Экологическая безопасность при испытаниях и отработке ракетных двигателей


Системы заправки стартовых комплексов РН



страница6/7
Дата06.06.2016
Размер0.95 Mb.
ТипУчебное пособие
1   2   3   4   5   6   7

3.4. Системы заправки стартовых комплексов РН

с применением токсичных компонентов
Важнейшей проблемой при разработке стартовых комплексов, использующих КРТ 1-го класса опасности, является обеспечение 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 для РН “Протон” это было достигнуто с помощью применения дистанционного управления и максимальной автоматизации процессов подготовки 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 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.

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 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 РН “Космос-3М” 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. 3.11 показаны системы заправки окислителем, горючим, сжатыми газами, дистанционного управления заправкой. Компоновка их достаточно традиционна для СК, содержащего две пусковые установки [7,9].

Основное оборудование систем заправки – емкости, насосы, пневмогидросистемы – размещаются в железобетонных сооружениях, заглубленных в землю. Хранилища КРТ, сооружение для сжатых газов, система дистанционного управления заправкой располагаются на значительных расстояниях друг от друга и стартовых устройств в целях обеспечения их сохранности в аварийных случаях.

На стартовом комплексе РН “Циклон” автоматизированы все основные и многие вспомогательные операции. Уровень автоматизации по циклу предстартовой подготовки и пуска РН составляет 100 %.

Рис. 3.11. 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, 8 – магистрали окислителя и горючего; 9 – магистрали сжатого газа; 10 кабели СДУЗ; 11 - молниезащита

Единственной опасной ручной операцией является повторное подсоединение заправочных коммуникаций в случае отмены пуска.




  1. Экологические нормы испытаний и эксплуатации ДУ ЛА

4.1. Создание двигательных установок 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 в “межпланентных” летательных аппаратах. В 1903 году он предложил проект космического аппарата, компонентами которого являлись жидкий кислород и жидкий водород. То есть Циолковский предвидел преимущества экологически чистой и высокоэффективной топливной пары – жидких кислорода и водорода. В 1926 году Р. 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 250 кН на компонентах этиловый спирт и жидкий кислород. В СССР первые ракеты (Р1) создавались после второй мировой войны на основе ракеты Фау-2, а ракета Р-5 и ЖРД были уже собственной разработкой ОКБ С. П. Королева и В. П. Глушко.

В 1954-1957 гг. была разработана и создана 2-х ступенчатая РН “Восток” (Р-7), с помощью которой были осуществлены запуск первого искусственного спутника Земли, а также первый полет человека в космос.

В это же время в ОКБ В. П. Глушко были созданы двигатели РД-216 (тяга 1470 кН), РД-251 (тяга 2410 кН) для ракет Р14, Р16 и Р36 и мощный однокамерный двигатель РД-253 (тяга 1500 кН), выполненный по схеме с дожиганием окислительного газа, для первой ступени РН “Протон”. Эти двигатели работали на самовоспламеняющейся высокоэффективной топливной паре АТ-НДМГ. Также был создан двигатель РД-119 (тяга 107 кН в пустоте) на жидком кислороде и НДМГ с высоким удельным импульсом для второй ступени РН легкого класса “Космос-1”.

В ОКБ А. М. Исаева в 1962-1965 гг. был создан двигатель Д49 (тяга 157 кН в пустоте), работающий на компонентах НДМГ и АТ по схеме без дожигания восстановительного генераторного газа, для второй ступени РН легкого класса “Космос-3” (“Космос-3М”). РН “Космос-3” был предназначен для вывода спутников связи и метеонаблюдений массой до 1500 кг.

В 1961 г. после осуществления успешного полета Ю. А. Гагарина президент США Джон Кеннеди поставил национальную задачу “догнать и перегнать русских” по созданию ракетного комплекса “Сатурн-5” с лунным кораблем “Аполлон” для обеспечения пилотируемых полетов на Луну. В результате выполнения лунной программы “Аполлон” были созданы двух- и трехступенчатые ракеты-носители “Сатурн-1”, “Сатурн-1В” и “Сатурн-5” на экологически чистых компонентах топлива: кислородно-керосиновое топливо на первой ступени и кислородно-водородное топливо на второй и третьей ступенях РН “Сатурн-5”.

Всего было осуществлено 7 запусков пилотируемых космических кораблей “Аполлон” на Луну (1-й полет состоялся 16-24 июля 1969 г. с астронавтами Н. Армстронгом, Э. Олдрином и М. Коллинзом).

В СССР по пилотируемой лунной программе в 1962-1972 гг. создавалась ракета-носитель “Н1-Л3” [9]. При этом рассматривалась схема запуска двух ракет “Н1-Л3”, и после стыковки на орбите Земли и 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 делали 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’ на компонентах АТ-НДМГ. 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» принимало затяжной характер, т. к. стартовый комплекс был готов к испытаниям только в конце 1969 г. Было проведено четыре пуска ракеты «Н1-Л3» с аварийными исходами.

Отвечая на вопрос: “Почему мы не слетали на Луну?”, академик В.П. Мишин, ставший после С. П. Королева главным конструктором ОКБ-1 в 1966 г., высказался следующим образом:

“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 “УР-700-ЛК-700” с двумя космонавтами на борту. Наличие двух программ распыляло силы”.

К этому можно добавить:

- американцы, создавая ракету “Сатурн-5”, на второй и третьей ступенях применили более эффективную топливную пару – жидкие кислород и водород, которая превосходила кислородно-керосиновое топливо на ~ 30% по удельному импульсу. В те годы в нашей стране применение кислородно-водородного топлива на четвертой и пятой ступенях ракеты “Н1-Л3” рассматривалось только на втором этапе при последующей модернизации ракетного комплекса (кислородно-водородные ЖРД Д56 тягой 73,5 кН и ЖРД Д57 тягой 392 кН разработки ОКБ А. М. Исаева и ОКБ А. М. Люльки);

- ступени ракеты “Сатурн-5’ имели более оптимальную схему ДУ и количество двигателей, что обеспечило более высокую надежность всей системы;

- в США была создана мощная стендовая база, позволившая провести эффективную отработку двигателей, ступеней ракет на стенде с имитацией полетных (натурных) условий эксплуатации: четыре стенда, обеспечивали стендовые испытания двигателей F-1 и первой ступени РН “Сатурн-5” с пятью ЖРД F-1 (суммарная тяга 33850 кН).

А при отработке РН “Н1-Л3” первая ступень не подвергалась стендовым испытаниям в виду отсутствия такого стенда у нас, и по сути все четыре проведенные летные испытания РН были посвящены совместной отработке двигателей в составе систем питания ДУ первой ступени.

В мае 1974 г. работы по теме “Н1-Л3” были прекращены. После закрытия темы “Н1-Л3” в ОКБ академика Н. Д. Кузнецова двигатели НК-33 (тяга 1470 кН), которые устанавливались на первой ступени, были доведены до совершенства по надежности путем многократных испытаний. В настоящее время остался задел ~ 90 двигателей НК-33, которые после 25-летнего хранения при демонстрационных испытаниях на стендах США и России показали хорошую работоспособность.

В 1970 г. американцы приступили к созданию МТКС “Спейс-Шаттл” для доставки на околоземную орбиту полезных грузов орбитальным самолетом (челноком), рассчитанным на 55 полетов. Первый полет “Шаттл” состоялся в 1981 г. Маршевый кислородно-водородный двигатель SSME орбитального корабля “Шаттл” (время непрерывной работы 8 минут, общий ресурс 7,5 часов) отрабатывался на стенде 12 лет (по плану - 8 лет). Полная стоимость разработки МТКС составила около 20 млрд. долл. (в ценах 1983 г.), из них около 10 млрд. долл. пошли на разработку и более 9 млрд. - на изготовление пяти орбитальных кораблей по программе “Спейс-Шаттл”.

Эксплуатация МТКС “Спейс-Шаттл” приостановлена из-за аварии ОК “Колумбия” при входе в плотные слои земной атмосферы в 2003 г. (повреждение теплозащиты передней кромки крыла при старте).

В СССР была создана многоразовая космическая система (МКС) с ракетой “Энергия” и орбитальным кораблем “Буран”. Для отработки ракетного комплекса “Энергия” был создан универсальный комплекс стенд-старт (УКСС), который позволял проводить как стендовые испытания, так и летные испытания ракетных комплексов (класса “Энергия”). На УКСС были проведены стендовые отработочные испытания ДУ блока “Ц” с четырьмя кислородно-водородными двигателями РД-0120 и стендовое испытание РКК “Энергия” (блока “Ц” и четырех блоков “А”) перед проведением первого летного испытания РКК “Энергия” с космическим аппаратом “Полюс” (с УКСС). Первый полет комплекса “Энергия-Буран” состоялся со стартового комплекса в мае 1988 г., посадка космического корабля “Буран” при этом происходила в автоматическом режиме.

Анализ мирового рынка услуг по запуску космических аппаратов показывает, что сейчас существуют большие потребности в выведении космических аппаратов на геостационарные орбиты. Одним из направлений повышения эффективности средств выведения, доставляющих спутники на геостационарную орбиту, является проведение таких пусков из экваториальной зоны. Для этих целей был реализован проект “Морской старт” совместного предприятия “Си-Лонч”, учредителями которого являются американская компания “Боинг”, российская РКК “Энергия” им. С.П. Королева, норвежская судостроительная компания “Кварнер” и аэрокосмические предприятия Украины ПО “Южмашзавод” и КБ “Южное”. Контрольный пакет акций “Си-Лонч” принадлежит “Боингу”. Россия и Украина представляют для этого проекта трехступенчатую ракету-носитель “Зенит-3SL” с разгонным блоком “DМ-SL”, работающим на экологически чистых компонентах топлива (керосин – жидкий кислород).

Как было отмечено выше, 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 392 кН) было проведено на стенде более 900 испытаний агрегатов и систем двигателя (насосов, ТНА, ТНА совместно с газогенератором, газогенератора, газогенератора совместно с камерой сгорания) и около 600 испытаний двигателя.

С учетом токсичности большинства КРТ холодные испытания агрегатов и систем, например, испытания насосных агрегатов и систем питания проводятся в основном на модельных жидкостях и модельных режимах. Для пересчета расхода рабочего тела и перепада давления в магистралях питания или элементах (агрегатах) ДУ и стенда используются основные соотношения, полученные с учетом идентичности режимов течения:



= ; (4.1)

, (4.2)

где массовые секундные расходы модельного и натурного компонента (на модельном и натурном режимах);

рм , ∆рн - перепады давления в магистралях питания на модельном и натурном режимах;

mм,, mн, – динамический коэффициент вязкости модельной и натурной жидкости;

rм,, rн – плотность модельной и натурной жидкости.

Так, большинство холодных испытаний двигателей и ДУ, работающих на токсичных компонентах топлива, для определения характеристик проводятся на модельных жидкостях – воде, а затем истинные характеристики для натурного компонента определяются пересчетом с использованием зависимостей (4.1 и 4.2).

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 используемая на испытательных комплексах технология проведения испытаний должна отвечать определенным требованиям и правилам.


    1. Экологические нормы и технология испытаний

с применением различных компонентов топлива

Федеральный закон от 21 июля 1997 г. N 116-ФЗ "О промышленной безопасности опасных производственных объектов" определяет правовые, экономические и социальные основы обеспечения безопасной эксплуатации опасных объектов и направлен на предупреждение аварий и обеспечение готовности организаций, эксплуатирующих опасные производственные объекты, к локализации и ликвидации последствий аварийных ситуаций.

Этот закон определяет правила разработки декларации промышленной безопасности для каждого опасного предприятия. Разработка декларации промышленной безопасности предполагает всестороннюю оценку риска аварии и связанной с нею угрозы; анализ достаточности принятых мер по предупреждению аварий, по обеспечению готовности организации к эксплуатации опасного производственного объекта в соответствии с требованиями промышленной безопасности, а также к локализации и ликвидации последствий аварии на опасном производственном объекте; разработку мероприятий, направленных на снижение масштаба последствий аварии и размера ущерба, нанесенного в случае аварии на опасном производственном объекте.

Декларация промышленной безопасности утверждается руководителем организации, эксплуатирующей опасный производственный объект. Руководитель организации несет ответственность за полноту и достоверность сведений, содержащихся в декларации промышленной безопасности, в соответствии с законодательством Российской Федерации.

При аварии на химически опасном объекте могут действовать нес­колько поражающих факторов (пожары, взрывы, химическое заражение местности и воздуха и др.), а за пределами объекта - заражение окружающей среды.

Проведение испытаний ДУ требует выполнения определенных экологических требований, которые определяются:

- применяемыми компонентами ракетного топлива, схемой двигателя и совершенством процессов в них;

- расположением испытательного комплекса относительно промышленных и жилых массивов, «розой» ветров для данной местности;

- характером и интенсивностью экспериментальных работ;

- применяемым испытательным оборудованием и системами.

Большинство проводимых экспериментальных работ, в частности, огневые испытания двигателей и ДУ приравниваются к взрывным работам и к испытательным объектам, и к технологии испытаний предъявляются требования Федерального закона «О промышленной безопасности опасных производственных объектов».

Основные требования к испытательным комплексам, системам стартового комплекса и технологии проведения испытаний при применении КРТ 1…4 классов опасности были рассмотрены в разделах 3.1-3.4.

Здесь будут рассмотрены основные экологические нормы и технология испытаний с применением взрывоопасных компонентов ракетного топлива.

Следует отметить, что в начальной стадии работ с водородом ввиду его значительной взрыво– и пожароопасности 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 Российских стендах 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 с взрывом смесей водорода с воздухом, сопровождались, как правило, значительными задержками их воспламенения. Это приводило к тому, что во взрывном процессе участвовало большое количество смеси. Поэтому при поджигании водородных выбросов для исключения возможности взрыва необходимо обеспечить воспламенение выброса с минимальным временем задержки от момента начала выброса.

Для воспламенения и дожигания водорода используются различные устройства, которые осуществляют воспламенение выбросов водорода, как правило, при помощи пороховых и газовых зарядов. При создании системы дожигания выбросов водорода необходимо выбрать тип поджигающего устройства (ПУ), метод зажигания и определить его параметры. 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.

В [3] показано, что для воспламенения выбросов водорода из двигателя требуется источник поджигания с длиной факела не менее 0,3 м; само ПУ необходимо располагать у выходного сечения сопла. Температура самовоспламенения водородно-кислородной и водородно-воздушной смесей составляет соответственно 580 – 590 0С и 410 – 630 0С, 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 надежного воспламенения должна быть не менее 1100 К.

В процессе испытания кислородно-водородных двигателей и их агрегатов для воспламенения выбросов водорода в основном использовались малогабаритные пирозапалы с временем горения 11 с, длиной факела до 1м и температурой факела 1100-1200 К. 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 длительных испытаний повторное воспламенение выбросов водорода при перерывах подачи может быть осуществлено пороховым ПУ за счет поддержания дежурного факела от сжигания малого расхода водорода, подаваемого через специальные насадки в зону смешения струи и установки пирозапалов.

Рассмотренные 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 необходимо обеспечить многократность включения. Поэтому в указанных горелках применен метод зажигания от электрической искры.

Расположение поджигающего устройства относительно сопла (зоны смешения выхлопной струи с воздухом) зависит от параметров ПУ (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 характеристики различных типов поджигающих устройств. Конструктивные схемы некоторых из них представлены на pиc. 4.1. Так, в устройстве эжекторного типа (рис. 4.1,б) получено удлинение факела lф на 15... 20 % перераспределением части водорода в периферийную часть струи (30 ... 40 %). В поджигающем устройстве двухкомпонентного типа (рис. 4.1,в) обеспечена независимость работы устройства от внешних условий за счет подачи водорода и воздуха от стендовых систем. В результате проведенных исследований разработаны рекомендации по выбору параметров и типов поджигающих устройств воспламенения выбросов водорода в стендовых условиях.

Так, при испытании:



  • двигателей однократного включения можно применять ПУ с пороховым зарядом, например, со временем горения 11 с и длиной факела lф = 0,3... 1,0 м;

  • двигателей многократного включения целесообразно применять ПУ с электрозажиганием с подачей в них газообразного водорода и эжектируемого воздуха;

  • двигателей с истечением газов в замкнутый объем или в среду с повышенным содержанием инертного газа следует применять ПУ двухкомпонентного типа с подачей водорода и воздуха от стендовых систем или ПУ с пороховым зарядом.

Для примера приведены принципиальные схемы некоторых устройств воспламенения водородных выбросов в процессе проведения испытания, разработанных и применяемых на стендах НИИХМ.

На рис. 4.2 и 4.3 представлены схемы установки поджигающих устройств для воспламенения выбросов из сопла камеры сгорания и в полости выхлопного диффузора при испытаниях двигателя.





Рис. 4.1. Схемы поджигающих устройств:

а - с пирозапалом; б - эжекторного типа; в - двухкомпонентного типа;

г - зависимость lф, dф, от ; 1-сверхзвуковое сопло; 2-боковые отверстия; 3-камера; 4-насадок; 5-электрическая свеча; б-воспламенитель; 7-пирозапал; 8-камера разогрева водорода; 9-форкамера


Рис. 4.2. 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. 4.4 и 4.5 представлены схемы устройств для дожигания выбросов водорода при автономных испытаниях газогенераторов, ТНА и проведении технологических операций на стенде (захолаживание систем, заправка и др.).

Рис. 4.3. 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

Рис. 4.4. Стендовый дожигатель газа в свободной струе:

1 - труба подвода основного расхода; 2 - труба подвода "Г" для дежурного факела; 3 - стабилизатор; 4 - коллектор; 5 - пирозапал

Рис. 4.5. 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. табл. 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]. Показано, 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 ударной волны составляет 1,1 м. При 200 % разбавлении смесей детонации не возникает даже при взрыве заряда тринитротолуола (ТНТ) с массой 1 кг. Поэтому в стендовых условиях выбросы водорода очень опасны и могут взрываться в смесях с кислородом (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 ТНТ/кг Н2. При этом необходимо учитывать, что избыточный водород в смеси не участвует во взрыве. Коэффициент участия водорода во взрыве (z) зависит от многих факторов и определяется режимом смешения, при значениях чисел Рейнольдса значительно больше Reкр может достигать максимального значения: zmax = 0,42.

Величина ударной волны при взрыве на поверхности земли может быть оценена по формуле М.А. Садовского:

бар, (4.3)

где pвзр– давление во фронте ударной волны на расстоянии ~ R (м) от центра взрыва;



В – масса заряда тротила, определяемая соотношением

;

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;

mн2– масса выброшенного водорода при аварийной ситуации.

Формула (4.3) справедлива для значений приведенного расстояния от центра взрыва



(4.4)

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 испытаний.



По двигательным установкам: 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 0,98, 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 (СПВП) и системой аварийной защиты (САЗ), осуществляющих контроль определенных параметров двигателя и ДУ и прекращение испытания при их отклонениях от заданных величин.

По системам стенда: контролировать опасные концентрации водорода и кислорода в отсеках стенда и ДУ; воспламенять и дожигать выбросы водорода из сопла двигателя; отводить дренажи водорода на стендовый дожигатель; выполнять блоки ИУС в искрозащищенном исполнении; подавать азот в отсеки и огневой бокс стенда; максимально раскрывать проемы в стенах и крыше стенда; контролировать параметры и обеспечивать парирование нештатных ситуаций (НШС).

По организации испытаний: дистанционное проведение заправочных операций и испытания с укрытием персонала, участвующего в проведении испытания, в бункере; полное удаление людей из опасной зоны в радиусе Rбез; 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.

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 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 взрывоопасного компонента и коэффициент использования этого компонента во взрыве;

- коэффициент разрушений, определяемый энергией сгорания стехиометрической парогазовой смеси.

Применительно к стендовой отработке кислородно-водородных ракетных блоков, имеющих в топливных баках от 1 т до 10 т жидкого водорода, в соответствии с моделью мгновенного развития событий проведены расчеты опасных зон. Результаты расчетов для водородно-кислородной смеси с использованием соотношений (4.3) и (4.4) показаны на рис. 4.6 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.



Рис. 4.6. Результаты расчета по формуле (4.3) избыточного давления во фронте ударной волны в зависимости от массы выброса водорода (mн2) и коэффициента участия его во взрыве (z) при допустимом расстоянии до жилого массива R=1100 м (водородно-кислородная смесь)


При этих расчетах на ограниченном расстоянии от стенда допускалось избыточное давление во фронте ударной волны, равное 2 кПа, при котором реализуется вторая степень безопасности и возможно частичное разрушение (менее 50 %) остеклений зданий и сооружений.

Так, межотраслевая экспертная комиссия по безопасности испытаний в 1991 г. на основании проведенных расчетов приняла решение о возможности проведения холодных и огневых испытаний ДУ разгонных блоков на стенде НИИХМ (Россия) с заправкой топливного бака ДУ жидким водородом в количестве 2700 кг со степенью риска 10-4 (1 отказ на 10000 испытаний). Из графика, приведенного на рис. 4.6, видно, что при ограниченном расстоянии от стенда до зданий жилой зоны (~1100 м) испытания без доработки конструкции стенда возможны с заправкой водородом в количестве не более 2700 кг.

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 z в большинстве случаев не превышает 0,1. Это позволяет рассматривать вопрос о проведении испытаний на стенде 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 1с;

- оснащение САЗ двигателя высокочувствительными 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 ДУ и стенда




Поделитесь с Вашими друзьями:
1   2   3   4   5   6   7


База данных защищена авторским правом ©uverenniy.ru 2019
обратиться к администрации

    Главная страница