми и заслуживают глубокой проработки и должны стать предметом отдельного рассмотрения.
Анализ тепловой картины газа в топливных баках носителей [2-4], показал, что для баков с РГ-1 возможен и другой путь повышения эффективности гелиевых СН. Этот путь основан на использовании закономерностей конвективного теплообмена, струйных газовых течений, их настилания на препятствия, взаимодействия струи газа с поверхностью жидкой фазы.
Целью настоящей работы является обоснование пути повышения эффективности гелиевых газобаллонных СН баков топлива первых ступеней ракет-носителей, где в качестве теплообменника можно использовать многотонные конструкции баков и сам керосин.

Основной раздел

Нами был предложен новый способ наддува баков с РГ-1 [2-3], который получил название сверххолодный. Исходя из действующею классификации СН с температурой рабочего тела наддува [5] иначе его назвать тяжело, потому что холодным уже был назван наддув, при котором температура рабочего тела на входе в бак приблизительно равна температуре горючего.
Принципиальная схема предложенной нами сверххолодной СН приведена на рис.1. Как видно из предложенной схемы, гелий из баллонов 1, которые размещены в баке с жидким кислородом 2, кратчайшим путем через трубопровод 3, через межбаковый отсек с помощью агрегатов автоматики 4, вводится через специальный газоввод 5 в верхнюю точку бака горючего 6. В баке гелий за счет интенсивного теплообмена с его конструкцией и горючим нагревается и создаёт необходимое давление.



Предпосылкой для создания сверххолодной СН явился анализ следующих фактов:
1. Температура неизотермической струи по её длине довольно быстро приближается к температуре окружающей её среды. Уже через 20-30 калибров избыточная температура газа в струе уменьшается в 7-10 раз [6]. Так, при диаметре выходного сечения газоввода 50 мм и температуре гелия на входе в бак -200°С, температуре газа в баке 0°С, через 1,5 м от выходного сечения газоввода средне-массовая температура газа в струе будет выше -20°С.
2. При внедрении в жидкую фазу струи газа с достаточной скоростью образуется развитая поверхность теплообмена в каверне, которая превышает поверхность гладкой каверны в сотни раз.
3. Остывающие верхние слои горючего интенсивно опускаются вглубь бака, так как получили большую плотность. Этот процесс усиливает продольная перегрузка и аэродинамический нагрев пристеночного слоя горючего, заканчивающегося под действием силы, которая всплывает на поверхность горючего, интенсифицируя перемешивание горючего. Если при наддуве горячим газом прогретый слой горючего накапливается (стратифицируется) у его свободной поверхности в баке, то при сверххолодном наддуве это явление не происходит.
4. Средне-массовая температура газа в свободных объемах топливных баков при летных испытаниях газобаллонных холодных систем получается выше температуры газа на входе в бак на 50-80°С, или на ~5-10°С выше начальной средне-массовой температуры горючего в баке на момент старта носителя.
Впервые сверхнизкие СН баков с РГ-1 была исследована на экспериментальной установке, которая включала в себя [4]:
- стальной цилиндрический бак диаметром 1700 мм и и обьемом 17 м3;
- системы подачи гелия с температурой окружающей среды ≤ -183°С;
- системы слива РГ-1;
- системы измерения давления газа в баке, температуры газа в баке, верхнего днища, цилиндрической части бака, РГ-1 на выходе из бака, перепада давления на фильтре в расходной магистрали и т.д.

В ходе исследований решались следующие задачи:
1. Определение эффективных коэффициентов теплоотдачи от компонента топлива и стенки бака к газу наддува при различных устройствах ввода газа;
2. Определение температуры РГ-1 в баке и на выходе из расходной магистрали;
3. Определение температуры газа в баке и его конструкции по времени наддува;
4. Определение влияния начальной температуры РГ-1 на параметры газа в баке;
5. Исследование агрегатного состояния верхнего слоя РГ-1;
Циклограмма работы была максимально приближена к штатным условиям, наиболее характерным для I и II ступеней современных РН. Первая группа испытаний проведена при уровне давления газа в баке ~ 0.15 МПа и времени слива горючего из бака ~ 90-100 c, вторая при уровне давлений газа в баке ~ 0.3 МПа и времени слива ~ 500с. Последние порции горючего сливались из бака с уменьшенным расходом для более точного определения его температуры.

Выводы из данного исследования и перспективы дальнейших исследований в данном направлении

Основные результаты проведенных экспериментальных исследований такие:
- среднемассовая температура газа в баке при его наддуве гелием с температурой ~ -190°С на момент окончания слива отличается от начальной температуры горючего заправленного в бак всего на 10-15°С (время слива горючего ~90-100 c, уровень давления ~ 0.15 МПа);
- перепад давления (на фильтре в расходной магистрали) до конца слива не изменялся, то есть загустения, или замерзания горючего не происходило;
- уменьшения температуры верхнего слоя горючего в баке на момент окончания слива (по температурным замерам в расходной магистрали) не зафиксировано;
- замечено значительное влияние конструкции устройства введения гелия в бак на температуру газа в баке, и, соответственно, на давление газа.
Полученные экспериментальным путем коэффициенты теплоотдачи от газа наддува к конструкции бака и поверхности горючего, позволили рассчитать параметры штатных сверххолодных СН баков горючего I и II ступеней РН "Зенит", бака горючего I ступени РН "Энергия".
Результаты расчетов показали, что тем же количеством гелия, которое было запасено на борту для горячей системы, обеспечивается тот же уровень давления газа в баках и при сверххолодном наддуве. Некоторое снижение средне-массовой температуры газа в баке, даже без учета аэродинамического нагрева стенки бака и горючего, вполне компенсируется практически полным опорожнением баллонов. При этом сверххолодная СН имеет следующие неоспоримые преимущества по сравнению с горячей:
- возможность проведения автономной отработки СН практически в натурных условиях;
- исключение из состава ДУ дорогого и сложного теплообменника;
- существенное уменьшение объема автономной отработки СН за счет уменьшения количества факторов, которые влияют (разброс температуры гелия после теплообменника)
- сужение диапазона изменения давления газа в баке, а значит, снижения настройки ПК и т.д.
Важно отметить и то, что за счет исключения из конструкции СН теплообменника ДУ, длинных
трубопроводов наддува с температурными компенсаторами, креплениями, утолщениями баков (в местах крепления трубопроводов), снизилась масса РН. Например, на I ступени РН "Зенит", реальное снижение массы СН составило до 30% по сравнению с вариантом горячего наддува.
Достоверность полученных результатов и эффективность сверххолодного наддува для условий I и II ступеней РН подтверждена лётными испытаниями.

Список литературы

1. Митиков Ю.А. Газобаллонные системы наддува и ракеты-носители нового поколения / Ю.А. Митиков // Космическая техника. Ракетное вооружение: Сб. науч.-техн. ст. 2012. - Вып. 1 - Днепропетровск: ГИ «КБ «Южное».-С. 179-185.
2. Способ наддува топливного бака: авторское свидетельство 112091 СССР, МКИ В64В37/24 / Б.А. Шевченко, Ю.А. Митиков. № 2216292; заявлено 09.03.1977; опубл. 05.01.1978.
3. Способ наддува топливного бака: патент 51806 Украина, МПК В64В37/24 // Б.А. Шевченко, Ю.А. Митиков, А.И. Логвиненко. - №2000031474; заявл. 15.03.2000; опубл. 16.02.2002.
4. Галась М.И. Системны основного наддува топливных баков ракет с углеводородным топливом типа керосин. Автономная отработка: уч. пособ. / М.И. Галась, Ю.А. Митиков. - Днепропетровск: ГКБ «Южное», ДГУ, 1990.-37 с.
5. Беляев Н.М. Системы наддува топливных баков ракет. - М.: Машиностроение, 1976. - 336 с.
6. Вентиляция и отопление цехов машиностроительных заводов / М.И. Гримитлин, О.Н. Тимофеева, В.М. Эль-терман и др. -М.: Машиностроение, 1978.-272 с.

[Salo]

Salo пишет:
Воспользовался программулиной Дмитрия В. для расчёта систем наддува.
Интересное кино, система наддува на жидком метане имеет ту же массу, что и гелиевая:
Объём бака метана Союза-5.1 около 90 м3. Давление наддува принимаем 3 атм.

Гелиевая система:
Масса гелия для наддува - 52 кг.
Масса баллона для его хранения - 85 кг.
Общая масса - 137 кг.
В массу системы наддува не вошёл теплообменник

Метановая система:
Масса метана для наддува - 139 кг.
Метан хранится в основном баке и баллоны ему не нужны.
В случае с РД00146-162-164 для наддува можно использовать метан после турбины.

Salo пишет:
С баком ЖК несколько хуже.
Объём бака ЖК Союза-5.1 около 110 м3. Давление наддува принимаем 3 атм.

Гелиевая система:
Масса гелия для наддува - 64 кг.
Масса баллона для его хранения - 104 кг.
Общая масса - 168 кг.

Кислородная система:
Масса кислорода для наддува - 340 кг.
Кислород хранится в основном баке и баллоны ему не нужны.

Теплообменник нужен в обоих случаях.

Кислородная система тяжелее вдвое, но 170 кг на фоне невырабатываемых остатков топлива массой две-три тонны не играют большой роли, а конструкция и предстартовые процедуры упрощаются значительно.

[Salo]

Salo пишет:
С баком ЖК несколько хуже.

Теплообменник нужен в обоих случаях.

Неглупый пишет:
Если двигатель по схеме рд-0162, то и теплообменник не нужен, можно использовать кислый газ после турбины

Salo пишет:
В кислом газе есть вода и углекислый газ. Для наддува стрёмно. Хотя в Н-1 наддували бак ЖК именно так.

[Salo]

Александр Ч. пишет:
По наддуву, помимо массы надо смотреть компоновку. Вполне возможно, что наддув гелием будет проще реализовать.

Salo пишет:
Ну давай смотреть.

Гелиевый наддув:
1. Заправочные магистрали для заполнения шарбаллонов гелием
2. Титановые шарбаллоны внутри бака ЖК.
3. Магистрали от них через стенку бака в теплообменник на двигателе.
4. Магистрали от теплообменника к бакам.
5. При заправке шарбаллонов нужно заполнить бак ЖК до уровня где они расположены , дождаться их захолаживания, затем заполнить и т.д.

В случае использования основных компонентов мы просто отбираем их из ТНА и пропуская через теплообменник подаём в бак. Возможен также наддув баков окислительным и восстановительным газом после турбины без теплообменника.

Главное преимущество гелия это его низкая плотность. Недостаток - тяжёлые баллоны и всё что связано с их испытанием, обслуживанием и заправкой.

[Salo]

Дем пишет:
А ведь бак ЖК можно и азотом наддувать - по весу не тяжелее гелия с баллонами выйдет.

Salo пишет:
Наддув азотом ничем не лучше кислородного.

Salo пишет:
Объём бака ЖК Союза-5.1 около 110 м3. Давление наддува принимаем 3 атм.

Гелиевая система:
Масса гелия для наддува - 64 кг.
Масса баллона для его хранения - 104 кг.
Общая масса - 168 кг.

Кислородная система:
Масса кислорода для наддува - 340 кг.
Кислород хранится в основном баке и баллоны ему не нужны.

Теплообменник нужен в обоих случаях.

Кислородная система тяжелее вдвое, но 170 кг на фоне невырабатываемых остатков топлива массой две-три тонны не играют большой роли, а конструкция и предстартовые процедуры упрощаются значительно.

Азотная система:
Масса азота для наддува - 298 кг.
Масса бака для ЖА - 6 кг.
Общая масса - 304 кг.
Нужен ещё насос для подачи и теплообменник.

[Старый]

Salo пишет:
Salo пишет:
Объём бака ЖК Союза-5.1 около 110 м3. Давление наддува принимаем 3 атм.

Гелиевая система:
Масса гелия для наддува - 64 кг.
Масса баллона для его хранения - 104 кг.
Общая масса - 168 кг.

Кислородная система:
Масса кислорода для наддува - 340 кг.
Кислород хранится в основном баке и баллоны ему не нужны.

Теплообменник нужен в обоих случаях.

Кислородная система тяжелее вдвое, но 170 кг на фоне невырабатываемых остатков топлива массой две-три тонны не играют большой роли, а конструкция и предстартовые процедуры упрощаются значительно.

Если учесть ещё теплообменник, насосы, трубопроводы, клапаны и пр. то относительное преимущество гелиевой системы будет ещё меньше.

[Salo]

ПРОБЛЕМЫ ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНОЙ ТЕХНИКИ 2012
Статья:
Митиков Ю. А., Загаевский А. Ю. Возможности наддува бака с РГ-1 жидким кислородом

Рассмотрены термохимические возможности создания автономной системы наддува жидким кислородом бака с углеводородным горючим ракет на компонентах топлива жидкий кислород и керосин. Приведены безопасные режимы, показана конструктивная и массовая эффективность.
 
Постановка проблемы в общем виде и ее связь с важными научными и практическими задачами. Системы наддува (СН) баков двигательных установок (ДУ) жидкостных ракет-носителей (РН) являются сложными техническими системами и занимают своеобразное место среди других систем ракетного комплекса.
Как известно,  масса  СН  может  достигать  до  7% от   конечной массы ступени [1]. Однако  их значимость определяется далеко не только этим. Тип СН во многом определяет как конструктивную сложность ракеты и её надёжность, так и, что не менее важно, структуру  и стоимость  стартовой позиции, стендовой испытательной базы, производственных мощностей, количество обслуживающего персонала [2].  
В настоящее время в качестве топлива ДУ современных РН, в особенности их первых ступеней, широкое распространение находят и планируются к применению жидкий кислород и углеводородное горючее типа керосин (РГ-1, Т-1, метан, синтин, в дальнейшем  – керосин). Достаточно перечислить РН «Зенит» (Украина); многочисленное семейство РН «Союз-2», «Русь-М», «Ангара» (Россия);  At las  III, At las V, Antares, Falcon 9 (США), KSLV1, KSLV2 (Южная Корея) и др.  
Для наддува топливных баков  ДУ на указанных компонентах топлива наибольшее распространение нашёл гелий, размещаемый на борту, как правило, в баллонах в баках с жидким кислородом. Такие газобаллонные СН, несмотря на ряд положительных моментов (несложны в проектировании) существенно усложняют конструкцию ракеты, стартовой позиции, стендовой и производственной базы [2].
   
Анализ последних исследований и публикаций, в которых начато решение данной проблемы и на что опирается автор.  Более подробно рассмотрим известные способы наддува баков с указанными компонентами топлива. Так, для наддува баков с жидким кислородом изучены и применялись конструктивно простые и надёжные автономные генераторные, испарительные и политропные СН [1],
[2]. Здесь и в дальнейшем под автономностью СН понимается наличие изначально на борту носителя (с завода-изготовителя), не со стартовой позиции, всех необходимых ресурсов для её работы. Для наддува же баков с керосином последние сорок лет используются только газобаллонные СН, далеко не в полной мере отвечающие современным требованиям [2].  
В рамках исследуемой проблемы, сразу следует отметить, что из истории ракетной техники известны успешные попытки применения в начале 50-х годов прошлого века для наддува баков с керосином автономных газогенераторных систем.
Так, на ракете Р-11 с вытеснительной системой подачи (!) на компонентах топлива «азотная кислота + керосин», для наддува обоих топливных баков применялся твёрдотопливный газогенератор. Для практически той же ракеты Р-11М, но созданной год спустя для подводного флота, использовались для наддува уже жидкостные газогенераторы. А на ракете Р-9 (главный конструктор С. П.Королёв) на компонентах топлива «переохлажденный кислород + Т-1» баки окислителя и горючего наддували окислительным и восстановительным генераторным газом соответственно.
При этом перечисленные ракеты находились на боевом дежурстве не менее десяти лет, и отказов при их отработке и учебных пусках по вине систем наддува не зафиксировано.  
Однако успешная практика использования для наддува генераторного газа в дальнейшем поддержана не была и широкого распространения в ракетостроении не получила. Основная причина  – «грязные» продукты сгорания, среди которых, в первую очередь, надо отметить твёрдые и  смолистые продукты, большой процент паров воды (при последующей конденсации в баке приводят к существенному прогреву топлива и верхнего днища), агрессивные соединения.  

Формулирование целей статьи (постановка задачи исследований). Целью настоящей работы является обоснование конструктивно простого нового способа автономного наддува бака с керосином жидким кислородом, нахождение безопасных режимов, оценка его массовой эффективности. Внедрение предложенного способа позволило бы полностью отказаться от гелия в качестве рабочего тела наддува для РН на кислороде и керосине, что существенно упростило  бы  и носитель, и стартовую позицию.
Переход же в ракетостроении на автономные конструктивно простые СН «чистыми» рабочими телами баков с керосином позволил бы решить целый комплекс сложных задач:
– полностью исключить с борта РН тяжёлые дорогие газобаллонные СН;
– повысить надёжность пневмогидравлической системы (ПГС) ступеней и существенно упростить её конструкцию;  
– упростить логику работы системы управления за счёт исключения дублирования и резервирования команд на регулирующие расход гелия исполнительные органы (ЭПК);
– уменьшить объём технологических проверок ПГС как на заводе изготовителе (холодные технологические испытания, проверки на герметичность,
проходимость трактов и т.п.), так и в  МИКе космодрома;
– упростить стартовые комплексы космодромов и испытательных подразделений в целом благодаря исключению дорогостоящих систем «холодного гелия», ёмкостей высокого давления для него и элементов запорной и раздающей  автоматики,  которые все постоянно нуждаются в проверках на прочность, герметичность, чистоту, инспектируются органами госнадзора.
В конечном итоге, реализовав простые и автономные  СН, можно снизить стоимость запуска килограмма полезной нагрузки  на орбиту при повышении надёжности ракетного комплекса.
Изложение основного материала исследования с полным обоснованием полученных научных результатов.  Рассмотрим свойства керосинов, которые, скорее всего, и препятствуют (осознанно или неосознанно) применению автономных СН, альтернативных газобаллонным (теплофизические свойства топлива взяты для керосина Т-6 [2]).  К таким «негативным» особенностям всех керосинов обычно относят их огнеопасность и взрывоопасность. Тут сразу следует подчеркнуть, что
керосин по указанным показателям является обычным компонентом и находится в том же самом классе, что и жидкий кислород с НДМГ.  
Огнеопасность керосинов характеризуется следующими показателями. Самая нижняя температура паров керосина в баке ДУ, которая может представлять огнеопасность, это, как известно, температура вспышки [2]. Она, по определению, представляет собой ту наинизшую температуру, при которой смесь паров керосина с воздухом при атмосферном давлении при поднесении к ней открытого  пламени вспыхивает  (без хлопка и ударной волны), но затем (быстрее, чем за 5 секунд) в обязательном порядке тухнет. В качестве примера, для  керосина Т-6 она составля-
ет 62°С [3]. Необходимо отметить, что с ростом абсолютного давления температура вспышки повышается (давление газа в баках горючего первых ступеней в полёте изменяется в диапазоне 1,3 – 2,5×10^5 Па). Несложно сделать вывод, что эта температура для внутрибаковых устройств и процессов никакой опасности не представляет  ввиду отсутствия даже теоретических предпосылок для открытого пламени внутри баков.
Теоретически же опасность может реализоваться только при достижении локальной температурой смеси паров керосина с кислородом в баке так называемой температуры самовоспламенения. Она представляет собой  температуру, при которой воспламеняются пары керосина с воздухом без поднесения к ним открытого огня.   Для Т-6 она равна  220°С, а задержка самовоспламенения при достижении указанной температуры и при атмосферном давлении составляет не менее 66 с [4].  
С ростом же давления среды задержка самовоспламенения растёт крайне незначительно.  
Далее, имеющиеся экспериментальные данные свидетельствуют, что с ростом давления среды температура самовоспламенения несколько понижается. Учитывая то, что интересующий нас диапазон давлений слабо отличается от атмосферного, можно считать минимальной температурой самовоспламенения в нашем случае ~200°С.
Важнейшим аспектом воспламенения горючей смеси является минимальная энергия, необходимая для инициирования процесса горения. Имеющиеся многочисленные экспериментальные данные свидетельствуют, что при атмосферном давлении и температуре смеси 20°С она равна 0,5 мДж [4]. С понижением температуры энергия воспламенения имеет тенденцию к возрастанию.  
Далее, рассмотрим аспекты взрывоопасности. Все они опять связаны только с наличием открытого огня. Опасность представляет так называемая зона взрываемости. Она представляет собой промежуток по концентрации паров керосина в воздухе, при  котором теоретически возможен взрыв, опять-таки, при наличии открытого источника огня. Согласно данным  [3], этот диапазон для керосина Т-6 составляет 1,5 – 8,0 объёмных %.
Проведенный анализ позволяет сделать вывод, что существуют реальные предпосылки безопасного наддува баков с керосином жидким кислородом [5]. При этом надо  выполнить следующие условия:
– обеспечивать в полёте температуру газа в баке ниже температуры вспышки;
–  обеспечить концентрацию паров керосина в свободном объёме бака меньшую нижней границы зоны взрываемости.
 Выполнив сформулированные условия, можно полностью исключить вероятность взрыва или горения паров керосина в свободном объёме бака горючего при наличии в нём окислительных элементов. Этот вывод подтверждается вековой практикой работы человечества с различными углеводородными горючими на этапах их добычи, транспортировки, перегрузки, переработки, потребления.
Рассмотрим более детально предложенный нами [5] автономный способ наддува бака с керосином жидким кислородом. Отбирать кислород в полёте удобнее всего после насоса окислителя. Предпусковой наддув можно проводить кислородом из расходной магистрали окислителя, используя давление столба жидкости.
При этом перед стартом ракеты, продувкой свободного объёма бака горючего инертным газом или впрыском в него самовоспламеняющегося  с парами керосина соединения, например,  перхлората нитрония, добиваемся существенного выжигания (исключения) паров горючего из свободного объёма бака. В этом случае, при вводе жидкого кислорода в бак с керосином как среднемассовая температура газа в баке, так и локальная, гарантировано не будет  превышать температуры вспышки.
При этом не будет реализовываться и опасная      концентрация паров керосина с кислородом.
Для определения массовой эффективности предложенного способа (в первую очередь, потребной для наддува массы кислорода) необходимо определить среднемассовую температуру паров кислорода в баке.  
Воспользуемся методом аналогий. Для оценки интересующей нас температуры рассмотрим экспериментальные данные [6] для сверххолодного наддува гелием бака горючего  І  ступени РН «Зенит» (горючее РГ-1, время работы ступени 144 с).
На этой ступени гелий из баллонов, погруженных в кислород, наикратчайшим путём через межбаковый отсек вводится в бак горючего в течение всего времени работы ДУ. Аналогичным образом надуваются баки  ІІ ступени РН «Зенит» (Украина); баки горючего  І ступени РН «Энергия» (СССР); РН «Русь-М» (Россия); РН Antares, «Атлас-III», «Атлас-V» (США). В этом случае температура гелия на входе в бак составляет в начале работы двигательной установки 90К, в конце  её работы – 30К. При этом по результатам лётных испытаний среднемассовая температура гелия внутри бака получена всего на 10 – 20°С ниже начальной температуры горючего
в баке [6].    
Температуру жидкого кислорода за насосом высокого давления примем равной 110К. Учитывая, что удельные теплоёмкости  гелия и паров кислорода разнятся в 5,7 раза, а газовые постоянные в 8 раз, то можно предположить, что с учётом необходимости испарения жидкого кислорода искомая среднемассовая температура газообразного кислорода в баке будет ниже температуры топлива на 40 – 60°С (разница с сверххолодным наддувом на 30 – 40°С).  
Немаловажно оценить и температуру верхнего слоя горючего в баке при реализации предложенного способа наддува. Физическая картина (тепловая и гидродинамическая) на поверхности топлива будет аналогичной, как и при сверххолодном наддуве гелием. Чуть охладившись, верхний слой горючего за счёт большей плотности интенсивно тонет под действием перегрузки. Заметному перемешиванию топлива в баке способствует и всплывающее вдоль стенок цилиндрических баков горючее, нагретое аэродинамическим потоком. Замер температуры топлива на входе в насос ДУ на момент его выключения при сверххолодном наддуве свидетельствует, что если и есть некоторое снижение температуры топлива, то оно находится в диапазоне погрешности  замера температуры. Возможно, что более холодные слои топлива находятся в остатках незабора, но в этом случае влияния на работу ДУ они не оказывают.  
Воспользуемся методикой расчёта давления газа в баке [7]. В ней  коэффициенты теплоотдачи от стенок бака и от зеркала топлива к газу наддува используем для условий естественной конвекции, что позволяет расчёт проводить с запасом (на самом деле для сверххолодного наддува они могут и должны быть в несколько раз больше). При этом подходе температура поверхности топлива в расчётах принята убывающей по времени полёта по линейному закону на 5°С к концу работы ДУ. В
результате оценки снизу получаем расчетную среднемассовую температуру газа в баке на 50°С
 ниже начальной температуры топлива. Это  позволяет определить потребную массу газа наддува.  
Сравнение массовой сводки предложенного способа с самым энергетически выгодным из известных (сверххолодный гелиевый наддув), показывает их приблизительное равенство. При этом, эффективность предложенного нами способа несложно поднять, например, вводом с небольшой оcевой скоростью в топливный бак горючего (в его верхнюю часть) вместо кислорода горячий окислительный генераторный газ (после турбины его температура составляет в номинале 350 – 380°С у современных двигателей), причём, по той же магистрали, и, например, с середины полёта ракеты. В этом случае верхний слой топлива будет надёжно укрыт достаточным слоем холодных паров кислорода с температурой  ниже минус 50°С. Естественно, при низких температурах испарение керосина с зеркала топлива практически будет отсутствовать, а те молекулы, которые испарятся в условиях осевой перегрузки в силу своего большого молекулярного веса, будут находиться   у зеркала топлива.  
Что касается  плёнки топлива на стенках бака при работе ДУ, то экспериментально установлено, что под воздействием полётных вибраций и перегрузок она сразу же разрушается и стекает на зеркало [1]. Поэтому в верхней части бака можно существенно поднять температуру газа до значений, не превышающих нижнего предела самовоспламенения паров керосина с воздухом, т.е. 200°С. В итоге при существенном упрощении конструкции РН и стартовой позиции (а, следовательно, удешевлении и повышении надёжности) предложенный автономный способ наддува может снизить конечную массу ступени на ~30 кг.

Выводы из данного исследования и перспективы дальнейших исследований в данном направлении. Предложенный способ наддува жидким кислородом бака с углеводородным топливом теоретически гарантированно обеспечивает поддержание температуры паров окислителя  в  свободном объеме бака ниже температуры вспышки паров керосина с воздухом. При этом концентрация паров керосина в баке поддерживается меньше нижнего предела  зоны взрываемости. При отсутствии в свободном объёме бака с керосином предпосылок к открытому огню (и даже при их наличии) предложенные режимы гарантируют пожаробезопасность и взрывобезопасность.
Перспективы, которые открывает предложенная СН бака с керосином, а именно  – заметное упрощение конструкции носителя, стартового и стендового комплексов при повышении их надежности, безусловно, заслуживают проведения ее  экспериментальных исследований, изучению достаточности сформулированных требований к безопасным режимам работы СН.
 
Библиографические  ссылки  
 
1. Беляев Н. М. Системы наддува топливных баков ракет / Н. М.Беляев. – М.:  
Машиностроение, 1976. – 336 с.
2. Митиков Ю. А. Газобаллонные системы наддува и ракеты-носители ново-
го поколения // Космическая техника. Ракетное вооружение: Сб. науч.-техн. ст. –
2012. – Вып.1 – Днепропетровск: ГП «КБ «Южное». – C. 179 – 185.
3. ГОСТ 12308-89. Межгосударственный стандарт. Топлива термостабильные
Т-6 и Т-8В для реактивных двигателей. Дата введения 01.07.90.  
4. Дубовкин Н. Ф. Справочник по углеводородным топливам и их продуктам
сгорания / Н.  Ф.Дубовкин. – М.: Государственное энергетическое издательство,
1962. – 288 с.
5. Заявка на патент № 201207814, Україна, In.Cl. B64D 37/24 Способ наддува
топливного бака  ракеты/ Митиков Ю.А.; ДНУ, Украина, 2012.
6. Галась М. И., Митиков Ю. А. Системы основного наддува топливных ба-
ков ракет с углеводородным топливом типа керосин. Автономная отработка: уч.
пособ./ Галась М. И., Митиков Ю. А.– Днепропетровск: ГКБ «Южное», ДГУ, 1990.
– 37с.
7. Митиков Ю. А., Иваницкий Г. М. Расчёт параметров сверххолодной газо-
баллонной системы наддува бака с  углеводородным горючим (программа и алго-
ритм). –М.: ОФАП САПР. Рег.№2183, 1987. 67с.
8. Патент на изобретение №51806 Украина, In.Cl. B64D 37/24 Способ наддува
топливного бака ракеты / Шевченко Б.А., Митиков Ю.А., Логвиненко А.И.; ГКБ
«Южное», Днепропетровск, Украина, 2002.

[Salo]

Старый пишет:
Если учесть ещё теплообменник, насосы, трубопроводы, клапаны и пр. то относительное преимущество гелиевой системы будет ещё меньше.

Насосов в гелиевой системе нет, а теплообменник можно исключить только при наддуве окислительным газом.

[Старый]

Salo пишет:

Старый пишет:
Если учесть ещё теплообменник, насосы, трубопроводы, клапаны и пр. то относительное преимущество гелиевой системы будет ещё меньше.

Насосов в гелиевой системе нет, 

А за счёт чего обеспечивается давление?

[Salo]

Старый пишет:

Salo пишет:

Старый пишет:
Если учесть ещё теплообменник, насосы, трубопроводы, клапаны и пр. то относительное преимущество гелиевой системы будет ещё меньше.

Насосов в гелиевой системе нет,

А за счёт чего обеспечивается давление?

350 атм в шарбаллоне с гелием недостаточно?

[Salo]

Ещё от того же автора:

Ю.А.Митиков, С.А.Куда ОПТИМИЗАЦИЯ СКОРОСТИ ВВОДА ГОРЯЧЕГО ГЕЛИЯ В. БАК С КИСЛОРОДОМ

Ю.А. Митиков ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ВИХРЕВЫХ КОЛЕЦ ДЛЯ НАДДУВА ТОПЛИВНЫХ БАКОВ ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ

[Вован]

Salo пишет:

Старый пишет:

Salo пишет:

Старый пишет:
Если учесть ещё теплообменник, насосы, трубопроводы, клапаны и пр. то относительное преимущество гелиевой системы будет ещё меньше.

Насосов в гелиевой системе нет,

А за счёт чего обеспечивается давление?

350 атм в шарбаллоне с гелием недостаточно?  

У Зенита 225 кгс/кв.см