Если у вас возникли сложности с курсовой, контрольной, дипломной, рефератом, отчетом по практике, научно-исследовательской и любой другой работой - мы готовы помочь.
Предоплата всего
Подписываем
Стр. 50
Экология эксплуатации ЛА
Д. т. н., профессор А. Г. Галеев
Предлагаемый курс лекций «Экология эксплуатации ЛА» охватывает вопросы подготовки и проведения испытаний двигателей и двигательных установок (ДУ) ЛА на стенде на стадии создания ЛА, их экологическую безопасность, особенности проектирования и эксплуатации основных систем испытательных стендов и обеспечения наземных и летных испытаний, а также при эксплуатации ЛА.
Предлагаемый курс предназначен для студентов аэрокосмического факультета МАИ по специальности 13100 –Экология (профиль «Б» - Методы экологического мониторинга), читается по кафедре «Испытания технических систем» и включает:
- лекции – 36 часов;
- экзамен.
В курсе рассматриваются:
- экология испытаний и эксплуатации ЛА;
- стенды для огневых испытаний двигателей и двигательных установок (ДУ) летательных аппаратов (ЛА), которые во многом содержат одинаковые решения со стартовыми устройствами;
- принципы построения и проектирования стендов и систем обеспечения испытаний;
- методология отработки двигателей и двигательных установок и экологическая безопасность испытаний;
- экологические проблемы энергетических и транспортных систем.
Рекомендуемая литература
1. Водород. Свойства, получение, хранение, транспортирование, применение: Справ. Изд. / Д.Ю. Гамбург, В.П. Семенов и др. – М.:Химия,1989.-672 с.
2. Галеев А.Г. Проектирование стендов и оборудования для испытаний двигательных установок ЛА. М.: Издательство МАИ. Учебное пособие, 1987.
3. Галеев А.Г. Проектирование стендов и систем для испытаний двигательных установок ЛА. М.: Издательство МАИ. Учебное пособие, 1990.
4. Губанов Б. И. Триумф и трагедия «Энергии». Размышления главного конструктора. Т. 2. Нижний Новгород: Изд-во Нижегородского института экономического развития, 1999 – 240 с.
5. Дрегалин А.Ф., Черенков А.С. Общие методы тории высокотемпературных процессов в тепловых двигателях. – М.: «Янус-К», 1997.- 328с.
6. Уманский С.П. Ракеты-носители, космодромы. М.: Изд-во «Рестарт+», 2001.- 216 с.
7. Чернышев А.В. Проектирование стендов для испытаний и контроля бортовых систем ЛА. М.,: Машиностроение, 1983.
Содержание
1. Экологические проблемы ЛА (ракетно-космической техники) при их испытаниях и эксплуатации……………………………………………………...2
2. Основные требования к двигателям, схемы двигателей, принципы, задачи и особенности экспериментальной отработки ДУ ЛА……………………….21
3. Экологические нормы стендовых испытаний ДУ ЛА, летных испытаний и эксплуатации ЛА и средства мониторинга……………………………………37
4. Экологические нормы проектирования испытательных стендов для отработки ДУ ЛА …………………………………………………………………62
5. Создание и эксплуатация ракетно-космических систем на экологически чистых компонентах топлива и проблемы использования метана и водорода в энергетических и транспортных системах ……………………78
2
1. Экологические проблемы ЛА (ракетно-космической техники) при их испытаниях и эксплуатации
!.1. Виды и источники загрязнения окружающей среды
Экология (от греч. “ойкос” – “дом”, “местопребывание” и “логос” – “учение”), наука о взаимодействии организмов между собой и окружающей средой, о популяциях, сообществах, экосистемах и биосфере. Термин предложен в 1866 г. немецким биологом Э. Геккелем. Возникнув как биологическая дисциплина, экология в ХХ в. все большее внимание уделяет воздействию окружающей среды на человека (экология человека), преобразованию биосферы человеком (социальная экология, промышленная экология, глобальная экология) и проблемам охраны природы (эквайронментология).
К загрязнениям окружающей среды принято относить все воздействия, которые оказывают вредное влияние на человека и любые объекты или ресурсы живой и неживой природы. Наиболее значительными факторами воздействия на окружающую среду являются тепловые выбросы, шум и связанные с ним вибрации, выбросы токсичных веществ.
В тепловых двигателях и энергоустановках большая часть подводимого к рабочему телу тепла (в зависимости от к. п. д.) до 60... 70% выбрасывается в окружающую среду с отработавшими газами или охладителем, в качестве которого часто используется вода, а также в результате теплообмена элементов конструкции энергосиловых установок с окружающей средой. Сброс в водоемы нагретой воды приводит к повышению температуры воды в водоеме и уменьшению содержания растворенного в ней кислорода, что неблагоприятно сказывается на процессах самоочищения водоема и жизнедеятельности населяющих его живых и растительных организмов. Обычно нагрев воды сточными водами не должен увеличивать ее температуру более чем на 3 градуса летом и 5 градусов зимой по сравнению с естественным уровнем. Верхний предел температуры сточных вод часто ограничивают уровнем 300...310К.
Выброс в атмосферу нагретых отработавших газов влияет на местный микроклимат, но из-за интенсивного рассеивания тепла в атмосфере тепловые выбросы с отработавшими газами обычно не нормируют.
Уменьшению тепловых выбросов в окружающую среду способствует повышение термического к. п. д. цикла энергосиловой установки и утилизация выбрасываемого тепла.
3
Высокий уровень шума, особенно его некоторые частотные диапазоны, оказывают вредное влияние на организм человека, а связанные с шумом вибрации разрушительно действуют на различные сооружения и конструкции, активизируют процессы коррозии металлов. Звуковые давления на поверхности летательного аппарата могут привести к его разрушению, к изменению параметров и характеристик обтекания. Допустимые уровни шума от энергосиловых установок для различных диапазонов частот обычно жестко нормируются.
Наиболее высокий уровень шума создают летательные аппараты. Их общий шум складывается из аэродинамического шума обтекания элементов конструкций, уровень которого особенно значителен при трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях полета, шума собственно двигателя и шума движителя (воздушного винта, а также трансмиссии).
Шум ракетного двигателя исходит от реактивной струи при ее турбулентном смешении с окружающей средой. К шуму реактивной струи турбореактивного двигателя добавляются шумы от воздухозаборника, вентилятора, компрессора, камеры сгорания, турбины, ротора, редуктора, подшипников, насосов и других агрегатов и элементов двигателя.
Шум камеры сгорания обусловлен как аэродинамическими процессами, так и непосредственно процессами горения. Кроме шума турбулентного пламени, генерируемого при объемном расширении молей сгорающей смеси, возможно появление шума, вызванного возникновением нестабильного (пульсационного или вибрационного) горения. К шумам механического происхождения относятся шумы от работающих подшипников, зубчатых передач, от вибрации ротора, возникающей из-за его недостаточной уравновешенности и т.д. Шумы от различных источников различаются как по спектральным параметрам, так и по характеристикам направленности. Снизить уровень шума можно двумя путями: во-первых, за счет соответствующего выбора расчетных параметров и с помощью конструктивных, регулировочных и других мероприятий, способствующих снижению шума в месте его зарождения, а, во-вторых, путем применения внешних шумоглушащих устройств.
Особую опасность для окружающей среды вызывает ее загрязнение токсичными веществами. Поступление токсичных веществ в окружающую среду может происходить вследствие естественных процессов (например, космических, геологических или процессов жизнедеятельности живых организмов) и антропогенных, то есть связанных с деятельностью человека. Естественные источники поставляют до 90% от всех поступлений в атмосферу монооксида и диоксида углерода
4
(СО и СО2), до 74% углеводородов (СmНn), до 85% твердых (аэрозольных) частиц и менее 3,5% всех поступлений оксидов (окислов) азота (NOx). Однако именно деятельность человека приводит к существенным нарушениям глобальных естественных циклов химических веществ (азота, углерода, серы и др.) в атмосфере Земли, к ежегодному увеличению общей концентрации диоксида углерода СО2 и связанному с этим повышению среднегодовой температуры из-за «парникового эффекта», к возникновению «озонных дыр» и другим глобальным изменениям в атмосфере и облике Земли, структуре флоры и фауны. Как показала практика, результат антропогенного воздействия на окружающую среду плохо прогнозируется и может привести к необратимым и даже катастрофическим последствиям.
В связи с этим в настоящее время токсичность отработавших газов тепловых двигателей и энергоустановок является таким же важным критерием совершенства процессов и конструкции, как, например, топливная зкономичность, удельная мощность, надежность, ресурс.
В большинстве энергосиловых установок используются углеводородные горючие. Поэтому только такие продукты полного сгорания, как водяные пары Н2О и диоксид углерода СО2 условно не считаются химическими загрязнителями окружающей среды. Все остальные компоненты отработавших газов являются либо дымообразующими, либо токсичными веществами, оказывающими вредное влияние на человека и окружающую среду. К ним относятся: соединения серы (S02, S03 и др.); продукты неполного сгорания углеводородного топлива—сажа С, моноокись углерода СО, различные углеводороды, включая и кислородосодержащие (альдегиды, кетоны и др.), условно обозначаемые как СmHn, СmНnОp или просто СН; окислы азота с общим обозначением NОx; твердые (золовые) частицы, образующиеся из минеральных примесей в горючем; соединения свинца, бария и других элементов, входящих в состав присадок к топливам.
Содержание загрязняющих веществ в окружающей среде не должно превышать значений их предельно допустимых концентраций (ПДК), устанавливаемых из условия, когда ежедневное воздействие вещества в течение длительного времени на организм человека не вызывает патологических изменений, заболеваний или нарушений нормальной деятельности человека. ПДК одного и того же вещества неодинаковы для различных сред (воды питьевого или технического назначений; воздуха открытого пространства или производственных помещений и т. д.). Нормы качества воздуха в различных странах отличаются друг от друга. В России устанавливают два типа значений ПДК: максимально разовые (при времени
5
воздействия 30 минут) и среднесуточные. В воздухе производственных помещений ПДК токсичных веществ являются максимально разовыми. В таблице 1.1 приведены ПДК основных продуктов сгорания углеводородных горючих.
Таблица 1.1
Предельно допустимые концентрации (мг/м3) компонентов продуктов сгорания
Вещество
Химическая
В рабочей зоне
В воздухе населенных мест
формула
максимальная
среднесуточная
разовая
Пыль
—
—
0,5
0,05
Сажа
С
—
0,15
0,05
Углерода оксид
СО
20
3,0
1,0
Бензин
СmНn
100
5,0
1,5
Бензапирен
С20Н12
0,00015
—
0,1*10-5
Формальдегид
НСНО
0,05
0,035
0,003
Азота диоксид
NO2
5
0,085
0,085
Серы диоксид
502
10
0,5
0,05
Водород хлористый
НС1
5
0,2
0,2
Кислота серная
Н2SO4
1
0,3
0,1
Свинец и его соединения
—
—
0,0007
1.2.Токсичность ракетных двигателей и общие факторы экологического воздействия ракетно-космической техники на окружающую среду
По сравнению с тепловыми двигателями других типов, токсичность ракетных двигателей имеет свои особенности, обусловленные специфическими условиями их эксплуатации, применяемыми топливами и уровнем их секундных массовых расходов, более высокими значениями температур в реакционной зоне, эффектами догорания выпускных газов в атмосфере, особенностями конструкций двигателей.
Многие компоненты жидких топлив эксплуатируемых ракетных двигателей являются сильнодействующими токсичными веществами: азотная кислота, тетраоксид диазота, амины, горючие гидразинового ряда (гидразин, монометилгидразин, несимметричный диметилгидразин, аэрозин-50) и другие. Отработавшие ступени ракет-носителей (РН) однократного применения, падая на землю, разрушаются и оставшиеся в баках гарантированные запасы долгохранимых, стабильных компонентов топлива загрязняют или даже отравляют прилегающий к месту падения участок земли или водоем. Условия полета отделившихся ступеней одинаковых РН при каждом пуске различаются из-за изменений типа траекторий полета РН, параметров движения ступени в момент отделения, характера движения в атмосфере после отделения, зависящего от полученных при отделении возмущений, плотности
6
воздуха, направления ветра и т.д. Это приводит к рассеиванию падения ступеней и различных элементов конструкций: головных обтекателей, переходных отсеков, систем аварийного спасения и др. Поэтому при запуске трехступенчатых РН на расстоянии от места старта до ~ 2500 км образуются зоны вероятного падения названных частей РН площадью до 5000 км2. Если при пусках меняется и азимут, то потенциальная площадь загрязнения существенно увеличивается.
С целью повышения энергетических характеристик ЖРД компоненты топлива подаются в камеру сгорания при соотношении, соответствующем коэффициенту избытка окислителя αок < 1. Методы тепловой защиты камер сгорания включают создание около огневой стенки слоя продуктов сгорания с пониженным уровнем температуры путем балластировки этого слоя избыточным горючим. Многие современные конструкции камер сгорания имеют пояса завесы, через которые подается в пристеночный слой дополнительное горючее, создающее равномерно по периметру камеры вначале жидкую пленку, а затем газовый слой испарившегося и разложившегося горючего. Значительно обогащенный горючим пристеночный слой продуктов сгорания сохраняется до выходного сечения сопла. В твердотопливных двигателях из-за необходимости придания заряду требуемых механических свойств соотношение компонентов топлива соответствует также коэффициенту избытка окислительных элементов меньше единицы. Это вызывает догорание продуктов сгорания выхлопного факела при турбулентном перемешивании их с воздухом. Развиваемый при этом уровень температур в отдельных случаях может быть достаточно высоким для интенсивного образования из азота и кислорода воздуха окислов азота NОx. Расчеты, проведенные А.П. Тишиным и А.В. Родионовым [7], показали, что не содержащие азот топлива О2 + Н2ж и О2ж + керосин образуют при догорании соответственно в 1,7 и 1,4 раза больше оксида азота NО, чем топливо N2О4 + (СН3 + (CH3)2NNH2. Это можно объяснить высоким уровнем температур в зоне догорания СО и Н2, содержание которых в продуктах сгорания первых двух топлив существенно больше, чем при использовании азотсодержащих окислителя и горючего. Полученный результат определяется и принятыми в расчетах значениями коэффициента избытка окислителя для приведенных топлив, соответственно 0,75; 0,76; 0,87, как в двигателях РД-0120, РД-170 и РД-253. Отсюда вытекает возможность влияния на образование NOx изменением коэффициента избытка окислителя αдв (αдв=κΜ /κст), где κΜ и. κст массовое и стехиометрическое соотношение массовых секундных расходов компонентов топлива.
7
Образование оксида азота NО при догорании особенно интенсивно происходит на малых высотах. С увеличением высоты полета ракеты становится меньше температура окружающего воздуха и его плотность и выход окислов азота NО уменьшается, а на высотах более 15 км образование NО при догорании практически прекращается. Сам процесс догорания продолжается до высот ~ 50 км.
При анализе образования оксида азота в выхлопном факеле необходимо учитывать также наличие в техническом жидком кислороде до 0,5...0,8% по массе жидкого азота.
Современные твердые ракетные топлива содержат значительное количество мелкодисперсного алюминия (до 20%). Это приводит к появлению в продуктах сгорания частиц окиси алюминия АI2O3 с размером менее 10 мкм. Применение в качестве окислителей перхлоратов вызывает появление в продуктах сгорания таких токсичных компонентов, как хлор, хлористый водород НСl. Избыточное содержание в твердых топливах горючего способствует образованию сажи, водорода Н2, азота N2, оксида углерода СО. Использование азотосодержащих окислителей и горючих приводит к выходу «топливного» оксида азота NОт.
Таким образом в выхлопных факелах ЖРД в зависимости от применяемого топлива содержатся пары воды, диоксид углерода СО2, оксид углерода СО, водород Н, окислы азота NОх.
При запуске мощных ракет-носителей с увеличением высоты полета растут вызванные пролетом ракеты размеры области возмущений и их интенсивность. На малых высотах скорости РН небольшие, а масса выбрасываемых двигателями продуктов сгорания огромна. Так, расходы компонентов топлив в момент старта РН «Протон» составляют 3800 кг/с, РН «Энергия» — более 11000 кг/с, «Спейс-Шаттл» - более 10000 кг/с, РН «Сатурн-5» - 13000 кг/с. Такие расходы вызывают скопление в районе старта большого количества продуктов сгорания, токсичное загрязнение облаков, выпадение кислотных дождей и изменение погодных условий на территории 100—200 км2 (в радиусе 6—8 км). Эти изменения кратковременные, поскольку сильная турбулентность в приземном слое тропосферы приводит к быстрому рассеиванию продуктов сгорания.
В стратосфере на высотах 11...50 км отсутствие воздушных течений и турбулентного перемешивания продуктов сгорания с воздухом приводит к долговременному загрязнению окружающей среды. Мелкодисперсные частицы окислов алюминия могут существовать в стратосфере более года, отражая и рассеивая солнечное излучение, что может повлиять на тепловой баланс атмосферы.
8
Твердотопливные двигатели 5КМ при полете «Спейс-Шаттл» выбрасывают в окружающую среду 310000 кг окиси алюминия А2О3.
Характерной особенностью стратосферы является наличие в ней слоя озона, защищающего все живое на земле от действия ультрафиолетового солнечного излучения. Озон разрушается под действием водяных паров, окислов азота и особенно хлора. Поэтому пролет ракеты на любом топливе через озоновый слой вызывает его мгновенное полное разрушение в следе ракеты диаметром в несколько сотен метров. Столб продуктов сгорания в стратосфере увеличивается за несколько часов на многие километры. Содержание озона в этом столбе на высотах 16…24 км через 2 часа после пролета ракеты уменьшается на 15...20%. Через неделю после старта ракеты облако продуктов сгорания достигает размеров несколько сотен километров и в нем продолжают идти озоноразрушающие реакции, интенсивность которых начнет спадать только еще через две недели. Одновременно в стратосфере и верхней части тропосферы происходит образование озона. Поэтому примерно через три недели после старта ракеты с учетом озоноразрушающих и восстанавливающих озон реакций в вертикальном столбе диаметром ~ 500 км содержание озона уменьшается на 1,7...2% по сравнению с невозмущенным естественным уровнем, а уменьшение содержания озона на 1% в атмосфере инициирует рост заболеваний населения раком кожи на 2% [7].
На высотах 40...50 км отделяются первые ступени РН. Поэтому в мезосфере и ионосфере при полетах РН «Энергия» или «Спейс-Шаттла» работают двигатели на топливе О2+Н2, в продуктах сгорания которого основными компонентами являются пары воды и молекулы водорода. Однако на высотах более 50 км отсутствуют молекулы воды. Поэтому появление в верхних слоях атмосферы большого количества паров воды следует считать как загрязнение окружающей среды, нарушающее естественное равновесие. На высотах 80... 90 км наиболее низкий уровень температуры и молекулы воды конденсируются с образованием ледяных кристаллов. Это может привести к возникновению искусственных облаков, состоящих из кристалликов льда. В результате запусков ракет в верхних слоях атмосферы отмечается накопление компонентов искусственного происхождения. Так, фоновое свечение паров воды за 20 лет с 1960 года по 1980 год увеличилось в 100 раз. Последствия этого пока неясны.
В ионосфере происходит взаимодействие продуктов сгорания с окружающей плазмой, что приводит к появлению зон с пониженной плотностью электронов, с аномальными эффектами по свечению атмосферы, прохождению радиоволн и других.
9
Так, при запуске в мае 1973 года орбитальной станций «Скайлэб» ракетой-носителем «Сатурн-5», двигатели которой работали до высот более 300 км, в ионосфере образовалась аномальная зона с низким содержанием электронов площадью 10 км2 (более 1100 км в диаметре). При запуске астрофизической обсерватории РН «Атлас-Центавр» в сентябре 1979 года образовалась аномальная зона площадью уже ~ 3 • 10 км2 (около 2000 км в диаметре). Обычно параметры в таких аномальных зонах восстанавливались до естественного уровня в течение суток.
Современная частота запусков тяжелых РН относительно небольшая и они не оказывают заметного влияния на процессы в атмосфере. Увеличение частоты запусков может привести к нарушению естественного равновесия в различных слоях атмосферы, последствия которого пока трудно прогнозировать.
Значительные возмущения в ионосфере вызывают полеты в ней летательных аппаратов с работающими электроракетными двигателями.
Огромную опасность представляют аварии космических аппаратов с радиоизотопными и ядерными энергоустановками на борту, которые уже приводили к радиоактивному загрязнению атмосферы и поверхности Земли.
Особым видом загрязнения окружающей среды является засорение космического пространства переставшими функционировать космическими аппаратами, отработавшими ступенями РН, разгонными блоками, элементами конструкций в виде переходников, крышек, пружинных толкателей, а также фрагментами разрушившихся конструкций. Количество таких объектов растет и может достигнуть уровня, когда возможным становится цепной процесс их разрушения, то есть образующиеся в результате столкновений фрагменты вызывают такие же разрушающие последствия с другими объектами, что сделает невозможным продолжать космические полеты в течение нескольких столетий. При современном темпе роста космического «мусора» этот процесс неконтролируемых последовательных разрушений может произойти через 30...50 лет.
1.3. Экологические проблемы РКТ
С самого начала рождения ракетной техники проблема защиты окружающей среды была в поле зрения разработчиков. Однако в начальный период должной значимости ей не придавалось.
Анализ соотношения общих выбросов в атмосферу вредных веществ в виде продуктов сгорания компонентов топлива ракет и выбросов, связанных с антропогенной деятельностью на Земле, показал, что доля первых, учитывая пуски
10
ракет Советского Союза и США, составляет менее 0,001 %. Однако проблема существует.
При разработке ракет учитывалось, что определяющим в степени экологической чистоты являются в основном применяемые компоненты топлива. Конструкционные материалы, технология изготовления носителей и их составных частей не имеют существенного вредного влияния на экологическую обстановку по сравнению с общепромышленным производством.
Экология применения ракетных компонентов топлива и продуктов их сгорания.
Кислород - высокоэффективный криогенный окислитель. Нетоксичен, взрывобезопасен, но пожароопасен. Опасности для окружающей среды не представляет.
Керосин - слабо токсичная жидкость. Предельно допустимая концентрация в атмосфере - 300 мг/м3'. Хранение и транспортировка достаточно освоены, меры безопасности при обращении с РГ-1 отработаны.
Водород - нетоксичная криогенная жидкость. Взрыво- и пожароопасен в широком диапазоне концентраций от 4 до 96 % по объему. Хранение и транспортировка жидкого водорода требует обеспечения особых мер безопасности. Однако водород, даже при авариях, вредного влияния на окружающую среду не оказывает.
Несимметричный диметилгидразин (НДМГ) - токсичное вещество, допустимая концентрация которого 0,001 г/м3. Технология работ с данным компонентом отработана, но возможность контактов с окружающей средой полностью не исключена.
Азотный тетраоксид (АТ) - токсичная жидкость. Предельно допустимая концентрация - 5 мг/м3. Меры безопасности при производстве и транспортировке тетраоксида достаточно отработаны. Однако аварии при хранении и транспортировке приводят к тяжелым последствиям вследствие его высокой токсичности.
Таким образом, исходя из характеристик компонентов топлива, особую опасность для окружающей среды и населения представляют НДМГ и АТ.
Вопрос оценки регионального экологического риска от производственной деятельности различных предприятий исследован еще не полностью. Это прежде всего относится к производству высокотоксичных компонентов топлив.
Весьма опасным этапом является транспортировка высокотоксичных веществ от предприятий, их производящих, к местам применения. Транспортировка
11
осуществляется в специальных цистернах по железной дороге, где невозможно обеспечить стопроцентную гарантию безаварийности и безопасности незащищенного населения, проживающего вблизи железных дорог. Установлено, что ликвидация последствий от проливов высокотоксичного горючего на грунт требует больших материальных затрат.
При подготовке ракет-носителей к пуску операции, связанные с заправкой компонентов топлива, отнесены к особо опасным. Мероприятия по обеспечению безопасности проведения заправочных работ в достаточной степени отработаны. Опыт проведения этих мероприятий накапливался десятилетиями. Однако сохраняется опасность заражения местности и воздействия токсичных компонентов топлива на персонал при случайных проливах или утечках, а также при авариях на старте.
Особый интерес представляет этап полета носителя и воздействия на окружающую среду продуктов сгорания топлив. Продукты сгорания содержат токсичную составляющую - окись углерода. Допустимая концентрация - 5 мг/м3. Однако даже при максимальном темпе пусков общий сравнительный приток СО в атмосферу от использования ракет несуществен. От неполного сгорания горючего в промышленных печах, котельных и автомобилях в атмосферу поступает 300 млн т окиси углерода в год. Доля окиси углерода от всех ракет-носителей СССР и США составляет лишь 0,001 % доли других источников.
Другим вредным компонентом продуктов сгорания является двуокись углерода СО2, приводящая к так называемому "парниковому эффекту". Выбросы СО2 в продуктах сгорания ракетных двигателей также пренебрежимо малы по сравнению с другими источниками. Например, масса СО2, поступающая в атмосферу при сжигании нефти, составляет 8 трлн т в год.
Попадающие в ионосферу продукты сгорания уменьшают концентрацию свободных электронов, что приводит к временному ухудшению условий радиосвязи.
Нельзя обойти вопрос ущерба, наносимого окружающей среде, при возможных авариях в полете и при падении отделяющихся частей ракет.
В случае использования ракет с экологически чистыми компонентами топлива мероприятия по ликвидации последствий в местах падения отделяющихся частей сводятся к механическим способам сбора остатков металлоконструкций. Особые мероприятия должны проводиться по ликвидации последствий падения ступеней, содержащих тонны невыработанного НДМГ, который проникает в почву и, хорошо растворяясь в воде, может распространяться на большие расстояния. Азотный тетраоксид быстро рассеивается в атмосфере и не является определяющим фактором
12
заражения местности. НДМГ, оставшийся на поверхности грунта, разлагается на газообразные метан, аммиак и азот без образования каких-либо токсинов.
По проведенным оценкам, требуется не менее 40 лет для полной рекультивации земли, используемой в качестве зоны падения ступеней с НДМГ в течение 10 лет. При этом, должны быть проведены работы по выемке и перевозке значительного количества грунта из мест падения. Исследования в местах падения первых ступеней РН "Протона" показали, что зона заражения грунта при падении одной ступени занимает площадь 680х80 м2 с поверхностной концентрацией в центре 320-1150 мг/кг, что в тысячи раз превышает предельно допустимую концентрацию. В настоящее время не существует эффективных способов нейтрализации зараженных зон.
"Категорические" заверения разработчиков ракет, применяющих токсичные компоненты в качестве жидкого топлива для носителей, политических деятелей на уровне руководителей космической отрасли и командования рода войск о том, что "страхи не имеют серьезных оснований и никакого резкого ухудшения экологической обстановки" не произойдет, вводят в заблуждение.
Авария в 1969 г. ракеты КБ "Южное" на траектории работы первой ступени при пуске с полигона Плесецк привела к заражению большой территории в Архангельской области, что вызвало немедленную реакцию руководителей области, выступивших в ЦК с резким протестом. При этом были приведены впечатляющие данные по поражению экологии этого района.
НАСА в течение длительного времени изучает влияние стартов "Спейс-Шаттла" на окружающую среду, особенно в связи с тем, что Космический центр имени Кеннеди расположен в заповеднике. В процессе старта три маршевых двигателя орбитального корабля сжигают жидкий водород, а большие твердотопливные ускорители - перхлорат аммония с алюминием. По оценкам НАСА, приземное облако в районе стартовой площадки во время старта содержит около 65 т воды, 72 т углекислого газа, 38 т окиси алюминия, 35 т хлорида водорода, 4 т других производных хлора, 240 кг угарного газа и 2,3 т азота.
Хлорид водорода в воде превращается в соляную кислоту и вызывает основные нарушения окружающей среды вокруг стартового комплекса. Около старта находятся обширные бассейны с водой для охлаждения, в которых водится рыба. Повышенная кислотность на поверхности после старта приводит к гибели мальков. Более крупная молодь, обитающая глубже, выживает. У птиц, поедающих погибшую рыбу, никаких болезней не обнаружено. Более того, птицы приспособились прилетать за легкой добычей после каждого старта. Некоторые виды растений после старта погибают, но
13
посевы полезных растений выживают. При неблагоприятном ветре кислота попадает за пределы трехмильной зоны вокруг ' стартового комплекса и разрушает слой краски на автомобилях. Поэтому НАСА выдает специальные чехлы владельцам, чьи автомобили находятся в опасном районе в день запуска. Окись алюминия инертна, и, хотя она может вызвать болезнь легких, считается, что ее концентрация во время старта не опасна.
Если сравнить загрязнение атмосферы промышленными и вулканическими выбросами с загрязнением атмосферы продуктами сгорания топлив ракет, то, по мнению специалистов НАСА, последним можно пренебречь. Тем более, что ни каких особенных веществ твердотопливные ускорители не выбрасывают. Единственная особенность продуктов сгорания ракетных топлив состоит в том, что они выбрасываются в концентрированном виде и на большой высоте. Твердотопливные ускорители "Шаттла" и других ракет выбрасывают хлор на высоте до 50 км. Атомы хлора, содержащиеся в выхлопных газах, являются активными катализаторами реакции превращения атмосферного озона в кислород. Тонкий озоновый слой атмосферы предохраняет все живое на Земле от космического ультрафиолетового излучения.
Принято считать, что озоновый слой - это сфера, эквидистантная поверхности Земли, с максимальной концентрацией озона на высотах от 20 до 50 км. Если весь атмосферный озон привести к нормальным условиям, то толщина его эквивалентного слоя составит не более 3-4 мм. В атмосфере озон распределен неравномерно. Наряду с зонами до 2,5 мм эквивалентной толщины слоя имеются зоны с толщиной слоя в 2 мм и есть так называемые "озоновые дыры". Существует мнение, что "озоновая дыра" над Антарктидой существует давно, по крайней мере с 1958 г.
Научные программы, осуществляющиеся в Антарктиде и в Арктике, позволили добиться определенного прогресса в познании процессов, содействующих разрушению озонового слоя над полюсами. На основании исследований утверждается, что разрушение происходит вследствие сочетания явлений, связанных с атмосферной динамикой, которая носит совершенно особый характер в полярные зимы. Однако признано, что 95% "съедающего" озон хлора в верхних слоях атмосферы имеет искусственное происхождение. Промышленные фторхлоруглероды считаются основными разрушителями озонового слоя. Время их жизни достаточно велико для того, чтобы они могли достигать стратосферы. Время жизни хлора в истекающих продуктах сгорания ракетных двигателей мало и он выбрасывается в верхних слоях атмосферы.
14
В официальном отчете о влиянии "Спейс-Шаттла" на окружающую среду отмечалось, что 60 ежегодных полетов могут снизить концентрацию озона в северном полушарии на 0,25 %, что приведет к увеличению биологически опасного ультрафиолетового излучения на 0,5 %. Известно, что ультрафиолетовое излучение сильнее меняется с широтой местности. НАСА утверждает, что влияние разрушения озона под действием выхлопных газов твердотопливных ускорителей не ощутимо.
В январе 1990 г. Институтом космических исследований НАСА, Центром космических полетов имени Годдара и фирмой "Атмосфёрик энд Энвайронментал Рисерч Интеркорпорейтед" был проведен анализ загрязнения атмосферы при стартах "Шаттла" и ракеты-носителя "Титан-4". При проведении расчетов предполагалось, что в течение года выполняется девять стартов "Шаттла" и четыре старта "Титана" с мыса Канаверал и два старта ракет с базы ВВС Ванденберг.
Предприятия химической промышленности выбрасывают в стратосферу 300 кт хлора в год, а при выполнении указанной выше программы стартов в стратосферу попадает всего 725 т хлора, что составляет 0,25 % промышленного выброса. Единичный старт увеличивает концентрацию атмосферного хлора в десять тысяч раз меньше средней величины концентрации хлора в атмосфере.
Стратосферный озон восстанавливается естественным путем под воздействием солнечного излучения. Расчет баланса озона показал, что в районе старта не возникает озоновых дыр. Струя выхлопных газов за сутки размывается в поперечном направлении на расстояние в 1000 км, поэтому даже зимой концентрация хлора, выделяющегося при старте, на полюсах незначительна. Таким образом, в течение нескольких лет за счет вымывания дождями и простого вьпадания на Землю могло бы наступить равновесие хлора, попадающего в стратосферу при старте. Окислы азота воздействуют на озон аналогично, но их концентрация в выхлопных газах чрезвычайно мала. Окислы алюминия в основном химически инертны и просто выпадают на Землю, но некоторые из них окружены молекулами хлора или другими химически активными элементами. Воздействие на озоновый слой микроскопических частиц алюминия еще предстоит исследовать. Таким образом, оценка наносимого озоновому слою ущерба при старте ракет зависит от точки зрения. По заявлениям американских официальных представителей, три старта "Титана" и "челнока" разрушают 0,01 % озона, что может привести к увеличению вероятности заболевания для 5 из 100 млн человек.
При сгорании углеводородных топлив, на которых работает американская ракета-носитель "Атлас" и советская ракета-носитель "Протон", образуются окислы
15
нитратов, воздействующие на озоновый слой аналогично хлору. "Чистота" выхлопа ракет зависит от чистоты углеводородного топлива. Кроме того, высокая температура выхлопной струи способствует образованию самых неожиданных соединений азота с другими элементами, встречающимися в струе.
По оценкам Европейского космического агентства, влияние хлора на озоновый слой на высоте 40 км, где его воздействие максимально, сводится к уменьшению концентрации озона приблизительно на 0,12 % от установившейся величины снижения, вызванного естественными процессами. Это значит, что в течение 20 лет при запусках 10 ракет-носителей типа "Ариан" в год будет установившееся снижение концентрации озона на приведенную выше величину. В то же время под воздействием фреонов концентрация озона уже снизилась на 4 % и, по прогнозам, в ближайшие 20 лет это снижение достигнет 10 %. Кроме того, исследования французских специалистов показали, что с поверхности земного шара испаряется огромное количество воды, из которого лишь незначительная часть достигает стратосферы, где под воздействием ультрафиолетового излучения вода разлагается с выделением ионов ОН, активно взаимодействующих с озоном. Однако в настоящее время не изучено, насколько значителен эффект от воздействия водяных паров на озоновый слой.
Выхлопные газы двигателей, работающих на жидком водородно-кислородном топливе, содержат большое количество водяного пара, который в принципе вызывает парниковый эффект. Более миллиарда тонн воды в год циркулирует через стратосферу. Объем кругооборота более высоких слоев атмосферы меньше. Согласно данным отчета 1978г. о влиянии полетов «Спейс-Шаттла» на окружающую среду, 40 тоннами воды, выбрасываемыми в атмосферу в процессе каждого старта, можно просто пренебречь. В целом при современной частоте пусков трудно представить, что ракеты-носители могут нанести значительный и непоправимый ущерб природе. Однако выполнение космических программ приведет к усилению сомнения в сохранности экологической неприкосновенности Земли. Вот почему необходимо более полное понимание процессов, происходящих в атмосфере и на Земле, для того, чтобы обоснованно давать оценку влияния полетов в космос на экологию Земли. Перспективные системы не будут создаваться любой ценой. Разработчики будут идти на некоторые ухудшения летно-технических характеристик, но решать вопросы охраны окружающей среды. Это должно стать законом.
Для внутриконтинентальных полигонов и космодромов характерно наличие заранее предусмотренных районов падения отделяющихся ступеней, агрегатов и обтекателей ракет и ракет-носителей. Системой организации пусков осуществляется
16
предупреждение, оповещение и эвакуация людей, скота и техники из этих районов с целью обеспечения безопасности. В основном районами падения не являются сельскохозяйственные угодья и, конечно, населенные пункты. Но, даже если считать районы падения непригодными для выращивания сельскохозяйственных культур и выпаса скота, эти территории имеют экологическую ценность. Поэтому при проектировании ракет и ракет-носителей выбор районов падения отделяющихся частей сопровождается сложной процедурой рекогносцировки и их исследования. В процессе летных испытаний размеры отчуждаемых районов непрерывно сокращаются в результате накопления статистических данных. Однако, в конечном счете площади отчуждаемых земель довольно значительны.
Так, ракеты, стартующие с космодрома Байконур, требуют около 10 млн га под районы падения ступеней и обтекателей, в том числе для ракет-носителей "Протон" — около 2 млн га, для "Союза" - более 4 млн га, для "Зенита" - более 1 млн га. Полигон со стартами в районе Плесецка требует площадей падения около 7,5 млн га, в том числе для "Циклона" - 1,4 млн га, для Р-7А - 4,1 млн га и для "Космоса" - 1 млн га. Полигон в районе Капустина Яра повлек за собой отчуждение более 1 млн га площадей. Если усреднить стоимость одного гектара до уровня используемых земель для сельского хозяйства, годовые затраты составят около 400 млн долл.
Отделяющиеся части и ступени, кроме того, падают в акваторию Тихого океана. Для прибрежных космодромов морские просторы являются пока неоплачиваемыми никем районами. Безопасность в них поддерживается своевременным оповещением и предупреждением по международной системе.
Падение частей ракет на Землю для современной ракетной техники становится дороговатой компонентой стоимости ракет. Падающая часть ракеты несет в себе не только большую массу высококачественных «космических» материалов, но и большую массу драгоценных металлов. Но главная потеря - это овеществленный труд человека.
Проблема космического мусора. Многочисленные запуски космических аппаратов на околоземные орбиты, осуществляемые космическими державами, в том числе Советским Союзом и Америкой, привели к тому, что в околоземном космическом пространстве находится приблизительно 3,5 миллиона различных объектов и элементов конструкций. К девяностым годам по орбитам на высотах до 2000 км двигалось приблизительно 3000 т космических фрагментов. Существует мнение, что из 7000 отслеживаемых объектов в космосе только 5 % составляют действующие спутники. Еще 683 отслеживаемых объектов находится между низкими
17
околоземными и геостационарной орбитами. Наибольшее количество объектов находится на высотах порядка 800 км. К началу 1984 г. на орбиты спутников Земли выведено около 3000 объектов, а на межпланетные орбиты - свыше 130. Только СССР вывел на геоцентрические орбиты 1910 аппаратов общей массой в 5780 т или, с учетом массы последних ступеней ракет-носителей, вышедших на те же орбиты, 11600 т. 56 космических аппаратов массой в 181 тонну (266 с учетом последних ступеней) совершили полеты к Луне, Венере и Марсу. Число находившихся к 1984 г. в космическом полете объектов искусственного происхождения составило 4743. К тому же времени с орбиты сошел 8251 объект. К началу 1984 г. на геоцентрических орбитах находился 621 советский спутник с 1143 фрагментами. На селеноцентрических и гелиоцентрических орбитах находились 59 космических аппаратов и 54 фрагмента.
По мере расширения масштабов деятельности международного сообщества в космическом пространстве, и особенно в связи с долговременным и даже постоянным пребыванием людей в космосе, все большее внимание привлекает проблема выявления обращающихся по околоземным орбитам фрагментов космического мусора, представляющих собой осколки сравнительно небольших размеров, и защиты от них. Хотя вероятность столкновения при современной засоренности космического пространства невелика, она будет увеличиваться в следующем столетии и станет одним из определяющих факторов для таких проектов, как международная космическая станция, орбитальная станция "Мир" и других действующих и планируемых пилотируемых и автоматических космических платформ. Особый интерес представляют такие космические объекты, которые находятся на пределе порога обнаружения современными средствами слежения за космическим пространством. Хотя эти объекты, как правило, имеют очень небольшой характерный размер, тем не менее они могут нанести сильный и достаточно опасный удар. Так как кинетическая энергия частицы является функцией ее массы и скорости, то фактическая масса становится хорошей мерой разрушающей способности любого объекта, обращающегося по орбите известной высоты. Элементы космических конструкций на орбите представляют реальную опасность. Если не будут предприняты меры по сокращению количества пассивных космических объектов искусственного происхождения или космического мусора, то работоспособность будущих космических аппаратов будет в значительной степени определяться столкновениями с этими объектами. Основная часть космического мусора, находящегося в околоземном космическом пространстве, образовалась в результате взрыва на орбите отработавших ступеней ракет-носителей. В соответствии с
18
прогнозами Кесслера, в недалеком будущем количество космического мусора будет возрастать, в основном, за счет фрагментации крупных объектов при их столкновениях с небольшими частицами при гиперзвуковых скоростях. По данным Таффа, количество элементов размером порядка одного сантиметра на околоземных орбитах в 11 раз превышает число объектов, зарегистрированных командованием противовоздушной обороны Северо-американского континента. Для обеспечения безопасности космических аппаратов на околоземных орбитах необходимо защитить их от столкновения с частицами космического мусора, обращающимися с гиперзвуковыми скоростями вокруг Земли.
После возвращения в 1984 г. из очередного полета орбитальной ступени "Челленджер" космического летательного аппарата многоразового использования "Спейс-Шаттла" на его лобовом стекле было обнаружено углубление в виде кратера диаметром около одного сантиметра, образовавшееся в результате соударения с чешуйкой краски размером около 0,2 миллиметра.
29 ноября 1991 г. американский космический корабль многоразового использования "Атлантис" едва избежал столкновения на орбите с обломком советского спутника "Космос-851", запущенного в 1976 г. Командир корабля был за одиннадцать часов предупрежден космическим командованием в Колорадо-Спрингс о вероятности столкновения. Астронавтов оповестили, что космический объект должен пройти над "Атлантисом" на расстоянии 2,4 км плюс-минус 0,8 км. Было принято решение перейти на более низкую орбиту, сократив тем самым до минимума риск соударения. С помощью отработки на орбите маневра с включением двигателей реактивной системы управления "Атлантис" разошелся с обломком спутника на встречных курсах на расстоянии 5-10 км.
В 1991 г. астронавтам также пришлось изменять орбиту во избежание столкновения в космосе. Первый раз это произошло во время полета в сентябре 1991 г. космического корабля многоразового использования "Дискавери".
Конструкция станции "Салют-7" была повреждена космическим фрагментом в 1983 г.: космонавты обнаружили небольшую трещину на внешней панели одного из иллюминаторов.
При входе в атмосферу объекты и фрагменты сгорают. Предполагается, что если какой-нибудь фрагмент прошел через плотные слои атмосферы, то вероятность того, что он не принесет вреда на Земле, достаточно велика, потому что поверхность Земли на 70 % - акватория. Вероятность столкновения на орбите больших объектов с осколками достигает 1-2 % при десятилетнем существовании объекта на орбите и - 6
19
% при тридцатилетнем существовании. Особо беспокоят объекты с ядерными источниками энергии, находящиеся на высоте 800-1000 км. В 1978 г. спутник "Космос-954" упал на Землю, и на территории Канады было разбросано большое количество радиоактивных осколков.
Количество космических фрагментов все возрастает. Делаются прогнозы, что к 2010 г. на низких околоземных орбитах их будет находиться 12 тыс. т. Существует также мнение, что через 30 лет земляне не смогут безопасно летать на низких орбитах. Даже если бы в настоящее время прекратилась всякая космическая деятельность, более половины фрагментов будут существовать на орбитах в течение 30 лет. За счет атмосферного сопротивления фрагменты будут снижаться, затем входить в атмосферу и сгорать, уменьшив в течение пяти лет плотность засорения орбит высотой до 800 км только наполовину. Пояс на высоте 1500 км останется без изменения. Через сто лет пояс максимального засорения на высоте 800 километров исчезнет, а плотность пояса на высоте 1500 км уменьшится всего на 15 %. Сократить рост количества фрагментов на низкой орбите возможно за счет доведения до высоких значений надежности ракет и сокращения количества их взрывов на орбите. Полезно руководствоваться принципом - не сбрасывать никаких элементов на высотах более 300 км.
Защита геостационарной орбиты более сложна, чем защита приземной. Но пока считается, что относительные скорости космических аппаратов на этих орбитах довольно низкие, космических фрагментов меньше, и столкновения с ними менее вероятны, чем на низких орбитах. Однако для геостационарной орбиты из-за наличия большого количества спутников, в основном связных, повышается возможность столкновения и относительный рост количества фрагментов идет быстрее, чем на околоземной, кроме того, эти фрагменты на высоких орбитах могут оставаться в течение миллионов лет. Одним из вариантов защиты геостационарной орбиты может быть оснащение космических аппаратов, предназначенных для этой орбиты, системами увода аппарата после прекращения его работы на орбиты возврата или отлета. Экранирование космического аппарата сможет защитить от частичек размером менее 10 мм. Защита от частиц большего размера - существенно утяжеляет конструкцию аппарата. Частички более 10 (до 100) мм в принципе могут быть обнаружены системами, установленными на космическом аппарате и реагирующими на тепловые излучения осколков, и разрушены устройствами типа электронных пушек или лазерных систем. Фрагменты размером более 100 мм могут обнаруживаться с Земли, и космический аппарат сможет выполнять маневр уклонения. Все эти активные средства защиты весьма дорогостоящие и сложные.
20
Ракета-носитель по своему функциональному назначению и техническим решениям всегда может быть выполнена таким образом, чтобы засорения космического пространства ее составными частями и элементами не происходило. Использование ракет-носителей для выведения полезных грузов на промежуточные эллиптические орбиты с отрицательным перигеем или на низкие круговые орбиты высотой до 200 км, с которых (за счет естественного торможения) они быстро сходят и входят в плотные слои атмосферы, однозначно решает эту задачу. Если разгонные блоки и космические аппараты целевого назначения, функционирующие в космическом пространстве на орбитах весьма продолжительный период, проектировать только исходя из условий выполнения целевой задачи, то они будут оставаться в космическом пространстве и после окончания программного функционирования и станут уже просто "космическим мусором", удалять который с помощью каких-то специальных средств будет чрезвычайно трудно и дорого. Поэтому основная суть проблемы обеспечения чистоты околоземного космического пространства должна состоять в его изначальном не засорении. Такое решение проблемы, естественно, приведет к определенному техническому усложнению ракетно-космических средств, потребует сравнительно больших дополнительных энергетических и материальных затрат, но, исходя из необходимости обеспечения многовекового использования космоса в интересах человечества, оно является правомерным и оправданным. Есть все основания считать его правомерным и с точки зрения практического осуществления с появлением ракет-носителей тяжелого и сверхтяжелого классов, которые дают возможность потратить часть энергетики носителя на эту проблему.
Применение тяжелых и сверхтяжелых ракет-носителей с целью исключения засорения околоземного космического пространства приведет к увеличению стоимости решения целевых задач. Но это не идет ни в какое сравнение с тем, что в этом случае - мы обретаем исключительное качество в общечеловеческих интересах обеспечения чистоты околоземного космического пространства. В противном случае, с определенного момента времени человечество может лишить себя возможности эффективно использовать околоземное космическое пространство или будет вынуждено терпеть такие расходы на его очистку, которые во много раз превысят расходы на решение целевых задач с использованием тяжелых и сверхтяжелых ракет-носителей. Убедительным доказательством сказанного может служить то, что уже сейчас из-за погони за малозатратными решениями задач на Земле многие регионы
21
ввергнуты в состояние экологического бедствия, пути выхода из которого не очень ясны.
Глобально решать проблему изначального незасорения околоземного космического пространства мерами и усилиями одной страны невозможно - в этом должны участвовать все страны, занимающиеся исследованиями и освоением космоса. А это значит, что с принятием международного соглашения о незасорении околоземного пространства можно было бы успешно решать эту проблему уже в начале следующего тысячелетия.
2. Основные требования к двигателям, схемы двигателей, принципы, задачи и особенности экспериментальной отработки двигательных установок ЛА
2.1. Основные требования к двигателям, схемы двигателей ЛА
Системы и элементы летательного аппарата. Под системой понимается комплекс взаимодействующих элементов, которые находятся в функциональной взаимосвязи и рассматриваются как простейшие звенья в структурной схеме изделия. Летательный аппарат (ЛА) представляет собой комплекс взаимосвязанных агрегатов, в которых происходят разнообразные процессы.
Основной системой ЛА, определяющей экологию испытаний и эксплуатации, является двигательная установка, которая состоит из следующих подсистем (рис 2.1):
1) бак горючего с расходными и заправочными магистралями;
2) бак окислителя с магистралями питания и заправки;
3) система наддува, в частности горячим газом, отбираемым из двигателя;
4) бустерный насосный агрегат;
5) двигатель;
6) системы опорожнения баков с датчиками уровня в баках и датчиками расхода в магистралях питания двигателя.
22
Рис. 2.1. Принципиальная схема двигательной установки
Г
О
БНА
ТНА
3
1
2
4
5
Кроме того, в ЛА входят бортовые системы управления, измерения параметров, которые мы не будем рассматривать.
Наиболее напряженным элементом ДУ является двигатель, который требует проведения длительного этапа отработки с целью обеспечения заданной надежности.
Классификация двигателей ЛА, требования к двигателям и схемы.
Рассматриваемые двигатели ЛА могут работать не только в атмосферных условиях, но и в условиях вакуума, что обуславливается наличием запасов рабочего тела непосредственно на борту ЛА. В качестве рабочего тела в двигателях ЛА используются жидкие компоненты топлива, состоящие из окислителя и горючего.
Двигатели ЛА многообразны и классифицируются по различным признакам:
1) по назначению делятся на двигатели боевых ЛА, двигатели космических аппаратов (маршевые, вспомогательные, корректирующие, тормозные и др.). В зависимости от назначения двигателя могут изменяться как его параметры, так и схемное и конструктивное исполнение;
2) по применяемому топливу различают двигатели на высококипящих (Ткип > 300K), низкокипящих (Ткип < 300K), криогенных (Ткип < 120K), тиксотропных (с добавками металлов в виде порошка) компонентах топлива;
3) по типу системы подачи топлива двигатели подразделяются на двигатели с вытеснительной и насосной подачей топлива;
4) по числу возможных включений различают двигатели одноразового включения и многоразового включения;
23
5) по числу использования – двигатели однократного и многократного применения;
7) по возможности воздействия на параметры двигателя при его работе двигатели делятся на регулируемые и нерегулируемые.
Требования к двигателям ЛА. Основные характеристики ЛА зависят от свойств и особенностей применяемого на нем двигателя. Поэтому к двигателю предъявляются очень жесткие требования. Некоторые из них являются общими для всех двигателей независимо от назначения, другие специфичны и характерны лишь для определенных типов.
Общими требованиями, предъявляемыми к двигателям, являются следующие:
1. Двигатель должен развивать возможно больший удельный импульс, что подтверждается формулой К.Э. Циолковского, согласно которой скорость ЛА в конце активного участка траектории составляет (без учета силы тяжести и сопротивления воздуха): ,lnкoкGGJgv⋅⋅= (2.1)
где J – удельный импульс, отношение тяги двигателя к суммарному массовому секундному расходу топлива;
Go ,Gк – масса ЛА в момент старта и в конце активного участка траектории.
2. Собственная масса двигателя должна быть возможно меньшей при данной тяге, что равнозначно требованию минимальной удельной массы двигателя (двγ). С этой точки зрения стремятся к повышению давления в камере сгорания, что способствует снижению двγ.
3. Двигатель должен обеспечивать получение необходимых характеристик (тяги, удельного импульса) во всех возможных условиях применения летательного аппарата. При этом разброс параметров двигателя не должен выходить за пределы допустимых значений.
4. Двигатель должен обладать высокой надежностью работы. Надежность двигателя в значительной мере определяет надежность ЛА, поэтому при создании ЛА необходимо предусматривать резервирование.
5. Эксплуатация двигателя должна быть безопасной и по возможности несложной, а его конструкция – простой по технологии изготовления и дешевой.
К двигателям боевых ЛА, кроме перечисленных выше, предъявляются еще следующие требования: пуск двигателя должен производиться в течение короткого
24
промежутка времени, а хранение аппарата с двигателем, подготовленным к пуску (заправленным), должно быть достаточно длительным.
К двигателям космических аппаратов предъявляются дополнительные требования, вытекающие из специфики их работы в условиях разреженной среды (вакууме) и невесомости.
Определенные требования к двигателям, зависящие от их назначения, предъявляются и в области регулирования параметров, автоматизации работы и контроля.
Одновременно выполнить все требования на одинаково высоком уровне обычно невозможно, так как эти требования часто противоречивы. Например, чтобы выполнить первое из основных требований к двигателям – увеличить удельный импульс, необходимо повышать давление во всех элементах двигателя и применять топлива, неудобные в обращении. Но, повышая давление и используя топлива с плохими эксплуатационными качествами, трудно обеспечить высокую надежность и простую эксплуатацию двигателя.
В зависимости от назначения двигателя и условий его работы в каждом конкретном случае определяются наиболее важные требования, которые и выполняются в первую очередь.
Принципиальные схемы двигателей ЛА. Схемы двигателей отличаются в первую очередь системой подачи компонентов топлива из баков. Системы подачи компонентов топлива разделяются на вытеснительные и насосные.
При вытеснительной системе подачи топлива баки во время работы двигателя постоянно находятся под давлением, превышающем давление в камере сгорания. Поэтому ДУ с вытеснительной системой используется при невысоких давлениях в камере. Однако, следует отметить, что с созданием новых композиционных материалов, обладающих улучшенными массовыми и прочностными свойствами, применение вытеснительной системы подачи для ДУ становится перспективной из-за простоты исполнения и высокой надежности.
Наиболее распространенной является насосная система подачи топлива. Эта система с разгруженными баками, т.е. баками, находящимися под невысоким давлением. Повышение давления компонентов обеспечивается работой насосов, приводимых газовой турбиной. Рабочим телом для газовой турбины служит газ повышенного давления и умеренной температуры, который вырабатывается в жидкостном газогенераторе, либо в тракте охлаждения камеры.
25
Двухкомпонентный газогенератор, работающий с избытком горючего (αгг <1), называется восстановительным, работающий же с избытком окислителя (αгг >1) – окислительным. Продукты газогенерации с избытком горючего имеют обычно большее значение газовой постоянной R. К тому же они не являются агрессивной средой по отношению к элементам конструкции турбины и позволяют реализовать более высокую температуру, чем продукты газогенерации с избытком окислителя.
В зависимости от дальнейшего использования рабочего тела турбины двигательные установки разделяют на работающие без дожигания или с дожиганием генераторного газа (рис. 2.2, 2.3).
Рис. 2.2. Схема двигателя с насосной системой подачи без дожигания продуктов газогенерации:
1 – бак окислителя; 2 – бак горючего; 3 – насос окислителя;
4 – насос горючего; 5 – камера сгорания; 6 – турбина; 7 – газогенератор;
1
3
4
5
6
7
9
2
9 - аккумулятор давления
26
2
1
3
4
5
6
7
8
10
10
Рис. 2.3. Схема двигателя с насосной системой подачи с дожиганием продуктов
газогенерации: 1 – бак окислителя; 2 – бак горючего; 3 – насос окислителя;
4 – насос горючего; 5 – камера сгорания; 6 – турбина; 7 – газогенератор;
8 – пиростартер; 10 – газогенератор наддува
В двигателях, работающих по схеме без дожигания, продукты газогенерации после их срабатывания в газовой турбине направляются на выхлоп в атмосферу, или в какое-либо устройство, расположенное вне камеры сгорания и предназначенное для использования запаса энергии, заключенного в газе (рулевые сопла, в топливные баки для наддува и др.).
Продукты газогенерации обладают определенным запасом энергии. При выбросе этого газа имеют место существенные потери из-за нестехиометрического сжигания топлива. С ростом давления в камере сгорания растут и относительные потери энергии с газами после турбины, поскольку возрастает необходимое давление подачи, необходимая мощность ТНА и расход рабочего тела для привода турбины. При этом, если двигатель работает на токсичных компонентах, например НДМГ и АТ, то выхлопные газы, получаемые в газогенераторе для привода ТНА, содержат избыток
27
одного из компонентов (окислителя или горючего) в зависимости от схемы газогенерации.
В двигателях, работающих по схеме с дожиганием, продукты газогенерации после их срабатывания в газовой турбине ТНА поступают в камеру сгорания, где происходит их догорание при оптимальном соотношении компонентов топлива. При этом все гидравлические и механические потери на турбине и ТНА в конечном счете превращаются в тепловую энергию в камере, т. е. в этом случае отсутствуют характерные для ДУ без дожигания потери тяги за счет нерационального расходования компонентов на привод турбины.
В зависимости от состояния, в котором компоненты подаются в камеру сгорания, различают два типа схем с дожиганием генераторного газа: «газ-жидкость» и «газ-газ». Схема «газ-жидкость» показана на рис. 2.2, где газогенератор работает при αгг >> 1 и газ после турбины поступает в камеру. Второй компонент-горючее поступает в камеру в жидком виде.
Логическим развитием схемы с дожиганием является схема с использованием всего расхода компонентов топлива для генерации рабочего тела, схема «газ-газ». Это схема с двумя газогенераторами, один из которых с избытком горючего (αгг << 1), второй с избытком окислителя (αгг >> 1) и соответственно с двумя турбинами. Камера сгорания двигателей такой схемы работает на полностью газифицированных компонентах. Эта схема позволяет достигнуть максимальных значений давления в камере сгорания, или при заданном уровне давления в камере предельно уменьшить давление в газогенераторе, а следовательно, потребные напоры насосов.
2.2. Принципы, задачи и особенности экспериментальной отработки двигательных установок ЛА
Испытание - это экспериментальное определение количественных и качественных свойств объекта испытаний как результата воздействия на него различных факторов при его функционировании.
При разработке современных ЛА и их систем из-за невозможности получения адекватного теоретического описания многих процессов и вопросов конструирования примерно 60 % всех возникающих проблем решаются при помощи испытаний. Большая стоимость испытаний и длительность их проведения становятся определяющими в общих затратах и сроках, необходимых для создания ЛА.
Поэтому решение проблемы сокращения сроков и стоимости разработки ракетно-космической техники (двигателей и двигательных установок в первую
28
очередь) сводятся, в основном, к рациональной организации процесса экспериментальной отработки.
Испытания машин значительно различаются по способу проведения, назначению, характеру и даже терминологии в разных отраслях машиностроения.
Общими для всех отраслей машиностроения являются:
- испытания машин новых конструкций, которые предназначены для выявления основных качеств машин перед запуском их в серийное производство;
- испытания машин серийного производства, которые проводятся для проверки качества выпускаемой продукции и их соответствия техническим требованиям;
- научно-исследовательские испытания машин, которые позволяют изучить влияние на работу машин различных факторов, слабо поддающихся предварительной оценке и расчетам, и накопить опытный материал для дальнейшего совершенствования машин.
Если рассматривать ракетно-космический комплекс (РКК), то испытания РКК - это всесторонняя проверка, которой подвергаются аппаратура, узлы, системы РКК и комплекс в целом для установления соответствия их характеристик предъявляемым требованиям.
Испытания РКК представляют собой сложную и многообразную систему мероприятий и являются основным источником достоверной информации для обоснования принимаемых решений при проектировании и создании новых образцов.
Основными условиями испытаний РКК являются:
- рациональное сочетание объемов наземных и летных испытаний;
- последовательность испытаний;
- полнота испытаний.
Первое условие предполагает увеличение объема всех видов наземных и сокращения объема летных испытаний РКК.
Последовательность испытаний предполагает переход к отработке и испытаниям от элементов к блокам (системам) и от блоков (систем) к комплексу в целом.
Полнота испытаний предусматривает проведение испытаний комплекса на заключительном этапе создания в полной штатной его компоновке.
Принципы отработки ДУ. На практике поиск оптимального варианта конструкции летательного аппарата и его систем ведут путем изготовления,
29
испытания и отбора лучших вариантов отдельных агрегатов, узлов и систем. Процесс этот длительный и трудоемкий и требует испытаний значительного числа опытных образцов.
Возможны две концепции проведения экспериментальной отработки РКК.
Первая делает основной упор на проведение большого числа летных испытаний с целью подтверждения правильности принятых технических решений и внесения изменений в конструкцию по результатам каждого летного испытания. Такая концепция отработки была принята в США на ранних этапах развития ракетной техники (программы «Атлас», «Титан-1») и в СССР (программа «Восток»). Основным недостатком этого подхода к отработке является его высокая стоимость и продолжительность из-за необходимости проведения большого числа летных испытаний, малая информативность каждого из них. Так, по программе «Атлас» потребовалось провести более 150 испытательных пусков, по программе «Титан-1» – более 30 и по программе «Восток» с учетом предшествующих модификаций более 30.
Вторая концепция предусматривает обеспечение отработки ракетно-космической техники в наземных стендовых условиях с максимальным приближением условий функционирования объектов испытания к штатным (полетным). Такой подход к отработке вызвал необходимость создания экспериментально-испытательной базы. Так в начале 1960-х годов в рамках лунной программы «Сатурн - Аполлон» в США была создана мощная испытательная база, позволяющая проводить полный цикл наземной отработки изделий ракетно-космической техники (двигателей, двигательных установок и ступеней ракет-носителей). В результате при летной отработке ракет «Сатурн-1В» и «Сатурн-5» было проведено всего пять пусков. Уже шестая ракета «Сатурн-5», а не тринадцатая, как предусматривалась планом, могла быть использована для решения основной задачи программы полета (7 экспедиций на Луну). Необходимо также отметить, что созданная в рамках программы «Сатурн - Аполлон» испытательная база была использована с незначительными доработками при выполнении последующих программ, в том числе и программы по созданию многоразовой транспортной космической системы (МТКС) «Спейс – Шаттл».
Особенности экспериментальной отработки. Испытания следует считать естественным продолжением проектных и исследовательских работ, которые заканчиваются созданием опытных образцов. В настоящее время уровень точности проектных работ и теоретических расчетов с точки зрения функционирования агрегатов и узлов двигательной установки не позволяет исключить испытания из
30
общего плана работ по созданию летательного аппарата и обеспечению заданного уровня надежности.
Работоспособность двигательной установки оценивается только на основании результатов испытаний.
Так, для подтверждения нижней границы вероятности безотказной работы
Рн > 0,99 при доверительной вероятности γ=0,95 необходимо провести N=300 безотказных испытаний, а для Рн > 0,999 - N=1000 безотказных испытаний.
Первым этапом испытаний является конструкторская отработка опытных образцов, имеющая целью уточнить проектные данные и выбрать штатный вариант конструкции. Этот этап включает, как правило, предварительные испытания опытных образцов, занимающих 15…20 % от общего объема испытаний. Затем следует доводка штатного варианта изделия и оценка его эксплуатационно-технических характеристик, составляющих основной объем испытаний (60…70 %) при создании двигательной установки. Объем завершающих доводочных испытаний составляет до 10…25 %. Отработка сложных технических систем, к которым относятся ЖРД, двигательные установки и летательные аппараты, завершаются, как правило, государственными испытаниями.
Классификация испытаний и задачи экспериментальной отработки двигательных установок . Одной из особенностей испытаний ДУ и ЛА является разнообразие их видов и методов проведения. Испытания можно классифицировать по различным признакам, смотри рис. 2.4.
Независимо от сложности экспериментальных программ, количество дорогостоящих испытаний должно быть сведено к минимуму, а суммарная эффективность работ должна быть как можно более полной.
Поэтому экспериментатор ищет возможность замены сложной программы более простой. Один из способов путей решения задачи заключается в использовании методов физического моделирования, при котором реальный процесс исследуется с помощью физических моделей.
Полученные результаты могут быть перенесены на реальный процесс путем соответствующего пересчета при условии, что модель подобна натуре.
Модель подобна натуре, если будут соблюдены следующие три условия:
1) обеспечено геометрическое подобие модели и натуры;
2) физические константы модели пропорциональны соответствующим константам натурного процесса, включая граничные условия;
3) соответствующие критерии подобия для натуры и модели равны между собой.
31
ИспытанияДУ
наземные
летные
узлов,
агрегатов
двигателей
систем
питания
холодные
огневые
исследовательские
конструкторские
серийные
предварительные
установочные
завершающие доводочные
межведомственные (МВИ)
доводочные
контрольные
(КИ)
ДУ
ЛА
специальные проверочные (СПИ)
контрольно-технологические (КТИ)
контрольно-выборочные (КВИ)
Рис. 2.4. Классификация испытаний ЛА
Вполне естественно, что точное соблюдение всех условий подобия возможно лишь в очень редких случаях, поэтому на практике все чаще прибегают к методам приближенного подобия при моделировании сложных физических процессов.
Модельные испытания не исключают натурные, но позволяют решить ряд задач, в результате которых можно значительно сократить экономические затраты на экспериментальную отработку и создание экспериментальной базы.
Увеличение стоимости и сложности создаваемых ЛА требует оптимизации методов экспериментальной отработки. Основные ее принципы сводятся:
32
- к повышению роли и объема всех видов наземных испытаний;
- к созданию уникального дорогостоящего испытательного оборудования, позволяющего с достаточным приближением имитировать натурные условия эксплуатации в условиях наземных испытаний;
- к повышению ресурсов и надежности всех элементов систем стенда.
Цель наземной отработки можно сформулировать как обеспечение требуемых уровней надежности ДУ наиболее экономически доступными средствами, что достигается, как уже упоминалось выше, частичной заменой натурных, летных испытаний стендовыми. Стенды для наземных испытаний усложняются (оснащаются системами имитации условий эксплуатации). Различают одно- и многофакторные испытания. При создании стендов решают вопрос о рациональном количестве и одновременном воздействии различных факторов при испытаниях, т.к. сложность и стоимость стендов и испытаний существенно возрастают. Но они окупаются в итоге за 3…5 лет за счет существенного сокращения времени на подготовку испытания. Влияние отдельных факторов последовательно при испытаниях не одинаково по сравнению с комплексным воздействием различных факторов.
Определение оптимального объема наземных и летных испытаний. Разделим всю иерархию испытаний на два уровня: наземной и летной отработки изделия.
Изменение эффективности испытаний на каждом уровне подчиняется экспоненциальному закону, которая представлена на рис. 2.5.
Рис. 2.5. Изменение эффективности испытаний (W) в зависимости от времени (Т):
Топт.ни Тни.им
Тни. им.+ли
Тни
Тни+ли
Тли
Т
А
В
С
1
2
3
W
Wз
Wни.им
W
1 – при ЛИ; 2 – при НИ; 3, участок АВ – при НИ с имитацией штатных условий эксплуатации; ОА – отработка при НИ; ВС – отработка при ЛИ
33
Кривая 1 соответствует росту эффективности при летных испытаниях (ЛИ), кривая 2 – при наземных (НИ). Если бы отработка изделия проводилась только в летных экспериментах, то для этого потребовалось бы время Тли. При наземной отработке скорость роста эффективности в соответствии со спецификой этих испытаний (большая информативность и дешевле) выше, однако предельное значение эффективности Wни меньше заданного значения Wз из-за отличия условий испытаний. Поэтому для сокращения общего времени и стоимости испытаний отработку ЛА до определенного значения эффективности, соответствующего точке А, необходимо проводить на земле, а окончательную отработку до Wз осуществлять в летном эксперименте.
Планку эффективности наземных испытаний можно поднять выше (кривая 3, участок АВ) путем обеспечения имитации штатных (полетных) условий эксплуатации на стенде (высотности, штатных входных условий по магистралям «О» и «Г» – длины трубопроводов, давления и др.). Это позволяет уменьшить количество дорогостоящих летных испытаний и общая длительность отработки Тни. им+ ли будет наименьшей.
Это в большей степени применимо для дорогих и уникальных ЛА и космических аппаратов (КА), где основной является наземная отработка.
Если рассматривать расходы для проведения одной доработки на стадии проектирования, наземной отработки и летных испытаний, то они распределяются в соотношении 1:10:100. Это также подтверждает целесообразность иерархического построения программ испытаний, предусматривающего проведение испытаний по этапам: вначале испытания элементов, затем испытания блоков и в итоге испытания системы в целом.
Преимуществами испытаний на низших уровнях являются простота применяемого оборудования и обнаружения дефекта.
Если рассматривать ЖРД, то процесс отработки проводится в следующей последовательности:
− испытания элементов, простейших агрегатов (узлы уплотнения насосов, опоры вращения насосов – шарикоподшипники, насос, газогенератор, камера сгорания, клапан и др.);
− испытания систем (ТНА, ТНА-ГГ, ГГ-КС и др.);
N
− испытания имитатора двигателя;
− испытания двигателя;
− испытания двигателя в составе ДУ;
− летные испытания ЛА.
34
2.3. Методики отработки двигателей
В практике создания двигателей известны 2 метода стендовой доводки, которые можно кратно характеризовать как последовательный (консервативный) и параллельный (ускоренный) методы.
Метод последовательной доводки
Обнаружение дефекта в работе двигателя
Анализ и установление причины
2
Разработка мероприятий по устранению дефекта и выбор эффективности мероприятия
Проверка эффективности разработанного мероприятия
Внедрение мероприятия на последующих двигателях
6
5
4
3
Продол-жение доводки
1
Метод параллельной доводки
Продолжение доводочных испытаний
1
Продолжение доводочных испытаний
Проверка эффективности разработанного мероприятия
Продол-жение испытаний
Продол-жение доводки
4
6
Анализ и установление причины
2
Разработка мероприятий по устранению дефекта и выбор эффективности мероприятия
3
Внедрение мероприятия на последующих двигателях
5
Обнаружение дефекта в работе двигателя
Основное различие этих методов в том, что в случае последовательного метода доводки при выявлении дефекта двигателя испытания прекращаются до разработки и внедрения на двигателях мероприятий по устранению этого дефекта. В случае параллельного метода ДИ не прерываются и мероприятия по устранению дефекта разрабатываются и внедряются в процессе продолжающихся ДИ.
35
При создании SSME NASA и фирма «Рокетдайн» применили последовательный метод доводки, в условиях ограниченного числа двигателей, расходуемых на доводку.
В таблице 2.1. представлены основные характеристики отработки двигателей F-1, J-2 и РД-0120, которые отрабатывались в основном с применением параллельного метода, и двигателя SSME, который отрабатывался с применением последовательного метода отработки. Следует также отметить, что двигатель РД0120 на начальном этапе отработки из-за отсутствия полноразмерного стенда испытывался последовательно на 20%, 50%, 75% и 100% режимах по тяге. Кроме того, автономная отработка основных систем двигателя РД-0120 (ГГ, КС и ТНА) проводилась при доводочных испытаниях двигателя.
Таблица 2.1.
Двигатель
Основные характеристики двигателя
(тяга, топливо, давление в камере)
Количество затраченных двигателей
(N)
Количество испытаний к 1-му полету
Суммарная наработка к 1-му полету
с
Средняя
наработка одиночного двигателя к 1-му полету
с
F-1
R=680 тс;
керосин+О2;
Рк=7,0 МПа;
n=1; τл=150 с
59
600
127000
2100
J-2
R=90…102 тс;
Н2+О2;
Рк=5,0 МПа;
n=2; τл=370 с
43
1428
153200
3560
РД-0120
R=200 тс
Н2+О2;
Р=21,8 Мпа;
n=1; τл=500 с
93
689
133900
4072
SSME
R=230 тс;
Н2+О2;
Pк=23 МПа;
n=55; τл=500 с
13 (20)
+ 20 ТНА
910
80000
8000
Особенности конструкторско-доводочных испытаний ДУ в США. Можно выделить три периода:
1. С 1945г. по 1960г. – создание ракет для запуска спутников и межконтинентальных баллистических ракет (МБР).
2. С 1961г. по 1970г. - создание ракет для освоения Луны.
3. С 1970г. - создание многоразовых космических систем (МКС).
36
Первый период: Методология отработки была взята с немецкой, проводилось большое количество испытаний малой продолжительности в номинальных условиях. До запуска первого искусственного спутника Земли (ИСЗ) до 1957г. было слабое стендовое оснащение.
Второй период: После 1961г. были вложены большие капитальные вложения, создана мощная стендовая база для отработки ДУ, ракет-носителей в целом, была изменена методология испытаний, предусматривающая имитацию штатных условий эксплуатации, в частности, высотности, при отработке.
Особенности второго периода:
1) внедрение практики создания ДУ на базе совершенствования прототипа в процессе эксплуатации, сначала создавали двигатели с низкими параметрами, затем форсировали;
2) был принят принцип полной отработки ДУ в стендовых условиях (в полете отказы были недопустимы); была внедрена стандартизация двигателей, т.е. их использование на различных ступенях (J-2 использовался на 2 и 3 ступенях ракеты «Сатурн-5»);
3) широкое внедрение автономной отработки агрегатов и узлов;
4) двигатели и их узлы стали испытывать на долговечность, например, в двигателе F-1 одноразового включения (R=680 тс) – клапана отрабатывались на 2000 срабатываний, хотя работали на ЛА 1 раз;
5) введена система аварийной защиты;
6) широкое применение испытаний двигателей совместно с блоком ступеней.
Двигатель F-1 перед первым полетом прошел 2000 пусков на земле.
Третий период:
1) особенности - более широкая автономная отработка узлов двигателя (узлы SSME автономно отрабатывались по 30 программам);
2) более широкий выход за пределы ТЗ;
3) более широкое использование систем технической диагностики и систем аварийной защиты;
4) методика оценки пригодности двигателя к первым полетам, а не подтверждение надежности проведением ресурсных испытаний;
5) совмещение стендовой экспериментальной отработки двигателя и летных испытаний ДУ в составе МКТС «Спейс-Шаттл».
Создание SSME. Создание двигателя шло по этапам:
1. Этап А – разработка и проектирование двигателя (начало - 1972г.) – 4 года, которое закончилось критическим обзором конструкции (было изготовлено и испытано 3 доводочных двигателя).
37
2. Этап В – доводка двигателя на режим полной тяги, соответствующей 109% от номинального (7 доводочных двигателей, 7 серийных двигателей и 3 двигателя для ДУ). Этап В завершается сертификациоными испытаниями на режиме 109% тяги.
3. Этап С – изготовление двигателей для трех орбитальных кораблей (ОК).
Срок службы SSME – 55 полетов и 7,5 часов работы. На доводку двигателя на заявленные в ТЗ параметры (R=1,09·Rном; ресурс - 7,5 часов) планировалось 8-9 лет.
Следует отметить, что до начала огневых испытаний был выполнен большой объем конструкторских и исследовательских испытаний узлов и агрегатов и в целом ТНА, на что было затрачено 4 года. Время ДИ двигателя для получения режима 1,02·Rном составило более 5 лет.
Таким образом, время создания SSME от момента заключения контракта на его разработку до получения полных параметров (R=1,09·Rном) составило 12-13 лет.
Суммарные затраты, включающие изготовление и поставку серийных двигателей, составили примерно 1800 млн. $, для F-1 - ~500 млн. $. Здесь следует также отметить, что для доводки двигателя SSME была использована существующая экспериментальная база, в связи с чем потребовались не значительные затраты на ее реконструкцию. Стоимость одного серийного двигателя SSME составляет 25 млн. $, а орбитального корабля «Спейс-Шаттл» – 1,2 млрд. $. Такая высокая стоимость ОК определяется уникальностью разработки и одиночным характером его изготовления.
3. Экологические нормы стендовых испытаний ДУ ЛА и средства мониторинга
Создание двигательных установаок ЛА. Существует много легенд и преданий о появлении ракет, но имя первого творца ракеты неизвестно, как неизвестны имена людей, впервые создавших колесо, порох и многое другое. Рецепт изготовления пороха (калиевая селитра, сера и уголь) был известен в Китае и Индии, но где он появился впервые, об этом нет документальных источников. В военном деле порох впервые стал применяться в Европе, в том числе и в России, в XIV веке.
Еще в 1893 г. К. Э. Циолковский высказал мысль о возможности использования принципа реактивного движения для создания межпланентных летательных аппаратов. В 1903 году он предложил проект космического аппарата, компонентами которого являлись жидкий кислород и жидкий водород. Здесь проявилась прозорливость Циолковского, т. е. еще в те годы он предвидел преимущества экологически чистой и высокоэффективной топливной пары - кислород и водород. В 1926 году Годдард предложил ЖРД на жидком кислороде и керосине.
В Германии во время 2-й мировой войны В. фон Браун создал первую ракету Фау-2 с ЖРД тягой 25 тс на компонентах этиловый спирт и жидкий кислород. Первые ракеты в СССР
38
(Р1 - Р-4) создавались после 2-й мировой войны на основе ракеты Фау-2, а ракета Р-5 и ЖРД были уже собственной разработки ОКБ С. П. Королева и В. П. Глушко.
В 1954-1957 гг. в ОКБ В. П. Глушко были разработаны четырехкамерные кислородно-керосиновые двигатели РД-107 и РД-108 для первой и второй ступеней РН «Восток» (Р7), с помощью которой был осуществлен запуск первого искусственного спутника Земли, а также первый полет человека в космос.
В 1958-1965 гг. в ОКБ В. П. Глушко создаются двигатели РД-216 (тяга 150 тс), РД-251 (тяга 250 тс), для ракет Р14, Р16 и Р36 боевого назначения и мощный однокамерный двигатель РД-253 (тяга 150 тс), выполненный по схеме с дожиганием окислительного газа, для первой ступени РН «Протон» на самовоспламеняющейся высокоэффективной топливной паре АТ-НДМГ, а также двигатель РД-219 (тяга 10тс в пустоте) на жидком кислороде и НДМГ для 2-й ступени РН легкого класса «Космос-1».
В ОКБ А. М. Исаева в 1962-1965 гг создается двигатель Д49 (тяга 16 тс в пустоте) на НДМГ и АТ с двумя включениями по схеме без дожигания восстановительного генераторного газа для 2-й ступени РН легкого класса «Космос-3» («Космос-3М»), предназначенной для вывода спутников связи и метеонаблюдений массой до 1500 кг на эллиптические и круговые орбиты.
В США для первых полетов человека в космос была создана РН «Атлас», которая имела очень низкую надежность. В 1961 году президент США Джон Кеннеди после успешного полета Ю. А. Гагарина поставил национальную задачу «догнать и перегнать русских в космосе» и для этого они создали 2-х и 3-х ступенчатые ракеты-носители «Сатурн-1», «Сатурн-1В» и «Саатурн-5» с двигателями разработки В. фон Брауна для выполнения лунной программы «Аполлон»:
- «Сатурн-1 – на 1-й ступени 8 ЖРД Н-1 суммарной тягой ~ 600 тс, на 2-й ступени 6 ЖРД RL-10 c суммарной тягой ~ 40 тс;
- «Сатурн-1В», в которой на 2-ю ступень устанавливался один двигатель J-2 тягой ~ 102 тс. РН «Сатурн-1В» использовался для доставки на околоземную орбиту космического корабля «Аполлон» и отработки систем приводнения;
- «Сатурн-5» со стартовой массой 2928,5 т, массой полезного груза, доставляемого на круговую орбиту H=500 км, около 120 тонн, на 1-й ступени установлены 5 кислородно-керосиновых ЖРД F-1 фирмы «Рокетдайн» суммарной тягой 3400тс, на 2-й ступени 5 кислородно-водородных ЖРД J-2 фирмы «Рокетдайн» суммарной тягой 510 тс и на 3-й ступени один ЖРД – J-2, который в полете включался 2 раза (при старте к Луне с Земной орбиты и при подлете к Луне) – для вывода лунного комплекса «Аполлон» на орбиту ожидания, всего было осуществлено 7 запусков пилотируемых космических
39
кораблей «Аполлон» на Луну (1-й полет состоялся 16-24 июля 1969 г. с астронавтами Н. Армстронгом, Э. Олдрином и М. Коллинзом).
В СССР в противовес американской лунной программе в 1962-1972 гг. создавалась ракета-носитель Н1-Л3:
- 1-я ступень была оснащена 30 кислородно-керосиновыми ЖРД суммарной тягой 4500 тс, выполненными по схеме с дожиганием окислительного газа;
- 2-я ступень – 8 кислородно-керосиновыми ЖРД суммарной тягой 1200 тс;
- 3-я ступень 4 кислородно-керосиновыми ЖРД суммарной тягой 180 тс.
Стартовая масса РН – 2800т, длина ракеты с полезной нагрузкой массой 95 тонн равна 101 м. При этом рассматривалась схема запуска двух ракет Н1-Л3 и после стыковки на орбите Земли, сборки лунного модуля, предусматривался старт к Луне для обеспечения высадки космонавта на Луну. При создании РН Н1-Л3 возникли разногласия в выборе компонентов топлива. В ОКБ С.П. Королева делала ставку на экологически чистые и более безопасные компоненты топлива – жидкий кислород и керосин для пилотируемой ракеты, а В.П. Глушко считал более приемлемым топливную пару АТ-НДМГ, к тому моменту у него были практически отработаны двигатели для РН «Протон». В результате этих разногласий С.П. Королев выдает ТЗ на разработку двигателей для всех ступеней ракеты Н1-Л3 в авиационное ОКБ Н.Д. Кузнецова, которое к тому времени не имело опыта создания ЖРД. Проведение летных испытаний РН Н1-Л3 принимали затяжной характер, т. к. стартовый комплекс был готов к испытаниям только в конце 1969 г. Было проведено 4 пуска ракеты Н1-Л3, которые закончились аварийным исходом:
-во время первого пуска 21.02 1969 г. двигатели ракеты проработали 68,67 с и были выключены вследствие возникшего пожара в двигательном отсеке;
-2.07.1969 г. при втором пуске в результате аварии ракеты был разрушен стартовый комплекс;
-27.06 1971 г. при третьем пуске ракета №6Л потеряла управляемость по крену после начавшегося разрушения на 51 с двигатели были выключены;
-23.11.1972 г. был произведен четвертый запуск модернизированного комплекса Н1-Л3 №7Л, ракета пролетела 106,93 с, но за 7 с до расчетного времени разделения первой и второй ступеней произошло практически мгновенное разрушение одного из двигателей, которое привело к ликвидации ракеты.
В мае 1974 г. работы по теме «Н1-Л3» были прекращены.
Отвечая на вопрос: «Почему мы не слетали на Луну?», академик В. П. Мишин, ставший главным конструктором в 1966 г. после кончины С. П. Королева, высказался следующим образом:
40
«Во-первых, США в то время обладали более высоким научно-техническим и экономическим потенциалом, чем наша страна.
Во-вторых, в США программа «Сатурн-Аполлон» была общенациональной программой, которая должна была восстановить престиж страны.
В-третьих, наряду с программой посадки человека на Луну у нас разрабатывался в ОКБ В. Н. Челомея проект облета Луны космическим кораблем с двумя космонавтами на борту УР-700-ЛК-700. Наличие двух программ распыляло силы».
К этому можно добавить:
-американцы, создавая ракету «Сатурн-5», на второй и третьей ступенях применили более эффективную топливную пару – кислород и водород, которая превосходила кислородно-керосиновое топливо на ∼ 30% по удельному импульсу. В те годы в нашей стране применение кислородно-водородного топлива на 4-й и 5-й ступенях ракеты Н1-Л3 рассматривалось только на втором этапе при последующей модернизации ракетного комплекса (кислородно-водородные ЖРД Д56 тягой 7,5 тс разработки ОКБ А. М. Исаева и ЖРД Д57 тягой 40 тс разработки ОКБ А. М. Люльки);
-ступени ракеты «Сатурн» имели более оптимальную схему ДУ и количество двигателей, что обеспечило более высокую надежность всей системы;
-была создана в США мощная стендовая база, позволившая провести эффективную отработку двигателей, ступеней ракет на стенде с имитацией полетных (натурных) условий эксплуатации, у американцев были созданы четыре стенда, обеспечивающие стендовые испытания двигателей F-1 и ступени с 5 ЖРД F-1. А при отработке РН Н1-Л3 первая ступень не подвергалась стендовым испытаниям в виду отсутствия такого стенда у нас, и по сути все четыри проведенные летные испытания РН были посвящены совместной отработке двигателей в составе систем питания ДУ первой ступени.
После закрытия темы «Н1-Л3» в ОКБ Н. Д. Кузнецова двигатели НК-33 были доведены до совершенства по надежности путем многократных испытаний и в настоящее время остался задел 50-90 двигателей, которые после 30-летнего хранения при демонстрационных испытаниях на стендах США и России показали хорошую работоспособность. В настоящее время в ОКБ проводятся экспериментальные работы по проверке работоспособности двигателя НК-33 на форсированных режимах по тяге и давлению в камере и прорабатываются вопросы модернизации двигателя (качание камер, применение выдвижных насадков на сопле камеры и др. для улучшения характеристик) и применения их в современных ракетных системах.
В 1970 году американцы приступили к созданию многоразовой транспортно - космической системы МТКС «Спейс-Шаттл» для доставки на околоземную орбиту полезных грузов орбитальным самолетом (челноком), рассчитанным на 55 полетов. Первый полет «Шаттла»
41
состоялся в 1981 году. Двигатель SSME с тягой 210 тс (время непрерывной работы 8 минут, общий ресурс 7,5 часов) отрабатывался на стенде 12 лет (по плану 8 лет). 3 указанных двигателя размещаются в хвостовом отсеке орбитального самолета (ОС), а питаются они жидкими кислородом и водородом из подвесного топливного бака. В качестве 1-й ступени на «Шаттле» используются 2 твердотопливных ускорителя. МТКС стартует с Земли вертикально как обычная ракета, а ОС при стартовой массе 70 тонн и полезной нагрузке 24,4 т. обеспечивает аэродинамическое торможение при входе в атмосферу Земли и горизонтальную посадку.
Полная стоимость разработки МТКС составила около 20 млрд. долл. (в ценах 1983 г.), около 10 млрд. долл. на разработку и более 9 млрд. на изготовление 5 орбитальных корабля по программе «Спейс-Шаттла»: «Колумбия», «Челленджер». «Интерпрайз», «Дискавери» и «Атлантис». Корабль «Челленджер» взорвался на десятом запуске (январь 1986 года). При взрыве произошло разрушение всей системы и гибель экипажа в составе 7 человек. Астронавты могли бы остаться в живых, если бы конструкция самолета предусматривала систему спасения в случае аварии при старте. Полеты «Шаттлов» были возобновлены после модернизации твердотопливных ускорителей, которые явились причиной аварии «Челленджера» (произошла разгерметизация стыка в корпусе ускорителя и струя горячих газов прожгла подвесной бак с водородом). В 1991 году был построен 6-й корабль «Индевор».
Эксплуатация МТКС «Спейс-Шаттла» в настоящее время приостановлена из-за аварии ОК «Колумбия» при входе в плотные слои земной атмосферы в 2003 г. Нарушение теплозащиты передней кромки крыла при старте). Кроме того, у американцев есть планы модернизации МТКС, чтобы использовать ее до 2030 года (замена бустерных твердотопливных ускорителей на жидкостные, модернизация кабины экипажа, разработка шин повышенной прочности для носовой опоры шасси, усовершенствование систем диагностики двигателей).
В СССР была создана многоразовая космическая система (МКС) с ракетой «Энергия» и орбитальным кораблем «Буран». Первый полет «Энергии-Бурана» состоялся в 1988 г., посадка корабля «Буран» при этом происходила в автоматическом режиме. Ракета «Энергия» имеет стартовую массу около 2400 т, масса полезной нагрузки на околоземной орбите ~ 96 т. Ракета снабжена 4-мя боковыми кислородно-керосиновыми блоками «А» (тяга каждого блока около 740 тс), центральным блоком «Ц» с 4-мя кислородно-водородными двигателями РД-0120 с суммарной тягой 784 тс. Схема двигателя и его общий вид приведены на рисунке. На орбитальном корабле «Буран» установлены объединенная двигательная установка (ОДУ) и реактивная система управления (РСУ). ОДУ используется для довыведения корабля «Буран» на околоземную орбиту. Полезная нагрузка «Бурана» составляет 30 т при стартовой массе до 105 тонн. В настоящее время российская МКС не используется, программа была закрыта из-за экономических трудностей в 1994 г.
42
Анализ мирового рынка услуг по запуску космических аппаратов показывает, что сейчас существуют большие потребности в выведении космических аппаратов на геостационарную орбиту (плоскость орбиты совпадает с плоскостью экватора, высота над поверхностью Земли – 35800 км). Одним из направлений повышения эффективности средств выведения, доставляющих спутники на геостационарную орбиту, и соответственно, уменьшения такой доставки является проведение таких пусков из экваториальной зоны. Над реализацией проекта «Морской старт» работало совместное предприятие «Си Лонч», учредителями которого являются американская самолетостроительная и космическая компания «Боинг», российская РКК «Энергия» им. С. П. Королева, норвежская судостроительная компания «Кварнер», ведущие аэрокосмические предприятия Украины ПО «Южмашзавод» и КБ «Южное». Контрольный пакет акций принадлежит «Боингу». Ракетно-космический комплекс «Морской старт» состоит из следующих составных частей:
- стартовой платформы «Одиссей» (полупогружаемая, самодвижущаяся платформа типа катамарана, водоизмещением 27300 тонн, длиной 133 м, шириной – 75 м и высотой 42 м);
- сборочно-командного судна «Си Лонч Коммандер»;
- 3-х ступенчатой ракеты-носителя «Зенит-3SL» (1-я ступень с кислородно-керосиновым двигателем РД-170, тяга 740 тс и 2-я ступень с кислородно-керосиновым двигателем РД-120 и разгонным блоком «ДМ-SL» с кислородно-керосиновым двигателем 11Д58М;
- базового порта, расположенного на Западном побережье США;
- технологических систем, расположенных на судах.
На сегодня выполнено уже 6 пусков, из которых 3 окончились неудачно. Планируется произвести по указанной программе 10 запусков коммерческих объектов с использованием морского старта.
Если рассматривать ЛА боевого назначения, то они в основном создавались с использованием долгохранимых КРТ (в основном, НДМГ и АТ), например ракеты шахтного и морского базирования на подводных лодках. Последние модификации указанных ЛА создавались в ампулизированном исполнении для обеспечения гарантийного срока хранения ракеты в заправленном состоянии до 10…15 лет.
Как было отмечено в предыдущих разделах глав 2 и 3 отработка ракет требует проведения большого объема наземных холодных и огневых испытаний агрегатов, систем, двигателей и ДУ. Так, например, для отработки кислородно-водородного двигателя Д57 (с параметрами Рк =11 МПа, тяга 40 тс) было проведено более 500 испытаний агрегатов и систем двигателя (насосов, ТНА, ТНА совместно с газогенератором, газогенератора, газогенератора совместно с камерой сгоранием и около 600 испытаний двигателя.
43
С учетом токсичности большинства КРТ основная масса холодных испытаний агрегатов и систем, например испытания насосных агрегатов и систем питания (баков и магистралей питания) проводятся на модельных жидкостях и модельных режимах. С помощью уравнения движения жидкости (уравнения Навье-Стокса) в безразмерном виде можно получить основные соотношения с учетом режимов течения для пересчета расхода рабочего тела и перепада давления в магистралях питания или элементах (агрегатах) ДУ
m&м = m&н μь / μ н (3.1)
Δрм = Δр н (m&м /m&н)2ρм/ρн. (3.2)
Так, большинство холодных испытаний двигателей и ДУ, работающих на токсичных компонентах топлива, для определения характеристик проводятся на модельных жидкостях – воде, а затем истинные характеристики определяются пересчетом по зависимостям (3.1 и 3.2).
Испытания двигателей и ДУ требуют применения, транспортировки и хранения больших количеств взрыво - и пожароопасных и токсичных КРТ. На стадии создания (отработки) и эксплуатации ЛА возможны аварийные исходы испытаний с проливами и выбросами КРТ, поэтому испытательные комплексы (ИК), технология проведения испытаний (эксплуатации) должны отвечать определенным требованиям и правилам.
Правила устройства и безопасной эксплуатации испытательных комплексов ЖРД и ДУ. Правила устройства, безопасной эксплуатации, охраны труда и пожарной безопасности испытательных комплексов ЖРД (ТБИС-97) является основным экологическим государственным документом аэрокосмической отрасли, которые устанавливают требования к устройству и безопасной эксплуатации ИК, обеспечению пожарной безопасности, гигиене и безопасности труда и к охране окружающей среды. Правила распространяются на все эксплуатируемые, реконструируемые, строящиеся и проектируемые испытательные стенды ЖРД, экспериментальные лаборатории, хранилища ракетного топлива и отдельные сооружения, в которых проводятся процессы парогенерации, огневые и холодные стендовые испытания ЖРД, агрегатов ЖРД и систем наземного оборудования с применением следующих компонентов ракетного топлива (КРТ):
- гидразин;
- несимметричный диметилгидразин (НДМГ);
- горючее ТГ-02 (смесь технических изомерных ксилидинов и технического триэтиламина);
- продукт Люминал (суспензия алюминия в гидразине);
- спирт этиловый;
- керосины различных марок;
- бензин авиационный;
44
- водород (жидкий);
- пусковое горючее ПГ-2;
- азотный тетраоксид (АТ);
- окислители на основе азотной кислоты (типа АК);
- окислители на основе концентрированной перекиси водорода;
- кислород жидкий;
- сжиженный природный газ, СПГ, в том числе метан жидкий.
Проектирование и эксплуатация ИК должны выполняться в соответствии с Правилами (ТБИС-97). Состав проектной документации на ИК, а также порядок ее разработки и согласования должен соответствовать СНиП 11-01.
Действующие ИК и отдельные сооружения, в которых проводятся испытания с применением КРТ, подлежат обязательной сертификации. Руководители и специалисты, занятые проектированием, монтажом, наладкой, ремонтом и эксплуатацией ИК и входящих систем, должны быть аттестованы на знание настоящих Правил в установленном на предприятии порядке.
В ТБИС-97 определены опасные факторы, характерные для испытательных комплексов ЖРД. Опасными и вредными производственными факторами являются:
- возможность разрушения объекта испытания (двигателя, агрегата) на рабочем месте испытательного комплекса (ИК), сопровождающегося разлетом элементов конструкции, проливом КРТ, пожаром и взрывом;
- взрывоопасность большинства горючих КРТ в смеси с другим КРТ, воздухом и кислородом;
- низкая температура жидких криогенных КРТ и их паров;
- работа технологического оборудования (резервуаров и трубопроводов) под давлением выше атмосферного;
- взрыво - и пожароопасность различных веществ и материалов в контакте с рядом КРТ, жидким и газообразным кислородом и обогащенным кислородом воздухом;
- наличие в продуктах сгорания КРТ вредных веществ;
- мощный аэродинамический шум от истекающей струи работающего объекта испытания;
- тепловое и силовое воздействие выхлопной струи объекта испытания;
- понижение концентрации кислорода в атмосфере помещения вследствие утечек азота и разбавления им воздуха, могущее привести к асфиксии (удушью) работников;
- токсичность большинства КРТ и продуктов их взаимодействия.
45
С учетом токсичности КРТ делятся на четыри класса по мере убывания опасности:
-к первому классу опасных КРТ относятся горючие гидразинового ряда: гидразин, НДМГ и продукт Люминал-А (суспензия алюминия в гидразине);
-ко второму классу опасных КРТ относятся углеводородное горючее циклин и окислитель перекись водорода;
к третьему классу опасных КРТ отнесены горючее ТГ-02 и окислители азотный тетраоксид (АТ) и АК-27И (смесь HNO3 – 69,8 %, N2O4 - 28%, J – 012…016 %);
-к четвертому классу опасных КРТ отнесены углеводородное горючее РГ-1 (керосин), спирт этиловый, и бензин авиационный (С – 84%, Н – 15,9%).
Водород жидкий, СПГ (метан СН4) и кислород жидкий не токсичны, но при эксплуатации систем с указанными КРТ необходимо учитывать их пожаро - и взрывоопасность (особенно водорода в смесях с кислородом и воздухом).
Санитарно-гигиенические нормы некоторых КРТ приведены в таблиц 3.1.
Таблица 3.1
Наименование
КРТ, химическая формула
Плотность при 00С и 760 мм рт. ст., г/см3
Класс опас-ности по ГОСТ 12.1.007-76
Предельно
концентрация
в воздухе рабочей зоны, мг/м3
допустимая
(ПДК)
в атмосфере воздуха, мг/м3
в воде водоема, мг/м3
Гидразин (N2H4)
1,025
1
0,1
0,001
0,01
НДМГ (С2Н8N2)
0,811
1
0,1
0,001
0,01
Продукт Люми-нал-А
1,35-1,37
1
0,1
0,001
0,01
ТГ-02, (СН3)С6Н3NH2
0,86
3
3,0
0,14
0,3
Циклин, С10Н16
0,86
2
1,0
1,0
0,02
Спирт этиловый (С2 Н6 О)
0,806
4
1000
5,0
Углеводородное горючее РГ-1
0,847
4
300
1,2
Бензин авиационный
0,74
4
-
5,0
-
Водород жидкий (Н2)
0,071 при Т=20К
-
-
-
-
СПГ, метан (СН4)
0,424 при Т=111,5К
-
-
-
-
Окислитель АТ (N2O4)
1,49
3
2,0
0,085
45,0
АК-27И (HNO3, N2 O4 и J)
1,596
3
2,0
0,085
45,0
Окислитель пере-кись водорода
1,358…1,385
2
0,3
0,02
0,1
Кислород жидкий
1,142 при Т=90К
46
КРТ гидразинового ряда с окислителями кислородом, АТ и АК самовоспламеняются при контакте и смешении, поэтому они пожароопасны. Большинство горючих также взрывоопасны и по ГОСТ 12.1.011 они отнесены к категории взрывоопаности IIА. Так, водород и метан в смесях с кислородом и воздухом в широком диапазоне концентраций взрыво - и пожароопасны, нижние и верхние концентрационные пределы воспламенения и детонации (взрываемости) приведены в таблице 3.2.
Таблица 3.2
Нижний предел, % Н2 по
Верхний предел, % Н2 по
Смесь
объему
объему
воспламенения
детонации
воспламенения
детонации
Н2-02
4,6
15
94
90
Н2-воздух
4,1
18,3
74,2
59
Метан-02
5,6
15,0
Метан-воздух
5
14,0
В зависимости от класса опасности и категории взрыво - и пожароопасности применяемого КРТ для стендов ЖРД и их сооружений определяется ширина санитарно-защитной зоны (наименьшее расстояние до жилых зон) в зависимости от мощности ЖРД, продолжительности испытания, типа КРТ, эффективности улавливающих, газоочистных, шумоглушащих и взрывоподавляющих устройств, а также от местных условий (рельефа, лесных массивов, насаждений и преобладающего направления ветра), которая должна быть не менее указанной в таблице 3.3.
Таблица 3.3
КРТ
Класс опасности по ГОСТ 12.1.007
Расход КРТ на один запуск, т
Расстояние, м
Гидразин, НДМГ, Люминал
1
До 1
До 10
До 50
До 100
1000
2000
3000
4000
Циклин, ПГ-2
2
До 1
До 10
До 50
До 100
450
750
1400
2000
ТГ-02. окислители типа АТ, АК и перекиси водорода (ПВ)
3
До 1
До 10
До 50
До 100
200
450
750
1000
47
Для стендов ЖРД, использующих КРТ 4 класса опасности (РГ-1, спирт, бензины), а также водород, СПГ и кислород, устанавливается минимальная ширина санитарно-защитной зоны 300 м.
Устройство испытательного стенда и их систем во многом определяется применяемыми КРТ.
Так, при применении опасных КРТ с учетом их токсичности определяется состав систем хранения, заправки и нейтрализации (улавливания) выбросов (проливов), чтобы обеспечить безопасные условия труда и исключить вредное влияние их на окружающую среду.
Хранение КРТ производится в специальных хранилищах с учетом класса опасности. Для наддува и продувок систем с КРТ и для обеспечения пожаротушения в отсеках ИК используется очень часто газообразный азот (инертный газ). Поэтому в помещениях и отсеках ИК, где возможны скопления наиболее опасных КРТ (горючие гидразинового ряда, окислители типа АК и АТ, взрывоопасные водород и метан) и инертного газа – азота, должны быть установлены автоматические газоанализаторы контроля опасных концентраций указанных веществ и газов с учетом их ПДК.
В помещениях и отсеках ИК, где проводятся работы с инертными газами (азотом) и кислородом, возможно опасное для работников их поступление или скопление при работающей приточно-вытяжной вентиляции, поэтому следует предусматривать установку газоанализаторов на содержание кислорода с автоматическим включением звуковой и световой сигнализации при опасных концентрациях их в воздухе помещений: при снижении объемной доли кислорода ниже 19% или повышении – более 23%. Сигнализирующие устройства должны быть сблокированы с включением вентиляции. Воздухоотборники и контактные приборы должны размещаться в местах возможных утечек или наиболее вероятного скопления инертных газов.
Система сигнализации опасных накоплений водорода должна выдавать сигналы появления водорода в помещениях или других местах, начиная с минимального значения 0,4% по объему в воздухе. Система сигнализации должна быть оборудована световыми и звуковыми приборами, подающими сигналы при появлении минимальной пороговой концентрации водорода в воздухе.
При пороговом значении концентрации Н2 в воздухе должна включаться:
- при 0,4% по объему световая и звуковая сигнализация;
- при 1,0% по объему система аварийной вентиляции;
- при 2,0% по объему система пожаро - и взрывопредупреждения.
Современные отечественные системы контроля утечек водорода в отсеках ДУ и стенда обеспечивают контроль концентраций с инерционностью до 5…7 с. В этом плане заслуживает внимания опыт американцев, которые при выполнении программ по созданию ДУ для РН
48
«Сатурн-5» и «Спейс-Шаттла» использовали различные методы контроля утечек водорода, в частности, практически безинерционный радиоактивный метод контроля, основанный на добавлении радиоактивного трития в жидкий водород (миллионные доли %) на стадии получения водорода и последующем контроле утечек счетчиком Гейгера.
Наиболее опасные работы по подготовке и проведению операций с КРТ (заправка и испытание) проводятся по специальному технологическому плану, определяющему последовательность и правила проведения работ персоналом с дистанционным управлением и контролем операций. Перед проведением заправки и испытания системы с КРТ должны быть проверены, т.е. проведены проверки на герметичность и автономные и комплексные испытания систем автоматики и управления.
Нейтрализация, улавливание токсичных и взрывоопасных газов и топлив производится с помощью методов и устройств рассмотренных в следующей главе (см рис. 4.9).
Принципиальные схемы систем очистки (нейтрализации). Вся современная промышленность основана на «мокрых» технологиях. Без воды, как и без энергии, она не могла бы работать. Люди тоже живут благодаря «мокрым» технологиям – каждому человеку в день необходимо потреблять 2 – 2,5 л воды. Мировая промышленность за год «выпивает» огромную массу воды – 1300 км3.
В процессе производства часть воды испаряется, а оставшаяся, насыщенная разнообразными загрязняющими веществами, вновь попадает в реки, озера, подземные воды и моря. Объем этой воды составляет около 800 км3 в год. Если ее не очищать, то всех рек мира, а их годовой суммарный сток – около 40 тыс. км3, не хватит, чтобы восстановить загрязненные воды до качества, близкого к естественному, так как их потребуется разбавить в 1000 раз. Поэтому отработанные воды предприятий подвергают очистке; при этом нередко очищенную воду снова используют в производственном цикле. Такая система называется водооборотной. Поскольку часть воды все же теряется, то в оборотную воду добавляют немного свежей. Водооборотные системы широко используются в России, США, Японии и других странах. Водооборотные системы используются также на ИК, в системах охлаждения элементов стенда (газоотражательного устройства) и в системах нейтрализации проливов и выбросов КРТ. Обычные промышленные очистные сооружения удаляют лишь порядка 80 – 85 % загрязняющих веществ. В России такую воду называют нормально очищенной, но ее необходимо разбавлять в пять – десять раз, чтобы она приблизилась к естественной норме.
Промышленное загрязнение природных вод идет тремя путями. Во-первых, загрязненные сточные воды по канализационным трубам сбрасываются в водные объекты. Во-вторых, через атмосферу: все попавшие в нее загрязняющие вещества со снегом, дождем или в виде пыли в конце концов оказываются на поверхности Земли, а затем смываются в водоемы. Наконец,
49
вывоз на свалки твердых промышленных отходов. Ведь вода – универсальный растворитель. Поэтому со свалок постоянно идет поток растворов. В то же время в сельском хозяйстве от 30 до 50 % минеральных удобрений и синтетических ядохимикатов смывается с полей дождями и талыми водами.
Таким образом, природные воды являются тем конечным пунктом, куда попадают все загрязнения из атмосферы и почвы.
Принципиальные схемы промышленных систем обеззараживания сточных вод перед их сбросом в водоемы и систем очистки питьевой воды, поступающей потребителям, показаны на рис. 3.1.
Рис.3.1. Принципиальные схемы промышленных систем очистки сточных вод (вверху) и систем очистки питьевой воды (внизу)
50
В обоих случаях используют осаждение взвесей, фильтрацию, аэрацию (обогащение кислородом), биохимические процессы и хлорирование. Кроме того, во многих странах для очистки питьевой воды вместо хлорирования используют озонирование. Указанные выше принципы очистки используются также в системах нейтрализации проливов (выбросов) КРТ. Во-первых, необходимо их собрать путем смыва водой в сборнике системы нейтрализации, а затем произвести их нейтрализацию в специальных системах с применением различных методов (термического, абсорбционного, биологического и др.), представленных в разделе 4. Например, абсорбционный метод, основан на способности НДМГ или АТ вступать в реакцию с некоторыми веществами с образованием растворимых или газообразных продуктов (для окислителей применяют щелочные растворы, для горючих – воду, керосин и кислоты).
При очистке газов от паров НДМГ и АТ используются различные абсорбционные устройства, в которых реализуются следующие способы создания контакта между жидкостью и газом:
-пропускание газа в виде мелких пузырьков сквозь слой жидкости (барботирование);
-пропускание газа через разбрызгиваемую жидкость;
-смешение газа и жидкости в потоке (эжекция).
Эффективность систем нейтрализации проливов и выбросов КРТ, применяемых на ИК, несколько выше промышленных установок по очистке сточных вод в ввиду использования более активных химических веществ.
Экология стартовых комплексов РН «Протон», «Космос-1», «Космос-3М» и «Циклон». Важнейшей проблемой при разработке стартовых комплексов (СК), использующих КРТ 1-го класса опасности, является обеспечение надежности и безопасности работ при подготовке и проведении пуска ракеты и обслуживающего персонала при выполнении операций с источниками повышенной опасности и в первую очередь с компонентами топлива. На СК разработки КБ общего машиностроения для РН «Протон» это было достигнуто с помощью применения дистанционного управления и максимальной автоматизации процессов подготовки к пуску и проведения пуска РН, а также операций, проводимых на ракете и технологическом оборудовании СК в случае отмены пуска ракеты и ее эвакуации с СК.
Конструктивной особенностью стартовых и заправочных агрегатов и систем комплекса, обеспечивающих подготовку к пуску и проведение пуска, является то, что стыковка заправочных, дренажных, электро - и пневмокоммуникаций к ней производится дистанционно, а отстыковка всех коммуникаций осуществляется в автоматическом режиме. На стартовом комплексе отсутствуют кабельные и кабель-заправочные мачты, их роль выполняют стыковочные механизмы пускового устройства.
51
Управление операциями подготовки и проведения заправки и пуска проводится из командного пункта, удаленного от стартового сооружения и имеющего необходимую степень защищенности. В потенциально пожароопасных помещениях оборудованы автоматические системы пожаротушения.
Для предотвращения возможных аварийных ситуаций при заправке ракеты-носителя «Протон» компонентами топлива предусмотрены мероприятия, обеспечивающие высокую экологическую совместимость стартового комплекса с окружающей средой. Все емкости, трубопроводы и соединения систем заправки РН перед началом заправки проверяются на герметичность.
Стартовые комплексы РН «Космос-1» и «Космос-3М» создавались КБ транспортного машиностроения на базе комплексов баллистических ракет Р-12 и Р-14 без существенных доработок по ее связям с наземным оборудованием. Это обусловило наличие на стартовом комплексе ручных операций, в том числе на заправленной компонентами топлива РН. В последующем многие операции были автоматизированы и уровень автоматизации работ на комплексе «Космос» в настоящее время составляет более 70%. Некоторые операции, в том числе повторное подсоединение заправочных коммуникаций для слива топлива в случае отмены пуска, выполняются вручную. Основными системами СК являются системы заправки компонентами топлива, сжатыми газами и система дистанционного управления заправкой. Кроме того, в составе СК имеются агрегаты, уничтожающие последствия работы с токсичными компонентами топлива (дренируемые пары КРТ, водные растворы образующиеся при различного рода смывах, промывках оборудования). На рис. 3.2 показаны системы заправки окислителем, горючим, сжатыми газами, система дистанционного управления заправкой. Компоновка их достаточно традиционна для СК, содержащего две пусковые установки.
Основное оборудование систем заправки – емкости, насосы, гидропневмосистемы – размещается в железобетонных сооружениях, заглубленных в землю. Хранилища КРТ, сооружение для сжатых газов, система дистанционного управления заправкой располагаются на значительных расстояниях друг от друга и пусковых устройств в целях обеспечения их сохранности в аварийных случаях. От этих сооружений по подземным проходным каналам проложены трубопроводы, кабели к стартовому сооружению, ПУ, где также размещается оборудование систем, обеспечивающих стыковку с РН.
На стартовом комплексе РН «Циклон», созданном КБТМ на базе МБР Р-36, автоматизированы все основные и многие вспомогательные операции. Уровень автоматизации по циклу предстартовой подготовки и пуска РН составляет 100 %. Единственной опасной ручной операцией является повторное подсоединение заправочных коммуникаций в случае отмены пуска.
52
Рис. 3.2. Система питания стартового комплекса РН «Космос»
1 - РН «Космос»; 2 – башня обслуживания; 3 – система заправки окислителем;
4 – система заправки горючим;5 – система обеспечения сжатым газом; 6 – система дистанционного управления заправкой (СДУЗ); 7 – магистрали окислителя;
8 – магистрали горючего; 9 – магистрали сжатого газа; 10 кабели СДУЗ;
11 - молниезащита
Основной агрегат комплекса – транспортно-установочный. На него РН «Циклон» укладывается в здании сборки и испытаний (в МИКе). По агрегату проложены все необходимые коммуникации для связи РН с наземными системами. Эти коммуникации подсоединяются к РН, вторые концы размещены на плате, установленной в торце агрегата и снабжены разъемными устройствами, которые на пусковой установке автоматически пристыковываются к ответным разъемам коммуникациям стартовых систем.
Воспламенение и дожигание водородных выбросов в стендовых условиях для обеспечения безопасности испытаний. Следует отметить, что в начальной стадии работ с водородом не было единого мнения о целесообразности дожигания всех видов выбросов водорода. Так, фирма "Пратт-Уитни" (США) придерживалась мнения, что сжигание всего количества выбрасываемого водорода гарантирует полную безопасность испытаний. Поэтому над всеми вентиляционными трубами сброса водорода испытательных стендов поддерживается пламя газообразного пропана. Фирма "Дуглас-Эркрафт" (США) считала достаточным выпускать газообразный водород в малых количествах через вертикальную трубу, находящуюся на значительном удалении от мест проведения испытаний, без его дожигания. В России, на стендах
53
НИИ химического машиностроения в процессе подготовки и проведения испытаний дожигаются выбросы водорода с расходами более 0,5 кг/с. При меньших расходах водород не дожигается, а отводится из технологических систем испытательного стенда и сбрасывается в атмосферу через дренажные выводы с азотными поддувами.
Аварийные ситуации на испытательных стендах, связанные со взрывом смесей водорода с воздухом, сопровождались, как правило, значительными задержками их воспламенения. Это приводило к тому, что во взрывном процессе участвовало большое количество смеси. Последним объясняется большая мощность взрыва. Поэтому при организованном поджигании водородных выбросов для исключения возможности взрыва, необходимо обеспечить воспламенение выброса с минимальным временем задержки от момента начала выброса. Для воспламенения и дожигания водорода в настоящее время используются различные устройства, разработанные автором совместно с сотрудниками НИИХМ. Эти устройства осуществляют воспламенение выбросов водорода, как правило, при помощи пороховых и газовых зарядов. Расположение зарядов и интенсивность источника воспламенения этих устройств определялись экспериментальным путем для конкретных изделий.
Основные принципы создания поджигающих устройств и систем дожигания. При создании системы дожигания выбросов водорода необходимо решить вопросы:
- выбора типа поджигающего устройства (ПУ) и метода зажигания;
- выбора параметров поджигающего устройства.
Тип поджигающего устройства и метод зажигания выбираются исходя из условий проведения испытания: продолжительности и многократности включения-запуска двигателя.
При этом должна быть обеспечена высокая надежность воспламенения выбросов водорода, безопасность и простота эксплуатации устройства.
Исследования, проведенные в [3], показали, что для воспламенения выбросов водорода соплом двигателя необходим источник с длиной факела не менее 0,3 м при непосредственном расположении поджигающего устройства у выходного сечения сопла. Температура самовоспламенения водородно-кислородной и водородно-воздушной смесей составляет соответственно 580-590 и 410-6300С, минимальная энергия воспламенения - ~0,02 мДж.
В случае расположения поджигающего устройства (ПУ) на расстоянии 2...2,5 м от сопла (из-за установки, например, дополнительного оборудования) необходим источник для поджигания с длиной факела 3...3,5 м. Температура факела поджигающего устройства для обеспечения
54
надежного воспламенения должна быть не менее 1100К.
В процессе испытания кислородно-водородных двигателей и их агрегатов на начальном этапе отработки для воспламенения выбросов водорода в основном использовались малогабаритные пирозапалы со временем горения 11 секунд, длиной факела до 1м и температурой факела 1100-1200К. Основным недостатком указанных устройств является одноразовость действия. Для повторного включения поджигающего устройства необходимо произвести перезарядку (установку нового пирозапала), подключение и проверки цепей управления. В процессе проведения длительных испытаний повторное воспламенение выбросов водорода при перерывах подачи может быть осуществлено пороховым поджигающим устройством за счет поддержания дежурного факела от сжигания малого расхода водорода, подаваемого через специальные насадки в зону смешения струи и установки пирозапалов. Однако, указанные устройства являются сложными в конструктивном исполнении, не экономичны и не обеспечивают постоянной готовности системы для включения в возможных аварийных ситуациях. Кроме того, для получения факела длиной свыше 1 м расход газа и, следовательно, масса порохового заряда возрастает, что не обеспечивает требуемой безопасности обслуживания системы.
Факел большой протяженности (3...3,5 м) может быть получен от сжигания газов в струйной эжекторной горелке, в качестве рабочего тела которой для упрощения систем стенда целесообразно выбрать основной компонент - водород. Учитывая большую продолжительность стендовых испытаний (до нескольких часов), расход водорода на горелку поджигающего устройства не должен превышать 0,02...0,05 кг/с и должна быть обеспечена возможность многократного включения. Поэтому в указанных горелках применен метод зажигания от электрической искры.
Расположение поджигающего устройства относительно сопла (зоны смешения выхлопной струи) зависит от параметров поджигающего устройства (длины факела), но воспламенение выбросов должно производится непосредственно за выходным сечением сопла на начальном участке струи. Это уменьшает задержку воспламенения выбросов и обеспечивает участие минимального количества водорода в смеси при начальном воспламенении.
В [3] исследованы различные типы поджигающих устройств, конструктивные схемы некоторых из них представлены на pиc.3.3. Показано, что в устройстве эжекторного типа (рис.
55
3.3,б) за счет перераспределения водорода в периферийную часть струи в количестве 30...40% от суммарного расхода (mг), можно получить удлинение факела (lф) на 15... 20%. В поджигающем устройстве двухкомпонентного типа (рис. 3.3,в) за счет подачи водорода и воздуха от стендовых систем обеспечивается независимость работы устройства от внешних условий. В результате проведенных исследований разработаны рекомендации по выбору параметров и типов поджигающих устройств для воспламенения выбросов водорода в стендовых условиях.
РИС. 3.3. Схемы поджигающих устройств:
а) - с пирозапалом; б) - эжекторного типа; в) - двухкомпонентного типа;
г) - зависимость Iф, dф, от mг; 1 - сверхзвуковое сопло; 2 - боковые отверстия;
2 - камера; 4 - насадок; 5-электрическая свеча; б - воспламенитель; 7 -пирозапал;
8 - камера разогрева водорода; 9 - форкамера
Так, при испытании двигателей:
- однократного включения можно применять ПУ с пороховым зарядом, например, со временем горения 11с и длиной факела Iф=0,3... 1,0 м;
- многократного включения и в стендовых дожигателях целесообразно использовать струйные ПУ с электрозажиганием, работающие на газообразном водороде и эжектируемом воздухе;
- с истечением газов в замкнутый объем или в среду с повышенным содержанием
56
инертного газа следует применять ПУ двухкомпонентного типа с подачей водорода и воздуха от стендовых систем или ПУ с пороховым зарядом.
Принципиальные схемы устройств воспламенения и дожигания водородных выбросов. В данном разделе приведены для примера принципиальные схемы некоторых устройств для воспламенения водородных выбросов в процессе проведения испытания, разработанных и применяемых на стендах НИИХМ.
На рис.3.4 представлены схемы установки поджигающих устройств для воспламенения выбросов из сопла камеры сгорания двигателя.
57
58
Рис.3.4. Схемы установки ПУ для воспламенения выбросов:
а, б - однократного; в - многократного включения; 1 - камера; 2 - пирозапалы; 3 - кольцо со штативом; 4 - ПУ - многократного включения
На рис. 3.5 показана схема расположения пирозажигательных устройств в полости выхлопного диффузора (газодинамической трубы) при испытаниях двигателя с имитацией высотных условий.
Рис.3.5. Схема установки пирозапалов при испытании двигателя с выхлопным диффузором:
1 - пирозапал; 2 - камера сгорания; 3, 4, - клапаны подачи компонентов в двигатель; 5 - выхлопной диффузор; 6 - тягоизмеритель
На рис. 3.6 и 3.7 представлены схемы устройств для дожигания выбросов водорода при автономных испытаниях газогенераторов, ТНА и проведении технологических операций на стенде (захолаживание систем, заправка и др.).
59
Рис.3.6. Стендовый дожигатель газа в свободной струе газа:
1 - труба подвода основного расхода; 2 - труба подвода "Г" для дежурного факела; 3 - стабилизатор; 4 - коллектор; 5 - пирозапал
Рис.3.7. Стендовый дожигатель блочный:
1 - агрегат зажигания; 2 - ПУ; 3 - электросвеча; 4 - выхлопное устройство с газовым затвором; 5 - факел ПУ
Основные меры безопасности при стендовых испытаниях ДУ на кислородно-водородном топливе. Как известно, водород в смеси с воздухом и кислородом может взрываться при наличии источников инициирования. Выше были рассмотрены некоторые условия воспламенения водородно-воздушных смесей. Более опасным по своим последствиям является детонация (взрыв) водородных смесей. При этом опасность взрыва усугубляется тем, что пределы детонации находятся внутри области воспламенения (см. таблицу 3.2). Для возникновения детонации, помимо наличия горючей смеси, необходим соответствующий источник инициирования. Известно, что наиболее легко детонация возбуждается ударной волной. Возможность детонации в открытом пространстве исследовано в работах [1,3]. Было найдено, что в водородно-воздушных смесях, близких к стехиометрическим, ударные волны могут возникать и в свободном пространстве при наличии достаточно мощного источника воспламенения. При этом минимальный критический размер ударной волны, необходимый для возбуждения сферической детонации, составляет 0,5 м. При разбавлении смеси азотом критический размер ударной волны увеличивается. Так, например, при 100% разбавлении воздуха азотом критический размер
60
ударной волны составляет 1,1 м. При 200% разбавлении детонации не возникает даже при взрыве заряда тринитротолуола (ТНТ), с массой 1кг.
Поэтому в стендовых условиях проливы и выбросы водорода очень опасны и могут взрываться в смесях с кислородом (или воздухом), так как на стенде всегда есть источники инициирования (выхлопная струя двигателя, источники высокого давления, источники электропитания и др.).
Тротиловые эквиваленты водородно-воздушных и водородно-кислородных смесей в стехиометрическом соотношении составляют 10,4 и 13,3 кг тринитротолуола (ТНТ)/кг водорода. При этом необходимо учесть то, что избыточный водород в смеси не участвует во взрыве, коэффициент участия водорода во взрыве (Ζ) зависит от многих факторов и определяется режимом смешения, при значениях чисел Рейнольдса значительно больше Reкр может достигать максимального значения Ζma[ = 0,42.
Величина ударной волны при взрыве на поверхности земли может быть оценена по формуле академика М.А. Садовского: ,143,406,1333223BRBRBRРш⋅⎟⎟⎠⎞⎜⎜⎝⎛⋅+⋅+=Δ кгс/см2, (3.3)
где ΔРш – избыточное давление во фронте ударной волны на расстоянии ~ R (м) от центра взрыва;
В – вес заряда тротила, определяемый соотношением вmЭСzВ⋅⋅=;
Z – коэффициент использования водорода во взрыве для случая истечения и смешения с Re>>Reкр; Re – критерий Рейнольдса;
СЭ=10,4 кг ТНТ/кг Н2 – тротиловый эквивалент водородно-воздушной смеси в стехиометрическом соотношении;
mв – количество выброшенного водорода при аварийной ситуации.
Формула (3.3) справедлива для значений приведенного расстояния от центра взрыва .1513÷==BRR (3.4)
К наиболее опасным факторам при испытаниях водородно-кислородных ДУ следует отнести те, которые приводят к разгерметизации топливной системы, аварийному выбросу водорода и кислорода с последующей реализацией поражающих факторов в виде взрыва, пожара и разлетающихся осколков. Поэтому холодные и огневые испытания кислородно-водородных ДУ должны проводиться с выполнением специальных мероприятий по безопасности, предусматривающих выполнение определенных требований по системам ДУ, по стенду и к проведению (организации) испытаний.
61
По ДУ предусматриваются: на первые испытания ДУ выполняется с более упрочненными баками, двигатель отделяется от баков защитным устройством (плитой); двигатель до начала испытаний в составе ДУ должен иметь коэффициент надежности не ниже 0,985, подтвержденный при автономных испытаниях; агрегаты и системы ДУ должны быть испытаны автономно на натурных компонентах; огневым испытаниям должны предшествовать холодные испытания ДУ для проверки совместного функционирования систем; в баках ДУ должны быть установлены разделительные клапаны по магистралям питания окислителя и горючего, клапаны аварийного слива компонентов из бака, дополнительные дренажно-предохранительные клапаны, системы дополнительного наддува баков; должно быть предусмотрено оснащение ДУ системой пожаро – взрывопредупреждения и системой аварийной защиты, предусматривающих контроль определенных параметров двигателя и ДУ и прекращение испытания при их отклонениях от заданных величин (рк , рвхг ,рвхо, nтна,Тгг, Пгг, Пкс, Вгг, Вкс, Втна и др.).
По системам стенда предусматриваются: контроль опасных концентраций водорода и кислорода в отсеках и боксе стенда, в хвостовом отсеке ДУ; воспламенение и дожигание выбросов водорода из сопла двигателя, отвод дренажей водорода на стендовый дожигатель, выполнение блоков информационно-управляющих систем в искрозащищенном исполнении, подача азота в отсеки и огневой бокс стенда, максимальное раскрытие проемов в стенах и крыше стенда; контроль параметров и парирование нештатных ситуаций (НШС).
По организации испытаний предусматриваются: дистанционное проведение заправочных операций и испытания с укрытием персонала, участвующего в проведении испытания, в бункере, полное удаление людей из опасной зоны в радиусе Rбез и выставлением оцепления; готовность служб пожарной охраны и газоспасательной службы к ликвидации последствий аварийных ситуаций; ограничение продолжительности первого испытания и количества заправляемого в бак ДУ водорода, которое определяется исходя из расположения испытательного стенда (расстояния до жилой зоны) и размерности двигателя.
62
При формировании решения о возможном количестве заправляемого жидкого водорода наиболее вероятным считается “мгновенное” развитие событий от разрушения баков “Г” и “О” до реализации взрыва в атмосфере облака стехиометрической смеси водорода и кислорода. Прогнозирование степеней повреждения зданий и сооружений, находящихся на территории промышленной и жилой зон, в случае потенциальной аварии производится путем расчетного определения размеров опасных зон.
Ключевыми моментами в этих расчетах являются:
− масса выброса пожаро-взрывоопасного компонента и коэффициент использования этого компонента во взрыве;
− коэффициент разрушений, определяемый энергией сгорания стехиометрической парогазовой смеси.
Применительно к стендовой отработке современных и перспективных кислородно-водородных ракетных блоков, имеющих в топливных баках от 1т до 20 т жидкого водорода, в соответствии с моделью мгновенного развития событий проведены расчеты опасных зон. Результаты расчетов для водородно-кислородной смеси с использованием соотношений (3.3) и (3.4) показаны на рис. 3.8 соответственно для разомкнутого (полностью открытого) рабочего объема стенда при коэффициенте использования водорода во взрыве z = 0,02…0,1 и для замкнутого рабочего объема при z = 0,3…0,5. При этих расчетах на ограниченном расстоянии от стенда допускалось избыточное давление во фронте ударной волны, равное 2КПа, при котором реализуется вторая степень безопасности и возможно частичное разрушение (менее 50 %) остеклений зданий и сооружений.
Так, применительно к испытаниям ДУ разгонных блоков на стенде В3 НИИХМ вопрос о риске проведения этих работ рассматривался экспертной комиссией по безопасности испытаний в 1991г. и было принято решение о возможности проведения холодных и огневых испытаний с заправкой топливного бака ДУ водородом в количестве 2700 кг.
Из рис. 3.8 видно, что при ограниченном расстоянии от стенда В3 до зданий жилой зоны (~1100м) испытания без доработки конструкции стенда возможны с заправкой водородом в количестве не более 2700 кг. Испытания с заправкой до 6500 кг жидкого водорода требуют проведения доработок конструкции стенда или принятие эффективных мер безопасности.
63
Следует обратить внимание на то, что расчеты проводились с использованием гипотетической модели развития аварийной ситуации, которые не учитывают динамику и кинетику процессов от начала разгерметизации до взрыва, а также – уменьшение тротилового эквивалента при неполучении стехиометрической смеси. В то же время рассмотрение статистики аварий, произошедших по причине выброса водорода, показывает, что развитие событий имеет заметное время, позволяющее парировать развитие аварийной ситуации, а коэффициент использования водорода во взрыве в большинстве случаев не превышает величины z = 0,1. Это позволяет рассматривать вопрос о проведении испытаний на стенде В3 НИИХМ ДУ с полной заправкой блока водородом (до 6500 кг) при выполнении определенных мер безопасности и парированием нештатных ситуаций:
- внедрение датчиков контроля утечек водорода с инерционностью не более 1 с;
- оснащение систем аварийной защиты (САЗ) двигателя первичными преобразователями (датчиками), основанными на оптико-волоконной и изотопной технике и обеспечивающими контроль наиболее напряженных параметров криогенного двигателя – износа беговых дорожек узлов качения (подшипников), температуры лопаток турбины и др.;
- оснащение САЗ двигателя каналами контроля виброперегрузок в системах ТНА и камеры;
- применение активных средств флегматизации взрывоопасных смесей в отсеках стенда.
64
4. Экологические нормы проектирования испытательных стендов для отработки ДУ
4.1. Научно-технические проблемы проектирования контрольно-испытательных стендов и основные технические требования
Технологические процессы испытаний и контроля определяют:
- состав, содержание и последовательность выполнения операций по контролю параметров, характеризующих качество бортовых систем ЛА и их элементов на различных этапах производства;
- состав и последовательность подачи на объект испытания (ОИ) воздействий, имитирующих в наземных условиях различные эксплуатационные факторы;
- вид и количество применяемых контрольно-измерительных приборов.
Основным видом оборудования для контрольно-испытательных работ являются различные контрольно-испытательные стенды.
Испытательный стенд – это техническое устройство для установки объекта испытания в заданное положение, создания воздействий, съема информации и осуществления управления процессом испытаний и объектом испытаний.
Контрольно-испытательные стенды различного назначения обычно состоят из двух частей, соединенных коммуникациями:
- исполнительной, в которой располагается объект испытаний и системы, обеспечивающие воздействие различных эксплуатационных факторов;
- командной в виде пульта управления и систем измерения (преобразование, оценка, анализ и отображение информации).
Сложность контрольно-испытательных стендов постоянно возрастает. Это объясняется многими причинами:
- увеличением сложности ЛА, что приводит к необходимости контроля все большего числа параметров;
- увеличением уровня, длительности приложения и усложнением спектра нагрузок, действующих на ЛА в полете, которые необходимо имитировать в процессе наземных испытаний;
- стремлением к одновременному воспроизведению нагрузок различной физической природы с целью приближения условий наземных испытаний к полетным;
65
- с ужесточением экологических требований к испытательным стендам и их системам, исключающих техногенное воздействие на окружающую среду и обеспечивающих безопасность испытаний.
Все чаще встречаются случаи, когда сложность стендов сопоставима со сложностью испытываемых систем, а иногда и превосходит их.
Проектирование контрольно-испытательных стендов – сложный процесс, который включает в себя разработку технического задания, функциональных и принципиальных схем, разработку и расчет отдельных элементов стенда, выбор компоновочной схемы стенда, обеспечивающей заданные проектные параметры, и окончательную разработку технической документации на стенд.
Существуют различные подходы к проектированию контрольно-испытательных стендов. При индивидуальном подходе исходят в основном из частных задач создания стенда, которые возникают на том или ином предприятии в связи с необходимостью контроля определенных параметров ЛА или его узла.
При комплексном (системном) подходе вопросы проектирования стендов решаются исходя из комплексных задач обеспечения заданного уровня качества ЛА. В этом случае на уровне разработки проекта на ЛА предусматривается создание системы взаимосвязанных стендов, необходимых для отработки, испытания и контроля систем вновь создаваемого ЛА на всех стадиях его проектирования, производства и эксплуатации.
Как при индивидуальном, так и при комплексном подходе к проектированию повысить качество и снизить стоимость контрольно-испытательных стендов можно компоновкой стендов из нормализованных элементов.
К главным научно-техническим проблемам в области проектирования контрольно-испытательных стендов можно отнести следующие:
1. Создание на базе методов метрологии и стандартизации комплекса стендов, обеспечивающих воспроизводимость результатов испытаний при многократных циклах нагружения на различных этапах производства и эксплуатации.
2. Создание на базе теории физического моделирования и теории подобия имитаторов эксплуатационных нагрузок (механических, гидрогазовых и тепловых), максимально приближающих условия наземных испытаний ЛА их элементов к эксплуатационным. Решение этой проблемы, как уже отмечалось ранее, направлено на сокращение летных испытаний благодаря расширению объема наземных испытаний.
3. Создание средств объективного измерения и регистрации параметров ЛА, а также воздействий, воспроизводимых имитаторами эксплуатационных нагрузок, в процессе испытаний. Решение этой проблемы исключает субъективные ошибки и делает
66
результаты испытаний практически независимыми от квалификации и индивидуальных особенностей испытателей.
4. Создание быстро перенастраиваемых средств автоматизации контрольно-испытательных стендов на базе применения систем числового программного управления и применения ЭВМ, включаемых в контур управления стенда.
5. Агрегатирование и нормализация элементов конструкции стендов и компановка конструкции стендов из нормализованных узлов и блоков аппаратуры.
6. Создание на базе результатов эргономических исследований стендов, максимально удовлетворяющих требованиям биологической, антропометрической, психофизиологической и информационной совместимости возможностей человека- испытателя с характеристиками стендов и условий работы. Решений этой проблемы направлено на обеспечение психофизиологического комфорта деятельности человека в процессе испытаний, повышения качества испытаний и производительности труда испытателей и исключения техногенного воздействия стендов и испытаний на окружающую среду.
Основные технические требования к контрольно-испытательным стендам. Стенды должны требованиям Строительных норм и правил (СНИП) и Требованиям безопасности испытательных стендов (ТБИС-97) и обеспечивать:
1) проведение необходимых видов испытаний и контроля в соответствии с конструкторской документацией на ЛА и технологическими процессами;
2) создание, регулирование и поддержание в течение установленного времени заданных условий и режимов испытания;
3) создание безопасных условий труда и выполнение экологических условий (исключить техногенное воздействие на окружающую среду).
Условия стендовых испытаний изделий должны быть в достаточной степени приближены к эксплуатационным. Степень приближения определяется числом одновременно имитируемых факторов, точностью имитации факторов, качеством и условиями подвода энергии к объекту испытания и другими факторами.
Устройства для установки и закрепления объектов испытания при механических испытаниях не должны искажать передаваемые на ОИ механические нагрузки.
Трубопроводы, питающие ОИ жидкостями и газами, не должны искажать характер передаваемых на ОИ гидрогазовых нагрузок и, тем самым, влиять на гидродинамические процессы, происходящие в ОИ при испытаниях, и должны иметь заданные частотные характеристики и гидравлические сопротивления.
67
Стендовые элементы крепления ОИ и стендовые питающие трубопроводы не должны вызывать недопустимых напряжений и деформаций в соответствующих элементах ОИ.
Создание, регулирование и поддержание в течение установленного времени условий и режимов испытаний должно осуществляться автоматически с возможностью перехода на ручное управление.
Устройства сбора, измерения, преобразования, а также средства отображения и представления информации должны обеспечивать заданную точность измерений и быть быстродейстующими и помехоустойчивыми.
Стенды и их элементы должны стабильно работать при температуре окружающего воздуха -40оС …+40оС и относительной влажности до 80 %.
Уровень шумов, создаваемых работающим стендом, не должен превышать 80 ДБ. Для этого на стендах для огневых испытаний и имитации гидрогазовых нагрузок используются специальные устройства для шумоглушения.
Стенды должны быть простыми в управлении, безотказными при эксплуатации, удобными для обслуживания и проведения ремонта.
Стенды должны снабжаться устройствами, обеспечивающими механизацию транспортировочных, монтажных и демонтажных работ.
Все металлические детали стендов, подвергающиеся воздействию имитируемых факторов, должны иметь защитные устройства.
Стенды, снабженные сложным электронным оборудованием, должны снабжаться специальной системой самоконтроля.
Металлический корпус или каркас, а также электропроводящие части оборудования должны быть надежно заземлены. Использование металлического корпуса в качестве второго провода не допускается.
Для выполнения экологических требований стенды снабжаются системами нейтрализации и улавливания токсичных взрывоопасных выбросов (проливов) компонентов ракетных топлив и газов, системами контроля и обеспечения безопасных условий подготовки и проведения испытаний.
К стендам должна прилагаться следующая эксплуатационная документация:
- техническое описание с приложением принципиальных электрических, гидравлических, пневматических и механических схем;
- инструкции по эксплуатации и обеспечению безопасности работ;
- формуляр;
- чертежи монтажные, расчеты элементов и правила установки;
- сборочные чертежи узлов и элементов стенда.
68
4.2. Основные системы испытательного стенда для испытаний ДУ и двигателей ЛА
Принципиальная схема стенда представлен на рис. 4.1. В качестве примера на рис. 4.2 и 4.3 представлены стенды для испытаний двигателей и ДУ в вертикальном и горизонтальном исполнении.
Рис. 4.1. Схема стенда для проведения огневых испытаний двигателей
К основным системам можно отнести:
1. Системы хранения и транспортировки компонентов топлива, которые включают: систему хранения, заправочные системы (для баков ДУ и для стендовых баков питания двигателя), расходные системы.
Системы топливоподачи (рис. 4.4) можно классифицировать на:
-
69
Рис. 4.2 Стенд для испытаний двигателей и ДУ в вертикальном исполнении
Рис. 4.3. Стенд для испытаний двигателей в горизонтальном исполнении
70
- насосные (в системах заправки в основном, а также для испытания агрегатов – камер, газогенераторов);
- вытеснительные;
- газобаллонные (в случае применения компонента в виде газа).
высококипящие, Ткип>300 К
низкокипящие, Ткип<300 К
криогенные, Ткип<150 К
тиксотропные
Система хранения и транспортировки рабочих тел (компонентов топлива)
газобаллонная
вытеснительная
насосная
Система подачи компонентов топлива, рабочих тел
О2
КЕРОСИН
Н2
вакуумная
экранно-вакуумная
пористая
Теплоизоляция
Рис. 4.4. Системы хранения и транспортировки рабочих тел
71
Системы топливоподачи предназначены для хранения и подачи различных компонентов топлива (криогенных, высококипящих, низкокипящих, металлизированных и других). В качестве теплоизоляции систем с криогенными компонентами топлива (например, водород и кислород) могут применяться различные виды теплоизоляции: вакуумная, пористая и экранно-вакуумная.
На рис. 4.5 показана система подачи компонентов топлива (газообразного водорода и жидкого кислорода) для испытаний камеры сгорания. В приведенной схеме камера сгорания охлаждается водой от насосной системы подачи.
На рис. 4.6 показана стендовая система подачи криогенного компонента (жидкого водорода) для испытания ЖРД. Для примера показаны различные подсистемы переохлаждения топлива: эжектированием газовой подушки, барботированием некондисирующимся газом через слой жидкости и с использованием теплообменных устройств с вторичным теплоносителем – жидким азотом (N2 ж) или паром и циркуляцией компонента. На этой же схеме показана пусковая подсистема подачи с разделительной емкостью жидкого водорода для обеспечения гидродинамического подобия систем подачи стенда и ракеты на переходных режимах работы (запуске).
Для проведения длительных по продолжительности испытаний питание двигателя осуществляется из стендового топливного бака водорода с подпиткой из баков хранилища. С учетом пожаро- и взрывоопасности и токсичности большинства применяемых компонентов системы хранения, заправки и подачи должны быть герметичными и обеспечивать дистанционное проведение операций заправки, испытания и слива.
2. Систему наддува, которые как и в ДУ могут быть непрерывного и дискретного действия. В качестве регулирующих органов в системах наддува непрерывного действия используются газовые редукторы, дроссели и отсечные клапаны или в системах дискретного действия - электропневмоклапаны, открываемые по командам систем регулирования от сигнализаторов давления (СД) или датчиков давления.
3. Системы газоснабжения включают газификационные установки (рис. 4.7) или компрессорные установки (рис. 4.8) для закачки сжатых газов, баллоны для хранения сжатых газов, устройства для очистки, осушки и маслоотделения, а также устройства для отбора и проведения анализа состава и состояния газов (например, содержание кислорода в газообразном азоте не должно превышать 1 %, содержание О2 в Н2 не более (1÷10)-4 % по объему; точка росы должна быть ниже -50оС и т.д.), распределительные щиты для выдачи газов потребителю с различными параметрами расхода и давления.
72
Рис. 4.5. Система подачи компонентов топлива для испытаний камеры сгорания, охдаждаемой водой от насосной системы подачи
Рис. 4.6. Стендовая система подачи криогенного компонента к двигателю.
Способы переохлаждения криогенных компонентов
73
Рис. 4.7. Система газоснабжения с газификацией криогенного компонента
Рис. 4.8. Система газоснабжения с компрессорной установкой
4. Система отвода продуктов сгорания – газоотражательные устройства, которые могут быть выполнены в открытом (как показано на рис. 4.1) и в закрытом исполнении (рис. 4.9)
74
в зависимости от продолжительности испытания, параметров и характеристик двигателя. Газоотражательные устройства стендов могут быть охлаждаемыми и неохлаждаемыми.
Рис. 4.9. Системы нейтрализации и дожигания выбросов (а – абсорбционный, б – термический) и система отвода продуктов сгорания (в закрытом исполнении)
75
5. Система охлаждения – замкнутая или разомкнутая.
Расходы охлаждающей воды очень большие ( и достигают десятков тонн в секунду) и при больших временах работы двигателя необходимо иметь на стенде большие запасы воды, насосы большой производительности для подачи воды на охлаждение элементов стенда. Τ⋅≈mmводы&&5,2
6. Системы улавливания и нейтрализации токсичных и взрывоопасных выбросов показаны на рис. 4.9, это в основном дренажные выбросы из баков при заправке, сливе, а также выбросы газов из камер сгорания двигателей.
Применяется термический метод, основанный на дожигании газов с добавлением окислителя или горючего, и абсорбционный метод, основанный на поглощении вредных выбросов (газов) химическими соединениями. В качестве абсорбента применяют: для горючего – кислоты, воду и для окислителей – щелочные растворы. Для дренажных выбросов устройства простые и нашли широкое применение, а устройства для улавливания выбросов из камер в процессе запуска и работы очень громоздкие, эффективность их мала и вопрос их применения решается в комплексе с учетом необходимости обеспечения шумоглушения и светомаскировки. Для примера на рис. 4.9 показана система улавливания и нейтрализации токсичных выбросов с закрытым выхлопом из двигателя с тягой 10 тс.
В данной схеме струя газов из двигателя, работающего на компонентах топлива НДМГ и АТ, истекает в тракт с выхлопным диффузором и эжектором, где происходит их охлаждение за счет подачи воды в струю, и через камеру смешения и гидрогаситель с водой газ попадает в выхлопную шахту (трубу) и выбрасывается затем в атмосферу. Расход воды на охлаждение системы и нейтрализацию выбросов в установке составляет 600 кг/c. Эффективность указанной установки по токсичным выбросам составляет 95…97 %.
Для двигателей с тягой более 150 тс система улавливания и нейтрализации выбросов из камер сгорания в процессе запуска содержит громоздкое оборудование. Так, например, геометрические размеры гидрогасительной камеры составляют до 30 м в диаметре, выхлопной шахты (трубы) в диаметре до 20 м и по высоте более 100 м.
7. Системы управления, регулирования процессом испытания и диагностики параметров стенда и испытуемого изделия (двигателя и ДУ).
В системах управления в последнее время используются ЭВМ и контроллеры для автоматизированного управления технологическими процессами (АСУ ТП). Система диагностики включает контроль параметров двигателя и ДУ (давления на входе в насосы для исключения кавитационного срыва, в случае применения криогенных компонентов
76
также контроль температуры и сплошности потока, оборотов ТНА, давления и температуры в теплонапряженных узлах камеры, турбины ТНА и ГГ, пульсации давления и вибрации и т.д.).
8. Стендовая информационно-измерительная система (ИИС).
9. Система электроснабжения ИИС, СУ и вспомогательных систем (грузоподъемных устройств, оборудования стенда).
10. Системы вентиляции (приточная и вытяжная) и отопления.
11. Система обеспечения безопасных условий – контроль среды, пожаротушение, служба химической защиты, служба организационно-технических мероприятий по ТБ.
12. Системы имитации условий эксплуатации ЛА (высотные условия, газонасыщение, термостатирование компонентов и конструкции).
Систему имитации высотных условий можно разделить на две группы:
1) системы с барокамерой и откачивающими средствами, содержащими выхлопные диффузоры и эжекторные установки, которые позволяют получить разрежение на срезе сопла двигателя и вокруг двигателя на уровне 150…3000 Па;
2) система с барокамерой и откачивающими средствами на основе конденсации выхлопных газов, где наряду с выхлопными диффузорами и эжекторными установками применяются устройства для конденсации газов на криопанелях, охлаждаемых до температуры 77 К (удаление водяного пара и двуокиси углерода) и 20 К (удаление кислорода и азота).
К первой группе относятся системы, представленные на рис. 4.10 и 4.11.
На рис. 4.10 показана система имитации высотных условий на стенде при испытаниях ЖРД с использованием барокамеры, выхлопного диффузора (газодинамической трубы) и эжекторного устройства, которые могут применяться как по отдельности, так и совместно. Данная схема применима для испытаний высотных двигателей средних и больших тяг. В частности, на одном из стендов США при испытании второй ступени ракеты «Сатурн-5», в состав двигательной установки которой входило пять двигателей J-2 с суммарной тягой 4420 кН, использовалась система имитации давления, соответствующего высоте 18 км. Установка состояла из сверхзвукового диффузора длиной 22,8 м и диаметром выходного сечения – 4,2 м и встроенного кольцевого парогазового эжектора. Эжектор включался только перед запуском и остановом двигателя. Расход парогаза через эжектор составлял 407 кг/c.
На стенде фирмы Мицубиси (Япония) при испытании кислородно-водородного двигателя Le-5 с тягой 10 тс для создания высотных условий на срезе сопла использовалась система откачки с барокамерой, выхлопным диффузором и двухступенчатой эжекторной установкой с расходом парогаза 270 кг/с в течение 600 с.
77
Рис. 4.10. Основные системы испытательного стенда для имитации высотных условий и охлаждения систем при огневых испытаниях двигателей ЛА
Схема указанной установки для испытания двигателя Le-5 показана на рис. 4.11.
Ко второй группе систем имитации высотных (космических) условий (разрежение меньше 10-2Па) можно отнести систему конденсационного типа, в которой могут применяться откачные и теплообменные устройства с уровнем охлаждения до температуры 77К и 20К для вымораживания (удаления) газов. На рис. 4.12 показана комбинированная схема системы, применяемая в центре им. Арнольдса (США) для имитации высотных условий. В данной схеме используется комбинация систем: барокамера с откачивающими устройствами и теплообменные устройства с криогенной откачкой газов.
Уровень шума на ИК при испытании ЖРД достигает уровня 140 Дб, а использование устройств шумоглушения с закрытым выхлопом (см. рис.4.9…4.12) и с разрушением звукового спектра струи подачей воды снижает уровень шума до 90-100 Дб
78
Рис. 4.11. Схема высотного стенда для испытаний ДУ с двухступенчатой
Рис. 4.12. Схема системы имитации высотны условий с конденсационными устройствами
в центре им. Арнольдса (США)
эжекторной системой откачки газов
х
79
сплуатация современных эко 5. Создание и эк логически чистых
акетно-космических систем и проблемы применения метана и водорода
Перспективы
р
в энергетических и транспортных системах развития двигательных установок РКТ. В настоящее время для
вывода тяжелых грузов (орбитальных станций с массой до 20 тонн) используется РН
«Пр
ракетные системы «Днепр», «Стрела», «Рокот». «Циклон» и «Космос-
3М», работающие также на токсичных топливах. В настоящее время для запуска
пилотируемых кораблей с космонавтами используются только ракеты-носители «Союз»
на кислородно-керосиновом топливе и МКС «Спейс-Шаттл». Есть планы создания ракет-
носителей для запуска пилотируемых аппаратов у Китая (совершили первый полет
китайского космонавта в октябре 2003 г.) и Европейского сообщества (ЕС).
ЕС успешно эксплуатирует для доставки тяжелых полезных нагрузок с космодрома
Куру (Новая Гвинея) 2-х ступенчатую ракету-носитель «Ариан-5», который имеет 2
твердотопливных ускорителя с тягой по 540 тс каждая, 1-ю ступень с двигателем
«Вулкан» (тяга на поверхности Земли – 86 тс и в пустоте – 111 тс, компоненты жидкий
кислород и жидкий водород, давление в камере 10 МПа и время горения – 600 с) и 2-ю
ступень Н-155 (двигатель с тягой 2,9 тс, работающий на топливе четырехокись азота и
НДМГ, время горения 1100 с). Планируется в будущем модернизировать «Ариан-5» и
оснастить его разгонным блоком с криогенным двигателем двухкратного включения (тяга
~ 20 тс). Это позволит в конечном итоге выводить до 11т полезного груза на переходную
орбиту в 2006 г.
отон», работающий на компонентах топлива НДМГ и АТ. Для уменьшения вредного влияния ступеней РН на окружающую среду была проведена модернизация ступеней и двигателей ракеты с целью значительного уменьшения остатков компонента в баках («Протон-М»). Также для вывода полезных нагрузок в России используются относительно дешевые конверсионные
80
Одной из современных ракет-носителей, предназначенных для вывода в космос объектов различного назначения, является ракета Н-II, разработанная в Японии. Н-II является двухступенчатой ракетой, на которой установлены 2 твердотопливных ускорителя с тягой по 230 тс, на 1-й ступени установлен кислородно-водородный двигатель LE-7 (тяга на Земле 84 тс, в пустоте 108 тс, давление в камере 13 MПа, продолжительность работы 346 с) и на 2-й ступени установлен кислородно-водородный двигатель LE-5A (тяга 12,2 тс и максимальная продолжительность работы до 600 с).
В японской космической программе значительное место уделено созданию беспилотного многоразового транспортного аппарата HOPE-X, предназначенного для стыковки с международной космической станцией, доставки и возвращения на Землю различных грузов.
В Индии в связи с необходимостью обеспечения общеобразовательной программы через сети Интернета в стране предусматривается вывод на геосинхронную орбиту спутника (период обращения вокруг Земли 24 часа). Для этого ISRO создает 3-х ступенчатую ракету-носитель GSLV. Ракета-носитель оснащена на 1-й ступени твердотопливной двигательной установкой с тягой ~470 тс (время функционирования 100 с), на 2-й ступени - жидкостной двигательной установкой с тягой 72 тс (время функционирования 150 с) и на 3-й ступени - криогенным разгонным блоком с кислородно-водородным двигателем КВД1 с тягой 7,5 тс и временем работы до 712 с. На ракете-носителе используются также 4 боковые ускорители с жидкостными двигателями, работающими на НДМГ и четырехокиси азота (время функционирования 160 с). Криогенный разгонный блок с двигателями КВД1 разработан и поставляется в Индию российскими фирмами ГКНПЦ им. Хруничева и КБ химического машиностроения им. А. М. Исаева. В апреле 2001 г и в мае 2003 г. проведены успешно запуски ракеты GSLV.
Ракетно-космические программы есть у Южной Кореи, Бразилии, Китая и других стран.
В последнее десятилетие в России вкладываемые деньги на развитие ракетно-космической техники значительно сократились. Мы вкладываем значительно меньше по сравнению даже с такими странами как Китай, Индия и мы сдаем позиции в освоении космического пространства по всем направлениям. Например, для обеспечения функционирования программы ГЛОНАСС (Связь, навигация и прогноз погоды) надо на орбите иметь не менее 24 спутников, а мы в состоянии держать 5-6 спутников. С 1995 г
81
практически не проводим фундаментальных исследований дальнего космоса и планет Солнечной системы, в США такие исследования продолжаются в том же темпе, что и до 90-х годов.
Перспективы развития ракетно-космической техники и двигателей.
1. Взамен российской орбитальной станции «Мир» создается Международная космическая станция (МКС). В этой программе участвуют США, Япония, ЕС и Россия. Контрольный пакет принадлежит США. Создание МКС планируется завершить в 2006г.
2. Создание современных ракет-носителей легкого, среднего и тяжелого классов: «Ямал», «Аврора», «Союз-2», «Русь», «Онега» и «Ангара» с использованием экологически чистых компонентов (керосин-кислород, водород-кислород);
- на первых ступенях кислородно-керосинового (на первом этапе) и кислородно-метанового топлива (на втором этапе);
- на верхних ступенях – кислородно-водородного топлива.
При этом предусматривается осуществлять запуски РН Русь с космодрома Куру для увеличения массы выводимых грузов на орбиту земли и использование вновь создаваемого ракетно-космического комплекса «Онега» в 3-х ступенчатом варианте на кислородно-керосиновом (1-я ступень) и кислородно-водородном (2-я и 3-я ступени) топливах для обеспечения независимого вывода (от Казахстана) на геостационарные орбиты полезных нагрузок до 4 тонн с космодрома Плесецк.
3. Планы модернизации «Протона-КМ» предусматривают оснащение Р-Н 3-й ступенью с кислородно-водородным разгонным блоком (КВРБ) с двигателем КВД1М3 (тяга 10,5 тс). Проект «Протон-М2» предусматривает также оснащение Р-Н 2-й ступенью с универсальным кислородно-водородным блоком (УКВБ) с 4-мя двигателями КВД1М3 (тяга 4x10,5=42 тс).
При этом создаваемые блоки «КВРБ» и «УКВБ» будут иметь универсальные стыковочные узлы и могут быть использованы на различных Р-Н «Протон-КМ», «Протон-М2», «Ангара» и др.
4. Предложена стратегия поэтапного создания ракеты-носителя тяжелого класса с использованием в ее составе универсального ракетного модуля. Предусматривается, что 7 вариантов ракет семейства «Ангара» будут охватывать ракеты от легкого класса с грузоподъемностью на низких опорных орбитах 2-3,7 т до тяжелого с грузоподъемностью до 24,5 т., а в последствии до 28,5 т. В основу семейства ракет «Ангара» положен универсальный ракетный модуль (УРМ), в состав которого входит блок баков окислителя (жидкого кислорода), баков горючего (керосина) и двигателя РД-191 с тягой ~200 тс, выполненного по схеме с дожиганием генераторного газа. Носитель легкого класса будет иметь один такой модуль, а носители среднего и тяжелого классов будут иметь от 3 до 5
82
таких модулей. В качестве 2-й ступени рассматривается применение блока либо на кислородно-керосиновом топливе, либо универсального кислородно-водородного блока («УКВБ»), характеристики которого сохраняются такими же, как «УКВБ» для носителя «Протон-М2». Кроме того, для улучшения экономических показателей при эксплуатации ракет-носителей, а также минимизации отчуждаемых для падения отработавших ступеней ракет территорий прорабатывается в рамках программы «Байкал» вопрос создания возвращаемых к месту старта первых ступеней многоразового применения. Для этого блок 1-й ступени должен быть оснащен поворотным хвостовым оперением, складным крылом и вспомогательным турбореактивным двигателем. Этот двигатель обеспечит крейсерский полет ускорителя при возвращении на аэродром, расположенный вблизи стартового комплекса, и посадку на шасси самолетного типа. Это позволит значительно сократить площади отводимых земель для падения 1-х ступеней ракет.
5. По ракетным двигателям предусматривается:
- переход на экологически чистые компоненты топлива: кислород-керосин и кислород-метан в двигательных установках первых ступеней и на кислород-водород в двигательных установках верхних ступеней ракет космического назначения;
- повышение надежности двигательных установок за счет снижения напряженности основных узлов, использование двигателей «открытой схемы», выполненных по схеме без дожигания генераторного газа, но модернизированных, а также двигателей многократного применения;
- применение эффективных методов контроля и диагностики испытаний, применение «прогнозного» контроля, предусматривающего определение остаточного ресурса двигателя;
- создание кислородно-водородных двигателей, выполненных по безгазогенераторной схеме (в этом схеме в турбинном тракте уходим от высоких температур, но из-за высоких потребных напоров насосов приходим к очень высоким оборотам ТНА (до 130…150 тыс. об/мин.) и отличающихся повышенной надежностью;
- использование двигателей с кольцевыми соплами внешнего расширения – можно получить большие степени расширения газов в сопле при небольших габаритах, но есть большие конструктивные сложности и сложности охлаждения.
83
Перспективы применения метана и водорода в энергетических и транспортных системах.
Энергетика. Запасов углеводородного топлива (нефти, природного газа) должно хватить на 50…100 лет, каменного угля на 400 лет. К тому же их применение вызывает значительное загрязнение окружающей среды и парниковый эффект на земле, что может привести к потеплению климата и увеличению температуры на 2…4 градуса.
Поэтому применение альтернативных источников энергии актуально и должно увеличиться:
- доля атомной энергетики в мире растет и к 2000 г должна достигнуть 20-23 %, но запасов ядерного урана тоже должно хватить на 40…50 лет при использовании АЭС на тепловых нейтронах, поэтому должны внедряться реакторы-размножители на быстрых нейтронах, которые наряду с выработкой электроэнергии обеспечат переработку и получение нового ядерного горючего под воздействием нейтронного потока (из природного урана-238 образуется синтетическое ядерное горючее – плутоний-239 и из тория-232 образуется вначале торий-233, а затем синтетическое ядерное горючее уран-233). В реакторах-размножителях уран будет использоваться в 40-60 раз эффективнее и позволит получить 360 Q вместо 1,8 Q, которые можно получить при использовании разведанных в настоящее время запасов урана [1], где Q – энергетический эквивалент, Q=1,055•1021 Дж=3.6•1010 т условного топлива, так например, годовая потребность в энергии в 2000 г. составила 0.8 Q;
- доля возобновляемых источников энергии, связанных с деятельностью солнца (энергия ветра, гидроэнергия, энергия морских приливов и отливов, геотермальная энергия), в энергетике в 2000 году составила на уровне ~ 10%.
Переход транспорта, промышленности и бытовых потребителей на водород — это путь к радикальному решению проблемы охраны воздушного бассейна от отравлений, вызываемых оксидами углерода и азота, от хронических отравлений, вызываемых оксидами серы, углеводородами, и от вековых накоплений в атмосфере диоксида углерода (СО2), откуда углерод уводится в энергетические тупики (залежи карбонатов). Переход на водородную технологию не меняет не только водного баланса планеты, но и водного баланса отдельных регионов, где будут расположены крупные системы для разложения воды термохимическим способом или электролизом.
Научно-техническая революция диктует новые формы взаимодействия человечества с природой. Такой новой формой является экотехнология, центральным звеном которой должно стать водородное горючее. Создание водородной технологии
84
является долгосрочной задачей и в то же время конкретным все более весомым вкладом в решение энергетических проблем развивающегося мира.
Водород универсален, он является и горючим, и химическим сырьем. Транспортирование водорода по примерной оценке только на 20—50 % дороже транспортирования природного газа. Потери энергии при компримировании водорода, при его транспортировании по трубопроводам составляют примерно 1 % переносимой энергии, а стоимость транспортирования равна примерно 10 % стоимости передаваемого газа. Водород удобен при хранении. Дает возможность гибкого решения проблемы отбора энергии в условиях переменной потребности в нем, имеет высокую теплоту сгорания.
Как показывают прогнозы, ожидается равновесие между стоимостью водорода, полученного за счет, например, энергии Солнца, и современными закупочными ценами на водород, получаемый из углеводородного сырья. Еще более благоприятно складывается ситуация при использовании для получения водорода атомной энергии. На рис. 5.1 представлены схемы энергетических циклов на водороде и органическом горючем.
По современным исследованиям [1], водород способен покрыть 85 % всех энергетических потребностей в секторе индустрии и 92 % потребностей бытового сектора и сектора мелких потребителей.
Рис. 5.1. Схемы использования и возобновления ископаемых видов
горючего (а) и водорода (б)
85
Универсализм водорода состоит в том, что он может заменить любой вид горючего в различных отраслях производства, в промышленности, на транспорте, в энергетике. Он способен заменить природный газ для бытовых целей, бензин — в двигателях внутреннего сгорания, специальные виды горючих — в ракетных двигателях, ацетилен — в процессах сварки металлов, кокс — в металлургических процессах, метан — в топливных элементах, углеводороды в ряде микробиологических процессов, углерод — во многих процессах, требующих восстановителя. Водород может быть легко использован и на небольших передвижных или стационарных энергетических установках, в газовых турбинах для генерирования электроэнергии и в крупных топках и печах; может и храниться в любых количествах. Его использование в качестве энергоносителя не потребует коренных изменений в современной технологии топливоиспользования.
Применение водорода облегчает переход от ископаемых горючих к атомной энергетике. Этот переход завершится, видимо, за пределами ХХ века, но постепенно развивать его необходимо уже сегодня. Обладая всеми преимуществами горючих ископаемых, водород свободен от их недостатков. При его сжигании с дозированным количеством кислорода не создается вредных выбросов, ликвидируется опасность парникового эффекта.
Запасы сырья для получения водорода в природе практически неисчерпаемы. Только в морях и океанах нашей планеты, по ряду оценок, содержится (1-2)•1017т водорода и 2•1013 т дейтерия. При сжигании водород вновь в виде воды возвращается в кругооборот природы.
Будучи технологическим сырьем для получения аммиака, метанола, гидразина, гидрирования угля, водород и в новых формах косвенно увеличивает ресурсы энергетического горючего. Все это лишь средства и формы аккумулирования энергии водорода. Универсальность водорода характеризуется и тем, что он способен заменить электричество в качестве энергетического посредника между атомным реактором и потребителями энергии.
Электричество является гигиеничной и удобной формой энергии и оно всегда будет выполнять присущую ей роль в энергетической системе. Но электричество не является наилучшей формой энергии с точки зрения ее транспортирования и хранения. Стоимость передачи и распределения электрической энергии высока — достигает 50 % обшей ее стоимости. Велики и потерн электроэнергии при ее передаче на дальние расстояния. Однако и расположение крупных электростанций внутри густонаселенных промышленных районов также неприемлемо из-за большого локального выделения тепла в окружающую среду.
86
Так как 1 кВт-ч электроэнергии эквивалентен 3600 кДж тепловой энергии, то средний термический КПД электростанций составляет 32,5 %. Ниже приведены данные по КПД энергоснабжения бытового потребления при сопоставлении электроэнергии и газа как энергоносителей:
Источник энергии
КПД термический производства энергии,
%
КПД термический транспортирования и распределения энергии,%
КПД энергоснабжения потребителя,
%
Электроэнергия
32,5
86
28
Газ
97,0
96
93
Как следует из этих данных, при выработке и распределении электричества только 28 % от содержащейся в природных ресурсах энергии поступает к потребителю, а при использовании газа — 93%.
Энергетическая система, в целом построенная на водороде и включающая транспортирование энергии и ее распределение при использовании водорода в качестве энергоносителя, оказывается более экономичной. Это подтверждается данными, приведенными в табл. 5.1.
Таблица 5.1. Стоимость энергии, произведенной и доставленной
потребителю в форме электричества и через производство водорода
Статья расхода
Электроэнергия,
долл/ГДж
Водород,
долл/ГДж
Производство
Система распределения по потребителям Передача на 100 км
27,97
16,83
6,40
30,90-33,83
3,56
5,44
Общая стоимость
51,20
39,90-42,83
Вероятно, наиболее рациональной может стать энергетическая система, построенная на двух энергоносителях: на электричестве (автоматизация, механизация, освещение, передача информации, система управления) и на водороде (транспорт, быт, химия, металлургия, энергетика). Перспективность такой системы определяется и ее наибольшим приближением к эволюции биосистемы планеты.
Таким образом, сочетание атомной энергетики с таким энергоносителем, как водород, сможет обеспечить все энергетические и энерготехнологические потребности общества в относительно недалеком будущем. Как справедливо указывал академик А. Н. Фрумкин: «Разложение воды и противоположный ему процесс – окисление водорода, могут заменить нашей цивилизации добычу и сжигание ископаемого горючего». Вода + ядерная энергетика + диоксид углерода – это в то же время новые неограниченные запасы углеводородов на нашей планете для целей химической технологии.
87
Первой ступенью перехода к водородной энергетике будет широкое использование твердых горючих (каменного угля) для процессов газификации и гидрогазификации с получением ряда продуктов (СО + Н2; метана; метанола; аммиака; водорода).
Вторая ступень перехода к водородной энергетике – развитие технологии получения водорода комбинацией выработки тепловой энергии в высокотемпературных атомных реакторах с термохимическим методом разложения воды на водород и кислород в замкнутых циклах.
Авиация. В 2000 году авиационный транспорт США потреблял до 30% всей энергии, используемой на транспорте. Поскольку для авиации требуется углеводородное горючее высокого качества, то поиск альтернативных источников горючего становится особенно актуальным. К тому же следует добавить, что при переработке сырой нефти выход авиационного горючего составляет всего 8-12% (в перспективе возможно до 17%) на сырую нефть.
Метан является привлекательным авиационным горючим, однако он обладает меньшей энергоемкостью, чем водород. Водород дает минимум загрязнения окружающей среды. Высокая массовая теплота сгорания водорода (121000 кДж/кг), примерно в 2,8 раза превышающая теплоту сгорания углеводородных горючих, его высокая полнота сгорания позволяют значительно повысить эффективность авиационных двигателей, уменьшить удельный расход горючего, уменьшить массу и габариты двигателя.
В настоящее время многие авиационные фирмы ведут работы по созданию двигателей на метане, в частности САНТК им. академика Н. Д. Кузнецова работает над созданием газотурбинных двигателей на метане для пассажирских самолетов.
В 90-х годах ХХ века были проведены испытания и полеты пассажирского самолета Ту-155 на водороде, при которых были продемонстрированы преимущества и возможности использования водорода в авиации, в том числе экологическая чистота применения водорода. Однако, на сегодня внедрение водорода в авиацию во многом сдерживается из-за дороговизны водорода и на первом этапе надо ожидать внедрения метана в авиацию и развития соответствующей инфраструктуры.
Предлагается также использовать жидкий водород в авиации не только в качестве горючего, но и в качестве высокоэффективного хладоагента. Перед подачей в двигатель жидкий водород можно использовать для охлаждения лопаток турбины и эксплуатировать ее при более высокой температуре с большей эффективностью. В гиперзвуковой авиации при скоростях полета с М ~ 6 летные качества самолета на жидком водороде получаются оптимальными.
Для дозвуковых и сверхзвуковых самолетов замена углеводородного горючего (керосина) жидким водородом снижает массу необходимого горючего почти в три раза, а
88
общую массу самолета на ¼ с учетом уровня технологии 90-х годов ХХ века. По прогнозам исследователей [1] применение жидкого водорода в гражданской авиации экономически выгодно даже при его массовой стоимости в 3-4 раза выше стоимости керосина. В настоящее время внедрение водородного горючего в авиации сдерживается, в основном, высокой стоимостью водорода. Например, стоимость 1 кг жидкого водорода, получаемого электролизом воды в опытном производстве НИИХМ составляет 10 $ (определяется в основном стоимостью электроэнергии), а стоимость 1 кг жидкого водорода, получаемого из природного газа в Индии составляет ~ 20 $ (определяется сырьем и технологией, поставляемой Германией).
Автотранспорт. Современный автотранспорт на жидком углеводородном горючем в наибольшей степени загрязняет окружающую среду. В качестве вредных продуктов наряду с оксидом углерода, оксидами азота, серы, неразлагающимися углеводородами выделяются канцерогенные полиароматические соединения, сажа, соединения свинца и другие химические соединения. В среднем в год автомобиль выбрасывает в атмосферу 250 кг СО, 27 кг NOx и 93 кг углеводородов.
Современная химическая технология может предложить автомобильному транспорту альтернативные горючие, чтобы исключить вредные выбросы в окружающую среду:
1) водород (в виде сжатого газа или в жидком виде) в баллонах или криогенных сосудах; 2) синтетические жидкие горючие на основе водорода (метанол, аммииак, этанол, синтетический метан.
В табл. 5.2 представлена сравнительная характеристика водорода, ряда углеводородных и синтетических горючих для автомобильного транспорта и удельные выбросы вредных веществ.
Переход на водородное горючее снимает проблему загрязнения окружающей среды выхлопными газами. Даже добавки водорода в незначительных количествах (5-10%) позволяют в городских условиях эксплуатации двигателя сократить расход бензина на 20-30% и повысить топливную экономичность двигателя на 10-15%, выбросы оксида углерода при этом могут быть снижены с 1-4% до 0,1%.
Таблица 5.2
Характеристика
Водород
Метан
Пропан
Метанол
Этанол
Аммиак
Бензин
Химическая формула
Н2
СН4
С3 Н8
СН3ОН
С2Н5ОН
NН3
Смесь СН
Температура, К:
плавления
13
91
36,5
175,4
156,2
195,6
89
кипения
20
111
231
338
351,3
240
Плотность при нормальных условиях, кг/м3
70.6
423
582
790
790
710
720-740
Теплота сгорания (низшая), кДж/м3
8.54
21,2
27.2
15,8
19.4
13,1
Стехиометрический расход воздуха, кг/кг
34,5
17.2
15,6
9,0
6.1
2,45
14,95
Температура воспламенения при 101,325 Кпа в 0С
410-630
640-680
510-580
270-330
Удельный выброс, 105 кг/кДж:
Оксидов азота
Оксида углерода
углеводородов
2.88
0
0
3,49
92,2
2,3
3,06
77,9
1,7
3,06
74,3
-
2,88
81,2
-
3,22
0
-
Известно, что еще в годы второй мировой войны в блокадном Ленинграде использовали в качестве горючего водород для автомобильных двигателей из аэростатов воздушного заграждения. При этом возможно использование водорода в качестве горючего для двигателей внутреннего сгорания (ДВС) или в топливных элементах (ЭХГ) с различными системами хранения водорода: газобаллонное под высоким давлением; криогенное хранение жидкого водорода и гидридное хранение водорода. В 2003 году в Сарове (Арзамас-16) на базе Российского Федерального Ядерного Центра проводился 2-й Международный симпозиум «Безопасность и экономика водородного транспорта», посвященный 50- летию использования водорода в автомобилях в блокадном Ленинграде, где рассматривались теоретические и прикладные исследования в связанных с водородом областях физики, техники и материаловедения, а также весьма перспективные исследования в области мембранной технологии для реализации самого эффективного на сегодняшний день двигателя - электрохимического генератора (ЭХГ).
В частности, на Московском международном автосалоне-2001 демонстрировался первый отечественный экологически чистый автомобиль АНТЭЛ на базе «НИВЫ», но он не вызвал ожидаемого интереса. Прошло два года. На смену первому АНТЭЛу пришел второй, а в чертежах уже есть и третья версия. Главное отличие последней - на борту нет баллонов высокого давления, да и заправлять ее надо не водородом, а обычным бензином.
90
Напомним, в 2001 году только кузов пятидверной «Нивы» мог вместить еще громоздкую силовую установку на топливных элементах. Под капотом располагался электродвигатель мощностью 25 кВт, батарея для разогрева и запуска энергоустановки и блок системы управления. Источник энергии – модернизиро-ванный электрохимический генератор «Фотон», созданный в свое время для решения космических задач орбитального корабля «Буран». Его «упаковали» в просторный багажник бывшего вседорожника. Баллоны с кислородом спрятали под задним сиденьем, а водородные, в которых газ под давлением 250 атмосфер, пристроили непосредственно над генератором. Места для багажа, естественно, не осталось. С пятью седоками в салоне масса машины вплотную приближалась к двум тоннам. Тем не менее, при запасе водорода 60 л, а кислорода 36 л автомобиль развивал скорость до 80 км/ч и преодолевал 200 км без «заправки».
АНТЭЛ-2 - это уже не отживающая свой век «Нива», а относительно молодой ВАЗ-2111, который и по начинке существенно отличается от первого АНТЭЛа. Новый электродвигатель переменного тока настолько компактен, что уместился в моторном отсеке вместе с энергоустановкой. Да и сама она уже не доработанная космическая «батарейка», а созданный специально для автомобиля водородно-воздушный
91
электрохимический генератор. Кислород он берет из атмосферного воздуха, только очищенного от примесей углекислоты. Водородные баллоны переехали под пол багажника. Их суммарная емкость теперь 90 л, сжатых до 400 атмосфер, что позволило довести запас хода до 350 км. Это уже сравнимо с обычным автомобилем. Под подушкой заднего сиденья, где обычно расположен бензобак, размещены блоки систем управления источниками питания и электроприводом, а также буферная батарея. Ее задача - обеспечить разогрев и запуск энергоустановки и помогать ей при пиковых нагрузках. Таким образом, у нового АНТЭЛа багажник почти свободен. Его емкость - 350 л - несколько меньше штатного «одиннадцатого»: пол все же чуть приподнят над водородными баллонами.
Второй АНТЭЛ получился легче почти на 300 кг, уложившись в снаряженную массу 1300 кг. Да и максимальная скорость выросла - новая машина способна разгоняться уже до 100 км/ч.
Щелочные воздушно-водородные топливные элементы напряжением 240 вольт созданы ВАЗом совместно с Уральским электрохимическим комбинатом. Наряду с переходом от сжатого кислорода к атмосферному воздуху, почти в 20 раз снижено содержание драгоценных металлов в катализаторах, что привело соответственно, к снижению стоимости последних.
Научно-исследовательская лаборатория (г. Рыбинск, Ярославская область) разработала и изготовила компактный и легкий тяговый электродвигатель, КПД которого более 90% - на 20% выше первенца. При этом он вдвое легче и вчетверо мощнее. В режиме торможения автомобиля электродвигатель способен рекуперировать энергию и таким образом подзаряжать буферную батарею.
Совместно с ракетно-космической корпорацией «Энергия» созданы супербаллоны, способные хранить водород под давлением 400 атмосфер, и система очистки воздуха от присутствующего в нем СО2.
Питерская аккумуляторная компания «Ригель» сделала никель-металлогидридный аккумулятор с напряжением 240 В и емкостью 10 А-ч. Он превосходит традиционные свинцово-кислотные по удельной энергоемкости в четыре раза. Это та самая батарея, которая обеспечивает быстрый запуск энергоустановки и подключается к ней, увеличивая ее мощность в два раза при разгонах автомобиля. В АНТЭЛ-3 водород планируют получать из бензина уже на борту автомобиля, поэтому заправляться он будет на обычных АЗС. Упразднят и водородные баллоны - все-таки не дело возить с собой газ под давлением 400 атмосфер. Вместо них - топливный процессор, реформирующий бензин в водород и углекислый газ. По расчетам, нововведения вместе с бензобаком увеличат массу автомобиля всего на 30 килограммов и впишутся во второй АНТЭЛ. Стандартный
92
«десятый» топливный бак объемом 45 л обеспечит ему запас хода почти в тысячу километров.
Изготовление прототипа АНТЭЛ-3 намечено уже на 2004-2005 годы. Естественно, опытный образец - еще не полноценный автомобиль и на доводочные работы понадобится время.
Таким образом, безвредные для нашей планеты автомобили со временем перестанут быть экзотикой и в России.
Работы по созданию автомобилей на водороде интенсивно ведутся во многих странах (в США, Японии, Германии, Китае и др.).
Преимущества применения водородного ЭХГ в автомобилях:
- процессы в ЭХГ идут при температуре ~ 3000С (в двигателях внутреннего сгорания, дизельных и газотурбинных – при температурах ~ 22000C);
- η (кпд) двигателя с ЭХГ повышается до 70…90%;
- повышается ресурс двигательной установки, значительно уменьшается уровень шума и исключается выброс вредных веществ в окружающую среду.
93
Электрохимический генератор на основе топливных элементов. Топливный элемент – электрохимический источник тока, в котором топливо (окислитель и горючее), как правило, подводится извне непрерывно и раздельно к ячейке с двумя электродами и электролитом (на одном электроде происходит реакция окисления горючего, а на другом – реакция восстановления окислителя). Этим топливный элемент существенно отличается от других электромеханических источников тока – аккумуляторов и гальванических элементов, в которых электрическая энергия «вырабатывается» из массы электродов. Существует много разновидностей топливных элементов, отличающихся по топливу, температурному режиму работы, электролиту и т. д. В качестве горючего в топливных элементах используются водород, гидразин, спирты, альдегиды, углеводороды и др., в качестве окислителя – кислород, перекись водорода, хлор, азотная кислота и др. В системах энергопитания космических аппаратов (КА) нашли применение водородно-кислородные топливные элементы, т. к. водород является наиболее калорийным топливом, а вода, являющаяся конечным продуктом реакции, может быть использована (например, на космическом корабле) для технических и бытовых нужд. Водородно-кислородные топливные элементы в зависимости от рабочей температуры делятся на низкотемпературные (до 100 0С) и среднетемпературные (от 100 до 250 0С. В топливных элементах применяют жидкий электролит (раствор ОН на асбестовой матрице) и твердый электролит (ионообменная мембрана из полимерного материала). Принципиальная схема водородно-кислородного топливного элемента показана на рис. 5. 1.
Рис. 5.1. Схема водородно-кислородного топливного элемента: 1 – электрод; 2 – электролит; 3 – камера с кислородом; 4 – камера с водородом; 5 – электрическая нагрузка
94
Топливный элемент состоит из трех камер, разделенных между собой пористыми стенками-электродами, изготовленными из мелкодисперсной никелевой подложки, на которую нанесен никелевый порошок (крупнопористой структуры).На границе мелких и крупных пор внедрен катализатор: водородный электрод активируется платино-палладиевым катализатором, кислородный – чистой платиной. В средней камере находится электролит – 30-40 %-ный раствор ОН. В крайние камеры подаются газообразные водород и кислород. Внутри пористого электрода обеспечивается устойчивая граница газ – электролит, т. к. , с одной стороны, давление газов больше давления электролита, что предохраняет попадание электролита в крупные поры, и, с другой стороны, капиллярные силы предотвращают попадание газа в мелкие поры. Электрохимическая реакция соединения водорода и кислорода протекает на электродах на границе трех фаз: твердой (катализатор), жидкой (электролит) и газообразной (водород и кислород). При разомкнутой внешней цепи между электродами возникает разность потенциалов (1 – 1,1 В). При замыкании полюсов через электрическую нагрузку на каждую прореагировавшую молекулу водорода от отрицательного полюса к положительному текут два электрона, которые реагируют на положительном полюсе с адсорбированным кислородом и образуют ионы гидроксила ОН-, являющиеся носителями тока в жидком электролите. В отличие от обычного сгорания водорода и кислорода электрохимическое взаимодействие («холодное горение») происходит на разделенных электродах, при этом электрохимическая реакция (Н2+1/2 О2=Н2О) обратна электролизу воды. Для обеспечения работы топливного элемента необходимо отводить воду и теплоту, выделяющиеся в процессе реакции.
Водородно-кислородные топливные элементы имеют малые удельные объем и массу, устойчивы к перегрузкам, обладают стабильным напряжением, бесшумны в работе. Кпд топливного элемента (50-75 %) пропорционален напряжению и увеличивается с уменьшением нагрузки в отличие от кпд турбинных установок и двигателей внутреннего сгорания. Одно из перспективных направлений в разработке топливных элементов – создание регенеративных топливных элементов, являющихся энергоемкими аккумуляторами электрической энергии. Топливные элементы используются в составе электрохимических энергетических установок. Например, электрохимическая энергетическая установка КА содержит электрохимический генератор на основе батареи соединенных водородно-кислородных топливных элементов, систему заправки, хранения и подачи рабочих тел и систему терморегулирования. Энергетические установки такого типа применялись на КК «Джемини», «Аполлон» и «Буран».
95
Приложение
Выписка из Федерального закона РФ
О промышленной безопасности опасных производственных
объектов
от 21.07.97 №116-ФЗ
Важнейшим фактором обеспечения стабильной и надежной работы промышленных объектов, сохранения жизни и здоровья обслуживающего персонала и третьи лиц, сохранения природы является четкая деятельность предприятия в вопросах промышленной безопасности. Вопросы государственного регулирования промышленной безопасности регламентируются Федеральным законом "О промышленной безопасности опасных производственных объектов" от 21.07.97 № 116-ФЗ. Указанный закон определяет правовые, экономические и социальные основы обеспечения безопасной эксплуатации опасных производственных объектов и направлен на предупреждение аварий на опасных производственных объектах и обеспечение готовности организаций, эксплуатирующих опасные производственные объекты, к локализации и ликвидации последствий указанных аварий. Положения этого закона распространяются на все организации, независимо от их организационных и правовых форм собственности. Согласно Приложению 1 к указанному Федеральному закону к категории опасных производственных объектов относятся объекты, на которых: 1) получаются, используются, перерабатываются, образуются, хранятся, транспортируются, уничтожаются следующие опасные вещества: а) воспламеняющиеся вещества - газы, которые при нормальном давлении и в смеси с воздухом становятся воспламеняющимися и температура кипения которых при нормальном давлении составляет 20 градусов Цельсия или ниже; б) окисляющиеся вещества - вещества, поддерживающие горение, вызывающие воспламенение и (или) способствующие воспламенению других веществ в результате окислительно-восстановительной экзотермической реакции; в) горючие вещества - жидкости, газы, пыли, способные самовозгораться, а также возгораться от источника зажигания и самостоятельно гореть после его удаления; г) взрывчатые вещества - вещества, которые при определенных видах внешнего воздействия способны на очень быстрое самораспространяющееся химическое превращение с выделением тепла и образованием газов; д) токсичные вещества - вещества, способные при воздействии на живые организмы приводить их к гибели и имеющие следующие характеристики:
96
средняя смертельная доза при введении в желудок от 15 миллиграммов на килограмм до 200 миллиграммов на килограмм включительно; средняя смертельная доза при нанесении на кожу от 50 миллиграммов на килограмм до 400 миллиграммов на килограмм включительно; средняя смертельная концентрация в воздухе от 0,5 миллиграмма на литр до 2 миллиграммов на литр включительно; е) высокотоксичные вещества - вещества, способные при воздействии на живые организмы приводить их к гибели и имеющие следующие характеристики: средняя смертельная доза при введении в желудок не более 15 миллиграммов на килограмм; средняя смертельная доза при нанесении на кожу не более 50 миллиграммов на килограмм; средняя смертельная концентрация в воздухе не более 0,5 миллиграмма на литр; ж) вещества, представляющие опасность для окружающей природной среды, - вещества, характеризующиеся в водной среде следующими показателями острой токсичности: средняя смертельная доза при ингаляционном воздействии на рыбу в течение 96 часов не более 10 миллиграммов на литр; средняя концентрация яда, вызывающая определенный эффект при воздействии на дафнии в течение 48 часов, не более 10 миллиграммов на литр; средняя ингибирующая концентрация при воздействии на водоросли в течение 72 часов не более 10 миллиграммов на литр; 2) используется оборудование, работающее под давлением более 0,07 мегапаскаля или при температуре воды более 115 градусов Цельсия; 3) используются стационарно установленные грузоподъемные механизмы, эскалаторы, канатные дороги, фуникулеры; 4) получаются расплавы черных и цветных металлов и сплавы на основе этих расплавов; 5) ведутся горные работы, работы по обогащению полезных ископаемых, а также работы в подземных условиях. Согласно требований указанного Федерального закона все опасные производственные объекты подлежат регистрации в государственном реестре, при этом, функции осуществления государственной политики в области промышленной безопасности предоставлены, главным образом,Госгортехнадзору РФ. Указанной организации предоставлено право осуществлять отдельные функции нормативно-правового регулирования, специальные разрешительные, контрольные и надзорные функции в области промышленной безопасности. I. Лицензирование видов деятельности в области промышленной безопасности. Деятельность по проектированию, строительству, реконструкции, техническому перевооружению, консервации и ликвидации опасного производственного объекта;
97
изготовлению, монтажу, наладке, обслуживанию и ремонту технических устройств, применяемых на опасном производственном объекте; проведению экспертизы промышленной безопасности; подготовке и переподготовке работников опасного производственного объекта может осуществляться на основании соответствующей лицензии, выданной, как правило, территориальным органом Госгортехнадзора РФ. Лицензирование производится в соответствии с Федеральным законом "О лицензировании отдельных видов деятельности" от 25.09.98 № 158-ФЗ. (Для того, чтобы открыть перечень видов деятельности, на осуществление которых требуются лицензии в соответствии с Федеральным законом № 158, указанным выше, щелкни кнопкой мыши по слову "лицензировании"). Для получения нужной лицензии в территориальный орган Госгортехнадзора необходимо представить следующие документы:
· Заявление по установленной форме в отдел, который выдает лицензию.
· Ксерокопию справки из стат. управления.
· Ксерокопию свидетельства о регистрации предприятия.
· Ксерокопию Устава (Положения) предприятия.
· Ксерокопия справки из налоговой инспекции о регистрации предприятия.
· Копия страхового полиса уполномоченной страховой компании (согласно ст. 15 Федерального закона ІО промышленной безопасности опасных производственных объектовІ организации, эксплуатирующие такие объекты, обязаны страховать ответственность за причинение вреда жизни, здоровью или имуществу других лиц и окружающей природной среде в случае аварии на опасном объекте).
· Экспертное заключение по идентификации опасного производственного объекта с подписью инспектора (для новых объектов дополнительно Акт приемки опасного производственного объекта в эксплуатацию).
· Свидетельство о собственности (Договор аренды).
· Краткая информация о предыдущей деятельности предприятия по лицензируемому виду деятельности (в произвольной форме, за подпись руководителя предприятия и печатью).
· Копия общестроительной лицензии (при необходимости).
· Неюридическим лицам необходимо представить доверенность или разрешение от головного предприятия на право получения или пользования лицензией. II. Требования к проектированию, строительству, реконструкции и приемке в эксплуатацию опасного производственного объекта. II.1. Обязательным условием разрешения строительства, расширения, реконструкции технического перевооружения, консервации и ликвидации опасного производственного объекта является наличие положительного заключения экспертизы промышленной безопасности проектной документации, утвержденного государственными органами надзора
98
(Госгортезнадзор, Государственная пожарная инспекция, СЭС и т.п.). Отклонения от проектной документации в процессе строительства, расширения, реконструкции технического перевооружения, консервации и ликвидации опасного производственного объекта не допускаются. Изменения, вносимые в техническую документацию подлежат экспертизе промышленной безопасности и согласовываются с государственными органами надзора. В процессе строительства, расширения, реконструкции, технического перевооружения , консервации и ликвидации опасного производственного объекта организации, разработавшие проектную документацию, осуществляют авторский надзор. II.2. Технические устройства, применяемые на опасных производственных объектах должны иметь сертификат на соответствие требованиям промышленной безопасности. Технические устройства иностранного производства должны пройти сертификацию в отечественных организациях, уполномоченных государственными органами надзора. II.3. До пуска в эксплуатацию опасные производственные объекты должны быть зарегистрированы (подконтрольные Госгортехнадзору в территориальных органах последнего) в установленном порядке. II.4. В случае, если на опасных производственных объектах получаются, используются, перерабатываются, образуются, хранятся, транспортируются, уничтожаются вещества в количествах, указанных в Приложении 2 к Федеральному закону ІО промышленной безопасности опасных производственных объектовІ, в обязательном порядке должна быть разработана декларация промышленной безопасности опасного производственного объекта. Обязательность разработки декларации промышленной безопасности производственных объектов, не указанных в указанном Приложении 2, установлена Правительством РФ, а также, в соответствии со своими полномочиями, федеральным органом надзора. Декларация промышленной безопасности уточняется или разрабатывается вновь в случае обращения за лицензией на эксплуатацию опасного производственного объекта, изменения сведений, содержащихся в декларации промышленной безопасности, или в случае изменения требований промышленной безопасности. II.V. Организация, эксплуатирующая опасный производственный объект, обязана застраховать ответственность за причинение вреда жизни, здоровью или имуществу других лиц и окружающей природной среде в случае аварии на опасном производственном объекте. Страхование может производиться только у уполномоченных страховых компаний. III. Требования промышленной безопасности к эксплуатации опасного производственного объекта. Организация, эксплуатирующая опасный производственный объект, обязана:
· соблюдать положения Федеральных законов, других нормативных правовых актов РФ, а также нормативных технических документов в области промышленной безопасности;
99
· обеспечивать укомплектованность штата работников опасного производственного объекта в соответствии с установленными требованиями;
· допускать к работе на опасном производственном объекте лиц, необходимое обучение в уполномоченных организациях, аттестованных для данного вида работ и на имеющих медицинских противопоказаний по выполняемым работам;
· обеспечивать проведение подготовки и аттестации работников в области промышленной безопасности;
· иметь на опасном производственном объекте нормативные правовые акты и нормативные технические документы, устанавливающие правила ведения работ на опасном производственном объекте; (ООО "НПО Мониторинг" готов оказать консультации по нормативно-техническим документам, утвержденным Госгортехнадзором РФ)
· организовывать и осуществлять производственный контроль за соблюдением требований промышленной безопасности;
· обеспечивать наличие и функционирование необходимых приборов и систем контроля за производственными процессами в соответствии с установленными требованиями;
· обеспечивать проведение экспертизы промышленной безопасности зданий, а также проводить диагностику, испытания, освидетельствование сооружений и технических устройств, применяемых на опасном производственном объекте, в установленные сроки и по предъявляемому в установленном порядке предписанию федерального органа исполнительной власти, специально уполномоченного в области промышленной безопасности, или его территориального органа;
· предотвращать проникновение на опасный объект посторонних лиц;
· обеспечивать требования промышленной безопасности к хранению опасных веществ;
· разрабатывать декларацию промышленной безопасности;
· заключать договор страхования риска ответственности за причинение вреда при эксплуатации опасного производственного объекта;
· выполнять распоряжения и предписания федерального органа исполнительной власти, специально уполномоченного в области промышленной безопасности, его территориальных органов и должностных лиц, отдаваемые ими в соответствии с полномочиями;
· приостанавливать эксплуатацию опасного производственного объекта самостоятельно или по предписанию федерального органа исполнительной власти, специально уполномоченного в области промышленной безопасности, его территориальных органов и должностных лиц в случае аварии или инцидента на опасном производственном объекте, а также в случае обнаружения вновь открывшихся обстоятельств, влияющих на промышленную безопасность;
· осуществлять мероприятия по локализации и ликвидации последствий аварий на опасном производственном объекте, оказывать содействие государственным органам в расследовании причин аварий;
100
· принимать участие в техническом расследовании причин аварии на опасном производственном объекте, принимать меры по устранению указанных причин и профилактике подобных аварий;
· анализировать причины возникновения инцидента на опасном производственном объекте, принимать меры по устранению указанных причин и профилактике подобных инцидентов;
· своевременно информировать в установленном порядке федеральный орган исполнительной власти, специально уполномоченный в области промышленной безопасности, его территориальные органы, а также иные органы государственной власти, органы местного самоуправления и население об аварии на опасном производственном объекте;
· принимать меры по защите жизни и здоровья работников в случае аварии на опасном производственном объекте;
· вести учет аварий и инцидентов на опасном производственном объекте;
· предъявлять в федеральный орган исполнительной власти, специально уполномоченный в области промышленной безопасности, или в его территориальный орган информацию о количестве аварий и инцидентов, причинах их возникновения и принятых мерах;
· планировать и осуществлять мероприятия по локализации и ликвидации последствий аварий на опасном производственном объекте;
· заключать с профессиональными аварийно-спасательными службами или с профессиональными аварийно-спасательными формированиями договоры на обслуживание, а в случаях, предусмотренных законодательством Российской Федерации, создавать профессиональные аварийно-спасательные службы или с профессиональные аварийно-спасательные формирования, а также нештатные аварийно-спасательные формирования из числа работников;
· иметь резервы финансовых средств и материальных ресурсов для локализации и ликвидации последствий аварий в соответствии с законодательством Российской Федерации;
· обучать работников действиям в случае аварии или инцидента на опасном производственном объекте;
· создавать системы наблюдения, оповещения, связи и поддержки действий в случае аварии и поддерживать указанные системы в пригодном к использованию состоянии. Работники опасного производственного объекта обязаны:
· соблюдать требования нормативных правовых актов и нормативных технических документов, устанавливающих правила ведения работ на опасном производственном объекте и порядок действий в случае аварии или инцидента на опасном производственном объекте;
· проходить подготовку и аттестацию в области промышленной безопасности;
101
· незамедлительно ставить в известность своего непосредственного руководителя или в установленном порядке других должностных лиц об аварии или инциденте на опасном производственном объекте;
· в установленном порядке приостанавливать работу в случае аварии или инцидента на опасном производственном объекте;
· в установленном порядке участвовать в проведении работ по ликвидации аварии на опасном производственном объекте. Организация, эксплуатирующая опасный производственный объект, обязана организовывать и осуществлять производственный контроль за соблюдением требований промышленной безопасности в соответствии с требованиями, установленными Правительством Российской Федерации. Сведения об организации производственного контроля за соблюдением требований промышленной безопасности и о работниках, уполномоченных на его осуществление, представляются в федеральный орган исполнительной власти, специально уполномоченный в области промышленной безопасности, или его территориальный орган. IV. Федеральный надзор в области промышленной безопасности IV.1. Федеральный надзор в области промышленной безопасности организуется и осуществляется в соответствии с законодательством Российской Федерации в целях проверки выполнения организациями, эксплуатирующими опасные производственные объекты, требований промышленной безопасности. IV.2. Федеральный надзор в области промышленной безопасности осуществляется на принципах самостоятельности и независимости от поднадзорных организаций. IV.3. Федеральный надзор в области промышленной безопасности осуществляет орган исполнительной власти, специально уполномоченный в области промышленной безопасности, его территориальные органы и другие федеральные органы исполнительной власти в соответствии с законодательством Российской Федерации. IV.4. Должностные лица федерального органа исполнительной власти, специально уполномоченного в области промышленной безопасности, при исполнении своих должностных обязанностей имеют право:
· посещать организации, эксплуатирующие опасные производственные объекты;
· знакомиться с документами, необходимыми для проверки выполнения организациями, эксплуатирующими опасные производственные объекты, требований промышленной безопасности;
· осуществлять проверку выполнения организациями, эксплуатирующими опасные производственные объекты, условий лицензий на эксплуатацию;
· осуществлять проверку правильности проведения технических расследований инцидентов
102
на опасных производственных объектах, а также проверку достаточных мер, принимаемых по результатам таких расследований;
· выдавать организациям, эксплуатирующим опасные производственные объекты, предписания об устранении выявленных нарушений требований промышленной безопасности;
· давать, в пределах своих полномочий, указания в области промышленной безопасности, в том числе о необходимости осуществления экспертизы промышленной безопасности зданий и сооружений на опасном производственном объекте и технических устройств, применяемых на опасном производственном объекте;
· выдавать организациям, эксплуатирующим опасные производственные объекты, предписания о приостановке работ, ведущихся с нарушением требований промышленной безопасности, при необходимости опечатывать опасные производственные объекты, помещения на указанных объектах или технические устройства, применяемые на опасных производственных объектах, а в случае угрозы жизни и здоровью работников давать указания о выводе людей из рабочих мест;
· ставить перед федеральным органом исполнительной власти, специально уполномоченным в области промышленной безопасности, или его территориальным органом вопрос о приостановлении действия лицензии на осуществление определенного вида деятельности в области промышленной безопасности, а также о досрочном отзыве указанных лицензий в случае нарушений требований промышленной безопасности и в других предусмотренных законодательством Российской Федерации случаях;
· привлекать к административной ответственности в порядке, установленном законодательством Российской Федерации, лиц, виновных в нарушениях требований промышленной безопасности, а также направлять в правоохранительные органы материалы о привлечении указанных лиц к уголовной ответственности;
· выступать в установленном порядке в суде или в арбитражном суде представителем федерального органа исполнительной власти, специально уполномоченного в области промышленной безопасности, или его территориального органа по искам о возмещении вреда, причиненного жизни, здоровью и имуществу других лиц вследствие нарушений требований промышленной безопасности;
· осуществлять иные, предусмотренные законодательством Российской Федерации действия, направленные на обеспечение промышленной безопасности.