CC BY
68УДК 629.7.018.3.036
к развитию стендовой базы научно-испытательного центра ракетно-космической промышленности для экспериментальной отработки перспективных двигательных установок на криогенных компонентах топлива
© 2021 г. Сизяков н.П.1, Юрьев и.А.1, галеев АХ1- 2
1ФКП «Научно-испытательный центр ракетно-космической промышленности» (ФКП «НИЦ РКП») Ул. Бабушкина, 9, г. Пересвет, Московская обл., Российская Федерация, 141320,
e-mail: mail@nic-rkp.ru
2Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет) (МАИ) Волоколамское шоссе, 4, г. Москва, Российская Федерация, 125993,
e-mail: mai@mai.ru
В статье рассматриваются материалы о развитии стендовой базы Научно-испытательного центра ракетно-космической промышленности и вопросы повышения эффективности и безопасности экспериментальной отработки перспективных двигательных установок средств выведения на криогенных компонентах топлива для исследования объектов ближнего и дальнего космоса.
Показано, что наиболее опасными являются испытания двигателей и двигательных установок на компонентах кислород, метан и водород. Они могут сопровождаться разгерметизацией топливной системы при нештатных ситуациях аварийных выбросах компонентов, взрывах и пожарах. Приведены результаты расчёта избыточного давления во фронте ударной волны в зависимости от массы выброса водорода и коэффициента его участия во взрыве. Сформулированы специальные и дополнительные меры безопасности испытаний двигателей и двигательных установок на испытательном стенде.
Ключевые слова: испытательный стенд, двигательная установка, безопасность, нештатная ситуация, криогенные компоненты топлива.
DOI 10.33950/spacetech-2308-7625-2021-1-88-97
ON THE DEVELOPMENT OF TESTING FACILITIES FOR THE SCIENTIFIC TESTING CENTER OF THE ROCKET AND SPACE INDUSTRY FOR DEVELOPMENTAL TESTING OF ADVANCED CRYOGENIC PROPULSION SYSTEMS
Sizyakov N.P.1, Yuriev I.A.1, Galeev A.G.1-2
1Federal Treasury Enterprise «Research and Testing Center of the Rocket and Space Industry» (FTE «RTC RSI»)
9 Babushkina str., Peresvet, Moscow region, 141320, Russian Federation, e-mail: mail@nic-rkp.ru
2Moscow Aviation Institute (National Research University) (MAI) 4 Volokolamskoe sh., Moscow, 125993, Russian Federation, e-mail: mai@mai.ru
The paper provides a review of materials on the development of testing facilities in the Scientific Testing Center of the Rocket and Space Industry and the issues involved in raising the efficiency and safety of experimental development of advanced cryogenic propulsion systems for launch vehicles intended for exploration of the near and deep space.
сизяков Н.П. ЮРЬЕВ И.А. ГАЛЕЕВ А.Г.
СИЗЯКОВ Николай Петрович — доктор технических наук, генеральный директор ФКП «НИЦ РКП», e-mail: mail@nic-rkp.ru SIZYAKOV Nikolay Petrovich — Doctor of Science (Engineering), General Director of FTE «RTC RSI», е-mail: mail@nic-rkp.ru
ЮРЬЕВ Игорь Анатольевич — кандидат технических наук, доцент, заместитель генерального директора по научной работе ФКП «НИЦ РКП», е-mail: mail@nic-rkp.ru
YURIEV Igor Anatolievich — Candidate of Science (Engineering),
Associate Professor, Deputy General Director for scientific work at FTE «RTC RSI»,
е-mail: mail@nic-rkp.ru
ГАЛЕЕВ Айвенго Гадыевич — доктор технических наук, профессор, главный научный сотрудник - советник генерального директора ФКП «НИЦ РКП», профессор Аэрокосмического института МАИ, e-mail: a.galeev@nic-rkp.ru
GALEEV Ayvengo Gadyevich — Doctor of Science (Engineering), Professor, Chief research scientist - Adviser to the General Director of FTE «RTC RSI», Professor at MAI Aerospace Institute, e-mail: a.galeev@nic-rkp.ru
It shows that the most dangerous tests are those that are conducted on engines and propulsion systems that use oxygen, methane and hydrogen as propellant components. They may involve containment failure in the propellant system in off-nominal situations — emergency releases of propellant components, explosions and fires. It provides calculation results for overpressure in the shock-wave front depending on the mass of the released hydrogen and the factor of its contribution to the explosion. It formulates special and additional safety measures for engine and propulsion system tests in a test facility.
Key words: test facility (test stand), propulsion system, safety, off-nominal situation, cryogenic propellant components.
Введение
Решение перспективных задач Федеральной космической программы (запуск орбитальных средств по программам «Сфера» и «Глонасс», исследование объектов ближнего и дальнего космоса, в т. ч. на пилотируемых кораблях, и др.) требует создания и модернизации средств выведения легкого, среднего, тяжелого и сверхтяжелого классов. При этом с учётом обеспечения транспортировки и возможности наземной отработки
объектов ракетно-космической техники принимается модульный принцип построения средств выведения с применением более эффективных криогенных топливных пар в двигательных установках (ДУ): кислород-керосин, кис-лород-сжиженный природный газ (СПГ) и кислород-водород [1, 2].
Важными и актуальными при этом являются следующие вопросы:
• обеспечение безопасности стендовых испытаний ракетных блоков на компонентах кислород-СПГ и кислород-
водород с увеличенными дозами заправки (первой ступени), а блок первой сту-СПГ и водорода в топливный бак ДУ; пени РН «Союз-6» — в качестве
повышение эффективности систем второй ступени создаваемой РН сверх-пожаровзрывопредупреждения (СПВП) тяжёлого класса. за счёт применения эффективных ингибиторов (например, пропилена) с флег-матизирующим азотом для предотвращения взрыва смесей водорода с воздухом или кислородом при нештатных ситуациях;
• повышение эффективности систем функциональной диагностики и аварийной защиты (САЗ) испытаний (обеспечение быстродействия аппаратуры САЗ и средств контроля опасных накоплений взрывоопасных газов в пожаро- и взрывоопасных отсеках объекта испытания и испытательного стенда) [3].
Характеристика испытательных стендов Центра для отработки перспективных средств выведения на криогенных компонентах топлива
В статье рассматриваются основные сооружения Центра, на которых будет проводиться отработка перспективных средств выведения на эффективных криогенных топливных парах кислород-керосин, кислород-СПГ и кислород-водород, а также вопросы повышения эффективности систем обеспечения имитации условий эксплуатации и безопасности испытаний.
На испытательном стенде ИС-102 (рис. 1) планируется отработка ДУ первой и второй ступеней ракет-носителей (РН) среднего (полутяжёлого) класса «Союз-5» с кислородно-керосиновыми двигателями РД-171МВ тягой 840 тс и РД-0124МС тягой 60 тс, соответственно, и ДУ РН среднего класса «Союз-6» с кислородно-керосиновым двигателем РД-180МВ тягой 400 тс [2].
Основные технологические системы испытательного стенда ИС-102 могут обеспечить проведение как заправочных операций ракетных блоков компонентами топлива, так и «холодных» и огневых стендовых испытаний систем РН «Союз-5» и «Союз-6» при их экспериментальной отработке.
Следует отметить, что блоки первых ступеней РН «Союз-5» в дальнейшем преду- Рис. Системы имитаЧии высотн^ условий а - с барокамерой
г ^ и диффузором; б — с барокамерой, диффузором, конденсатором и пароэжек-сматривается использовать торной установкой; 1 — барокамера; 2 — двигатель; 3 — диффузор; 4 — клапан; в качестве боковых блоков 5 — эжектор; 6 — смеситель-конденсатор; 7 — парогенератор
Рис. 1. Испытательный стенд ИС-102
В составе комплекса стендов водородных испытаний КСВИ-106 представлены:
• стенды для обеспечения отработки кислородно-водородных двигателей РД-0146Д (тяга 9 тс) и РД-0150 (тяга 55 тс), создаваемых для разгонных блоков кислородно-водородного тяжёлого класса (РБ КВТК) и 3-ей ступени РН «Ангара- А5В»;
• стенды для обеспечения отработки РБ КВТК и ракетного блока 3-ей ступени РН «Ангара-А5В» (повышенной грузоподъёмности).
Современные двигатели РД-0146Д и РД-0150, предназначенные для верхних ступеней и РБ РН, оснащаются сопловыми насадками с большой степенью расширения (/а = 114...475) и требуют применения систем имитации высотных условий, принципиальные схемы которых представлены на рис. 2 [3, 4].
а)
б)
Для испытаний двигателей с /а < 114, как правило, используется схема имитации высотных условий с барокамерой и выхлопным диффузором, представленная на рис. 2, а и обеспечивающая безотрывное истечение газов из сопла после запуска диффузора на маршевом режиме функционирования двигателя. В современных двигателях РБ сопловые насадки выполняются со степенями расширения /а = 200...500 с применением композиционных материалов, и система имитации высотных испытаний включает в себя барокамеру с диффузором и паро-эжекторную установку (ПЭУ) с конденсатором, представленную на рис. 2, б [4].
Стенд В2, включающий в себя (рис. 3):
• горизонтальный стенд В2а, который обеспечивал огневые испытания (ОИ) жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) типа РД-0120 (РД-0750) тягой до 200 тс продолжительностью до 120 с, их узлов и агрегатов на компонентах ракетного топлива (КРТ): жидкий кислород, керосин и жидкий водород. При этом технологические системы стенда В2а, которые применялись для отработки двигателя РД-0120, готовы к отработке кислородно-водородного двигателя РД-0150 тягой 55 тс на ресурс без имитации высотных условий.
• горизонтальный стенд В2б, предназначенный для О И ЖРД тягой до 50 тс на КРТ: горючее — жидкий водород, СПГ; окислитель — жидкий кислород.
Рис. 3. Макет испытательного стенда В2: В2а — для
испытаний двигателей тягой до 200 тс с газоотводным устройством; В2б — для испытаний двигателей тягой до 50 тс с газодинамической трубой
Для имитации высотных условий эксплуатации стенд В2б (рис. 4) снабжён термобарокамерой, выхлопным трактом
с газодинамической трубой и пароэжек-торной установкой откачки газов; на рис. 4, б представлен двигатель РД-0146Д с сопловым насадком / = 114.
а)
б)
Рис. 4. Стенд В2б, снабжённый вьжлопной трубой с газодинамической трубой и пароэжекторной установкой, для испытаний двигателей со степенью расширения сопел f = 170 (а) и двигатель РД-0146Д (б)
На стенде В2б 29.09.2010 г. было проведено ресурсное ОИ двигателя-демонстратора С5.86.1000-0 тягой 7,5 тс разработки КБХМ им. А.М. Исаева на топливе кислород-СПГ с рекордной длительностью функционирования двигателя при однократном включении 1 160 с.
В настоящее время стенд В2б подготовлен к ресурсным испытаниям двигателя РД0146Д с сопловым насадком радиационного охлаждения (СНРО) со степенью расширения fa = 170, продолжительность испытания до 1 400 с.
На рис. 5, а представлена система имитации высотных условий на вновь создаваемом рабочем месте стенда В2в с выхлопным трактом, включающем барокамеру, газодинамическую трубу с конденсатором и пароэжекторной установкой для испытаний двигателя РД-0146Д с полноразмерным сопловым насадком (f = 475), показанным на рис. 5, б.
а)
01 950 б)
привести к разгерметизации топливной системы, аварийному выбросу водорода (метана) и кислорода, взрыву и пожару. При этом есть принципиальные отличия в обеспечении безопасности ис-3 пытаний двигателя и ДУ на стенде [3, 6].
При испытаниях двигателя на стенде количе-
Рис. 5. Стенд В2в для испытаний двигателей с имитацией высотных условий ство выброса (пролива) (а) и двигатель РД-0146Д с полноразмерным сопловъм насадком радиационного водорода в аварийной охлаждения (СНРО) (б): 1 — сопловой насадок, охлаждаемый жидким водородом " "
(¡а = 114);2 — стационарный СНРО (/а = 170);3 — выдвижной СНРО (¡а = 475) ситуации °пределяется
быстродействием систем
Стенды для обеспечения отработки кислородно-водородных РБ и ракетного блока верхних ступеней РН «Ангара-А5В» включают в себя:
• стенды В3а, В3б, В3в, В3г и В3д, предназначенные для «холодных» испытаний узлов и насосных агрегатов систем подачи горючего, модельных ёмкостей, трубопроводов, подшипников, уплотнений и арматуры на жидком водороде, для испытаний на прочность баков жидкого водорода в условиях, имитирующих штатные;
• вертикальный стенд В3е, предназначенный для ОИ ДУ с ЖРД тягой до 50 тс на КРТ: горючее — жидкий водород; окислитель — жидкий кислород (рис. 6) [5].
Рис. 6. Стенд для испытаний ракетного блока на кислородно-водородном топливе: 1 — испытуемый ракетный блок; 2 — газоотводящее устройство
Результаты исследований основных факторов и особенностей обеспечения безопасности испытаний двигателей и ДУ на компонентах топлива кислород-водород и кислород-СПГ
К наиболее опасным факторам при испытаниях кислородно-водородных и кислородно-метановых двигателей и ДУ следует отнести те, которые могут
контроля опасных накоплений водорода в боксе, САЗ, временем перекрытия отсечных клапанов и объёмом полостей системы питания двигателя после отсечных клапанов. Так, для стенда В2а НИЦ РКП, предназначенного для проведения испытаний двигателя РД-0120 с массовым расходом водорода ~70 кг/с, в аварийной ситуации при выключении двигателя по команде САЗ возможен выброс 600. 700 кг водорода в испытательном боксе. В этом случае безопасное расстояние от стенда составляет ЯА = 500.600 м. При этом количество
без 1
жидкого водорода в стендовых ёмкостях, расположенных в специальных защи-щённых отсеках, практически не имеет ограничений, которые определяются объёмом расходных ёмкостей.
Наиболее опасными являются стендовые испытания ДУ (рис. 6), так как в случае разгерметизации топливной системы работающий двигатель (выхлопная струя, повышенный уровень вибраций и др.) может явиться инициатором взрыва смесей выброса (пролива) водорода с воздухом (или кислородом) при одновременном или раздельном разрушении топливных баков.
Ключевыми в этом случае являются масса выброса взрывоопасного компонента и коэффициент участия этого компонента во взрыве.
В соответствии с разработанной авторами моделью мгновенного развития событий при стендовых испытаниях ракетных блоков, имеющих в топливных баках 1. 10 т жидкого водорода, были проведены расчёты опасных зон [5]. В стендовых условиях выбросы водорода очень опасны и могут взрываться в смесях с кислородом (воздухом), так как
на стенде всегда есть источники инициирования (струя двигателя, источники высокого давления, источники электропитания и др.).
Давление во фронте ударной волны при взрыве на поверхности земли может быть оценено по формуле М.А. Садовского [6-8]:
Ар =
~ взр
1 , 06 + 4 ,3 {б + 14
R
R2
R3
31Б, (1)
где Dp
взр
давление во фронте ударной
волны на расстоянии ~R (м) от центра
взрыва, бар; В — масса заряда тротила,
определяемая соотношением B = zC mH ;
i i э H2 z — коэффициент участия водорода во
взрыве для случая истечения и смешения
с Re >> Re ; z = 0,42; Re — критерий
кр7 max 77 ^
Рейнольдса; mH — масса выброшенного водорода, кг; Сэ — тротиловый эквивалент взрыва водородно-воздушных и водо-родно-кислородных смесей в стехио-метрическом соотношении составляют 10,4 и 13,3 кг ТНТ/кг Н2, соответственно.
Формула (1) справедлива для значений приведённого расстояния от центра взрыва
R
R =
р
= 1...15.
(2)
Результаты расчётов для водородно-кислородной смеси с использованием соотношений (1) и (2) показаны на рис. 7 для разомкнутого (полностью открытого) рабочего объёма стенда при коэффициенте участия водорода во взрыве 2 = 0,02...0,10 и для замкнутого рабочего объёма при 2 = 0,20.0,42.
При этих расчётах на ограниченном расстоянии от стенда В3 до жилых массивов (1 100 м) допускалось избыточное давление во фронте ударной волны, равное 2 кПа, при котором реализуется вторая степень безопасности и возможно частичное разрушение (менее 20%) остеклений зданий и сооружений.
В связи с вышеизложенным, «холодные» и огневые испытания ДУ на стенде В3е при заправке 2 700 кг водорода в топливный бак ДУ должны проводиться с выполнением специальных мероприятий по безопасности с риском 10-4 (одна авария на 10 000 испытаний), которые были определены решением Межведомственной комиссии по безопасности испытаний в 1991 г. [2]. При этом экспертами для условий испытаний на стенде В3е было принято значение 2 = 0,3 (рис. 7) [3, 9].
Специальные меры безопасности испытаний включают в себя:
• предупреждение образования взрывоопасных смесей Н2 с воздухом и О2 на стенде и в отсеках ДУ;
• для первых испытаний ДУ выполняется с упрочнёнными баками;
• двигатель отделяется от баков защитным устройством (бронеплитой);
• двигатель до начала испытаний в ДУ должен иметь коэффициент надёжности _Рн = 0,98, подтверждённый при автономных испытаниях;
• огневым испытаниям должны предшествовать холодные испытания ДУ для проверки функционирования систем;
• в баках двигательной установки должны быть установлены разделительные клапаны и клапаны аварийного слива по магистралям «О» и «Г», дополнительные дренажно-предохранительные клапаны, системы дополнительного наддува баков;
• оснащение ДУ СПВП подсистемой контроля опасных накоплений взрывоопасных газов с применением инертного газа для профилактической и аварийной продувки отсека ДУ при нештатных ситуациях и САЗ для контроля параметров двигателя и ДУ
Рис. 7. Результаты расчёта избытгтного давления &п во фронте ударной _ п„л„..,.„„п„„л„ Тг™тт„„
с прекращением испытания
волны в зависимости от массы выброса водорода т и коэффициента участия его г г
во взрыве г при расстоянии до жилого массива Я = 1100м (водородно-кислородная при их °ткл°нениях °Т смесь): 1 — при заправке в бак 2 700 кг водорода; 2 — при заправке в бак 7 000 кг водорода заданных величин [3].
На стенде В3е в 2001 г. были проведены циклы «холодных» и огневых стендовых испытаний ДУ РБ 12КРБ (РН СБЬУ) с заправкой в топливный бак ДУ до 2 400 кг жидкого водорода с выполнением специальных мер безопасности. По результатам указанных испытаний в последующем были успешно завершены лётные испытания РН СБЬУ с РБ 12КРБ, оснащённым кислородно-водородным двигателем КВД1.
В то же время следует отметить, что статистика аварий, произошедших по причине выброса водорода, показывает, что развитие событий при нештатной ситуации испытания ракетного блока на стенде имеет заметное время, и при применении малоинерционных систем контроля опасных концентраций взрывоопасных газов и средств предотвращения взрыва возможно парировать развитие аварийной ситуации, а коэффициент участия водорода во взрыве 2 в этом случае не превышает 0,1.
Исследованиями в НИЦ РКП в 2009-2011 гг. с участием Института структурной макрокинетики и проблем материаловедения РАН (ИСМАН) было установлено, что при применении эффективного ингибитора (например, пропилена) в смеси с флегматизатором — азотом можно обеспечить регулирование процессов воспламенения и детонации взрывоопасных смесей газов за счёт обрыва цепей воспламенения в противовес тепловой теории воспламенения (рис. 8) [3, 9, 10].
На основе проведённых исследований был предложен комплекс дополнительных мер безопасности при испытаниях ракетных блоков с увеличенными дозами заправки топливного бака ДУ жидким
водородом (до 7 000 кг), включающий в себя иерархический принцип построения программ испытаний, схему построения СПВП с применением ингибитора в смеси с флегматизатором — азотом (рис. 9), а также применение малоинерционных систем контроля опасных накоплений взрывоопасных газов при испытаниях ДУ РБ [10].
Исследования [9, 10] позволяют рассматривать вопрос о проведении испытаний на стенде В3ж НИЦ РКП кислородно-водородной ДУ с двигателями РД-0150 с увеличенной заправкой бака блока второй ступени РН водородом (до 7 000 кг) при выполнении дополнительного комплекса мер обеспечения безопасности и парировании нештатных ситуаций, предусматривающих:
• построение испытательного стенда ДУ в максимально открытом исполнении;
• сохранение иерархического принципа построения программ испытаний с постепенным их усложнением;
• внедрение диагностических методов контроля технического состояния двигателя после испытания для оценки остаточного ресурса его систем;
• внедрение датчиков контроля утечек водорода с инерционностью до 2 с;
• оснащение САЗ двигателя высокочувствительными датчиками, обеспечивающими контроль наиболее напряжённых параметров криогенного двигателя, например, износа беговых дорожек узлов качения турбонасосного агрегата, температуры лопаток турбины и др.;
• оснащение САЗ двигателя каналами контроля виброперегрузок в наиболее теплонапряжённых системах ДУ (турбонасосный агрегат и камера сгорания);
а)
б)
в)
Рис. 8. Взрыв смеси 30% водорода с воздухом стехиометрического состава в барокамере V = 4 м3 (а) и изменение ударной волны Ар взрыва в барокамере по времени t при отсутствии ингибитора (б) и при наличии ингибитора — до 7% пропилена (в)
Примечание. ^ — время подачи импульса на воспламенение смеси.
• применение активных средств флег-матизации (газообразного азота) с добавками ингибиторов, например, пропилена, для предотвращения взрыва смесей водорода с воздухом и кислородом в отсеках ДУ и стенда и др.
Ракетно-космические системы с двигателями, функционирующими на кислороде и СПГ (метане) [9], позволяют успешно решать вопросы как обеспечения многоразового использования ДУ и возвращения первой ступени РН, так и проблемы экологии и удешевления вывода орбитальных средств в космическое пространство.
Пределы воспламенения и детонации, тротиловые эквиваленты водорода и метана с кислородом и воздухом стехиометричес-кого состава приведены в таблице [9, 11].
Рассмотрение физико-химических характеристик СПГ, содержащего до 97-98% метана, с кислородом и воздухом (таблица) показывает, что пределы воспламенения и детонации и тротило-вые эквиваленты взрыва смесей метана с кислородом (воздухом) стехиометри-ческого состава примерно в два раза ниже, чем для смесей водорода с кислородом (воздухом). При этом, с учётом существенно большей плотности паров метана по сравнению с плотностью газообразного водорода, утечки (выбросы) метана могут накапливаться в отсеках объекта испытания и представляют значительную опасность при испытаниях ДУ на стенде. Поэтому стендовые испытания ракетных блоков на СПГ (метане) - кислороде целесообразно проводить с комплексом дополнительных мер безопасности, предусматриваемых для испытаний ДУ на кислородно-водородном топливе (главными из которых являются применение эффективных ингибиторов в СПВП, систем диагностики и аварийной защиты испытаний).
П ,2 1
Ингибитор-азот, % б)
Рис. 9. Система подачи ингибитора с азотом в двигательный отсек ДУ (а) и влияние азота с ингибитором на область детонации при регулировании закономерности взрыва водородно -воздушных смесей за счёт теории «обрыва цепей воспламенения» (б): 1 — баллон со смесью ингибитора и азота в соотношении 0,05:0,95; 2 — электропневмоклапан; 3 — газовый редуктор; 4 — дроссельная шайба; 5 — ДУ; 6 — двигательный отсек; — пропилен (~8%) и ™ — азот
На испытательном стенде ИС-102 предусматривается проведение «холодных» и огневых стендовых испытаний ДУ перспективной РН среднего класса «Амур-СП Г» на компонентах кислород - СПГ (с 4-5 двигателями РД-0169 суммарной тягой ~450 тс на первой ступени и с высотным двигателем РД-0177 тягой 95 тс на второй ступени).
Пределы воспламенения и детонации, тротиловые эквиваленты водорода и метана с кислородом и воздухом
Топливные пары Нижний предел, % Н2 по объёму Верхний предел, % Н2 по объёму Тротиловый эквивалент взрыва смеси газов стехиометрического состава, кг ТНТ/кг Н2 (СН4)
Воспламенения Детонации Воспламенения Детонации
Водород-кислород 4,6 15 94 90 13,3
Водород-воздух 4,1 18,3 74,2 59 10,4
Метан-кислород 5,6 8,2 61 56 5,5
Метан-воздух 4,4 6,3 17 14 4,8
При этом на стенде предусматривается создание соответствующей инфраструктуры для обеспечения заправочных операций и безопасности работ со сжиженным природным газом с применением эффективных ингибиторов в СПВП, систем диагностики и аварийной защиты испытаний.
В процессе экспериментальной отработки двигателей и ДУ при проведении опасных операций заправки и испытания на взрыво- и пожароопасных компонентах (водороде и метане) обязательным является контроль утечек взрывоопасных газов в двигательном и межбаковом отсеках ДУ с инерционностью не более 2 с, подробно рассмотренный в статье [9], и подача ингибитора с флегматизатором — азотом от СПВП в двигательный (межбаковый) отсек ДУ для предотвращения нештатных ситуаций. При этом процесс проведения опасных операций заправки и испытания сопровождается продувкой полостей отсеков ДУ и межбакового отсека флегматизирующим газом (смесью ингибитора с газообразным азотом) от СПВП, включаемых по показаниям сигнализаторов опасных накоплений водорода (или метана).
Выводы
Таким образом, при подготовке испытательных стендов к предстоящим стендовым испытаниям следует отметить, что вопросы обеспечения безопасности работ:
• ракетных блоков с двигателями РД-171МВ и РД-180МВ на традиционной топливной паре кислород-керосин (РН «Союз-5» и Союз-6») практически решены;
• ступеней ракетных блоков типа «Амур-СПГ» на топливной паре кислород-СПГ и кислородно-водородной ступени РН «Ангара-А5В» требуют применения более эффективных систем пожаро-взрывопредупреждения с подсистемами диагностики (с менее инерционными оптоволоконными датчиками на основе оптоволоконной техники и гибридных технологий для контроля опасных концентраций взрывоопасных газов) и с подсистемами аварийной защиты с применением ингибиторов для предотвращения взрыва выбросов (утечек) взрывоопасных газов (водорода и метана) из топливных систем ДУ при нештатных ситуациях.
Список литературы
1. Федеральная космическая программа России на 2016-2025 годы (утверждена постановлением Правительства Российской Федерации от 23.03.2016, № 230).
2. Сизяков Н.П. Научно-испытательный центр ракетно-космической промышленности: основные направления производственной и научной деятельности // Полёт. 2019. № 12. С. 3-8.
3. Галеев А.Г., Денисов К.П., Ищенко В.И., Лисейкин В.А., Сайдов Г.Г., Черкашин Ю.А. Испытательные комплексы и экспериментальная отработка ЖРД / Под ред. Н.Ф. Моисеева. М.: Машиностроение, 2012. 367 с.
4. Галеев А.В., Галеев А.Г. О верификации метода моделирования течения газов в системе «сопло-диффузор» // Материалы Всероссийской науч.-техн. конф. «Ракетно-космические двигательные установки». М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2015. С. 91-94.
5. Бершадский В.А., Галеев А.Г. Стратегия уменьшения опасности стендовых испытаний ракетных двигательных установок // Авиакосмическая техника и технология. 2004. № 2. С. 38-45.
6. Свод правил СП 162.1330610.2014. Требования безопасности при производстве, хранении, транспортировании и использовании жидкого водорода. М.: Роскосмос, 2014.
7. Взрывные явления. Оценка и последствия. В 2-х кн. / Под ред. Зельдовича Я.Б., Гельфанда Б.Е. М.: Мир, 1986. 600 с.
8. Гельфанд Б.Е., Попов О.Е., Чай-ванов Б.Б. Водород: параметры горения и взрыва. М.: Физматлит, 2008. 288 с.
9. Галеев А.Г., Егоров Ф.А., Поля-хов А.Д., Потапов В.Т., Сизяков Н.П., Соколовский А.А. Системы обеспечения безопасности стендовых испытаний кислородно-водородных двигательных установок // Космическая техника и технологии. 2020. № 1(28). С. 71-84.
10. Азатян В.В., Галеев А.Г. Эффективные методы химического управления воспламенением и детонацией газовых смесей водорода с воздухом и кислородом // Материалы II Всерос. науч.-техн. конф. «Актуальные проблемы ракетно-космической техники», г. Самара, 12-16 сентября 2011. Самара: СамНц РАН, 2011. С. 124-127.
11. Васильев А.А. Многотопливные системы. Инициирование и оптимизация // Научно-практическая конференция «Аэродинамика, термодинамика,
горение в ГТД и ПВРД», 23-25 июня 2015 г. Новосибирск: НГУ, 2015. Режим доступа: http://lees.nsu.ru/pdf/%D0%9F_09 %D0%92%D0%B0%D1%81%D0%B8%D0
%ВВ%Б1%8С%В0%В5%В0%В2рй/ (дата обращения 02.12.2020 г.). Статья поступила в редакцию 24.08.2020 г. Окончательный вариант — 26.10.2020 г.
Reference
1. Federal'naya kosmicheskaya programma Rossii na 2016-2025 gody (utverzhdena postanovleniem Pravitel'stva Rossiiskoi Federatsii ot 23.03.2016, № 230) [Federal space program of Russia for 2016-2025 (approved by Russian Federation Government decree dated 23.03.2016, № 230)].
2. Sizyakov N.P. Nauchno-ispytatel'nyi tsentr raketno-kosmicheskoi promyshlennosti: osnovnye napravleniya proizvodstvennoi i nauchnoi deyatel'nosti [Scientific Testing Center of the Rocket and Space Industry: major areas of manufacturing and research activities]. Polet, 2019, no. 12, pp. 3-8.
3. Galeev A.G., Denisov K.P., Ishchenko V.I., Liseikin V.A., Saidov G.G., Cherkashin Yu.A. Ispytatel'nye kompleksy i eksperimental'naya otrabotka ZhRD [Test facilities and developmental testing of liquid propellant rocket engines]. Ed. by N.F. Moiseev. Moscow, Mashinostroenie publ., 2012. 367p.
4. Galeev A.V., Galeev A.G. O verifikatsii metoda modelirovaniya techeniya gazov v sisteme «soplo-diffuzor» [About verification of the method for simulating gas flow in the nozzle-diffuser system]. Materials of All-Russia scientific and technical conference Rocket and Space Propulsion Systems. Moscow, MGTU im. N.E. Baumana publ., 2015. P. 91-94.
5. Bershadskii V.A., Galeev A.G. Strategiya umen'sheniya opasnosti stendovykh ispytanii raketnykh dvigatel'nykh ustanovok [A strategy for reducing the hazards of static tests of rocket propulsion systems]. Aviakosmicheskaya tekhnika i tekhnologiya, 2004, no. 2, pp. 38-45.
6. Rulebook Cn 162.1330610.2014. Trebovaniya bezopasnosti pri proizvodstve, khranenii, transportirovanii i ispol'zovanii zhidkogo vodoroda [Safety requirements for manufacturing, storage, transportation and use of liquid hydrogen]. Moscow, Roskosmos publ., 2014.
7. Vzryvnye yavleniya. Otsenka i posledstviya. V 2-kh kn. [Explosive phenomena. Evaluation and consequences. In 2 books]. Ed. by Zel'dovich Ya.B., Gel'fand B.E. Moscow, Mir publ., 1986. 600 p.
8. Gel'fand B.E., Popov O.E., Chaivanov B.B. Vodorod: parametry goreniya i vzryva [Hydrogen: combustion and explosion parameters]. Moscow, Fizmatlit publ., 2008. 288 p.
9. Galeev A.G., Egorov F.A., Polyakhov A.D., Potapov V.T., Sizyakov N.P., Sokolovskii A.A. Sistemy obespecheniya bezopasnosti stendovykh ispytanii kislorodno-vodorodnykh dvigatel'nykh ustanovok [Systems for assuring safety of static firing tests of oxygen/hydrogen propulsion units]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2020, № 1(28), pp. 71-84.
10. Azatyan V.V., Galeev A.G. Effektivnye metody khimicheskogo upravleniya vosplameneniem i detonatsiei gazovykh smesei vodoroda s vozdukhom i kislorodom [Efficient methods of chemical control over ignition and detonation of gaseous mixtures of hydrogen with air and oxygen]. Materials of All-Russia scientific and technical conference Current Problems in Rocket and Space Technology, Samara, September 12-16, 2011. Samara: SamNTs RAN publ, 2011. P. 124-127.
11. Vasil'ev A.A. Mnogotoplivnye sistemy. Initsiirovanie i optimizatsiya [Multipropellant systems. Initiation and optimization]. Research and practice conference Aerodynamics, thermodynamics, combustion in turbine engines and ramjets, 23-25 June 2015. Novosibirsk, NGU publ., 2015. Available at: http:// lees.nsu.ru/pdf/%D0%9F_09_%D0%92%D0%B0%D1%81%D0%B8%D0%BB%D1%8C%D0%B5%D0%B2.pdf (accessed 02.12.2020).
