System of reburning of emissions of not reacted hydrogen

Start and останов engines of the rockets-carriers{-bearers} using as one components of fuel liquid hydrogen what engines of the second step of a booster rocket of "Energia" are, mid-flight engines " the Space of the Shuttle ", are accompanied by emissions of not reacted hydrogen from them snuffled prior to the beginning and upon termination of high-temperature process in chambers of combustion.
At mixing these emissions with air explosive водородно-air mixes are formed. Their accumulation in volume of a launcher and the subsequent initiation from jets of started engines or from a casual source of ignition can lead to their explosive combustion with inadmissible with great dispatch-wave influence on a design of a rocket, as, in particular, has been registered at start of engines " the Space of the Shuttle ". For exception of influences acceptance of special measures on neutralization of the emissions excluding formation{education}, inadmissible accumulation and explosive combustion of mixes of hydrogen with air is necessary. Neutralization of emissions of hydrogen could be carried out by their mixing with inert gases with the purpose флегматизации, inhibition or ballastings of emissions or by their duly firing on an output{exit} from snuffled engines that excludes accumulation of a mix with the subsequent догоранием in an environment.
Start and останов engines of a rocket of "Energia" at start-up and огневых bench tests can be accompanied by emissions of not reacted hydrogen in quantities{amounts} up to thousand cubic metre with the subsequent formation{education} of explosive mixes. Constructive blocking up of starting devices of start promotes transition дефлаграционного combustions of pitches (combustion without explosion) in detonation at which with great dispatch-wave influences essentially amplify.
The analysis has shown, that such known methods as флегматизация, the inhibition and ballasting of emissions of hydrogen by inert gases are unacceptable owing to greater{big} потребных charges of inert gases and necessity of their reliable hashing with emissions of hydrogen, to provide which functioning in view of features, characteristics and a design of a rocket and start it is not obviously possible.
In these conditions and in view of an available domestic experience it is recognized expedient and the method of compulsory ignition of emissions on an output{exit} is accepted from snuffled engines with the subsequent догоранием in volume of the starting device.
The organization of reliable ignition and not explosive догорания lots{plenties} of hydrogen is a complex{difficult} scientific and technical problem{task}. Its{her} decision in specific conditions of a схемно-design of a rocket and start in view of small size of admissible with great dispatch-wave influence on a rocket becomes complicated a number{line} of factors:
- Presence in the starting device of start of inert gases from purges of compartments and units;
- Submission in the starting device of water with the charge up to 35 Ô/with in expiring from snuffled engines products of the combustion, carried out in immediate proximity from snuffled also incendiary devices of system of reburning;
- Complex{Difficult} газодинамической installation in the starting device;
- In the high speeds and unstable character of the expiration of hydrogen from snuffled engines, an event on a mode deep перерасширения.
Except for the specified factors complicating creation of torches, the organization of ignition and догорания emissions of hydrogen and promoting transition дефлаграционного combustions in turbulent and detonation with corresponding{meeting} increase of intensity of with great dispatch-wave influences on a rocket, by development and creation of system of reburning it was necessary to consider design features-technical.
There were unacceptable earlier known pyrotechnic, liquid and other incendiary devices, such, as твердотопливное the incendiary device of disposable application for " the Space of the Shuttle " or the low-power unicomponent incendiary devices applied at stands forming constant on duty torches.
The system of reburning was developed for so specific conditions of functioning for the first time. Thus data under characteristics of streams of emission of hydrogen from snuffled, on structure of environment{Wednesday} and газодинамической to conditions in the starting device were absent. There were no also theoretical, experimental methods of definition of character and intensity of processes of burning of водородно-air mixes, data on modes of ignition of streams of hydrogen during the expiration and hashing with an environment containing inert gases, and also data on потребной and actual дальнобойности torches in the conditions created on start.
In communications{connections} with complexity and danger of carrying out of researches of processes of the expiration, ignition and burning of not reacted hydrogen in conditions of start and their greater{big} потребным quantity{amount}, the basic volume of these researches was spent on modelling installations of scale 1/155, 1/72 and 1/10 with acknowledgement{confirmation} of results on a number{line} of control tests in natural conditions. Working off of functioning of system of reburning, check of its{her} working capacity and efficiency was carried out, by virtue of features of system, is direct in structure of a rocket complex.
Finally essentially new two-componental incendiary device of the external burning, capable to provide a steady torch in conditions of start, including in the environment of inert gases has been created. Its{his} feature is that inside of the incendiary device there is only a formation{an education} of high-temperature hydrogen plasma - the initiator of ignition, and formation{education} of a mix, it{her} поджиг and stabilization of a flame occur{happen} outside of the device in спутном a stream, than stability of a torch and its{his} greater{big} дальнобойность is provided and influence of a torch on сопло is excluded. To maintenance of operational reliability of the incendiary device it is lead over 700 tests.
Correctness incorporated at designing system of theoretical positions and design decisions, sufficiency of experimental working off, working capacity and a system effectiveness are confirmed by its{her} successful functioning in structure of natural rockets.

Original version of the text

Система дожигания выбросов непрореагировавшего водорода

Запуск и останов двигателей ракет-носителей, использующих в качестве одного из компонентов топлива жидкий водород, какими являются двигатели второй ступени ракеты-носителя "Энергия", маршевые двигатели "Спейс Шаттла", сопровождаются выбросами непрореагировавшего водорода из их сопел до начала и по окончании высокотемпературного процесса в камерах сгорания.
При смешивании этих выбросов с окружающим воздухом образуются взрывоопасные водородно-воздушные смеси. Их накопление в объеме пусковой установки и последующее инициирование от струй запускающихся двигателей или от случайного источника воспламенения может привести к их взрывному сгоранию с недопустимым ударно-волновым воздействием на конструкцию ракеты, что и было, в частности, зарегистрировано при запуске двигателей "Спейс Шаттла". Для исключения воздействий необходимо принятие специальных мер по нейтрализации выбросов, исключающих образование, недопустимое накопление и взрывное сгорание смесей водорода с окружающим воздухом. Нейтрализация выбросов водорода могла быть осуществлена путем смешивания их с инертными газами с целью флегматизации, ингибирования или балластировки выбросов или путем их своевременного поджигания на выходе из сопел двигателей, что исключает накопление смеси с последующим догоранием в окружающей среде.
Запуск и останов двигателей ракеты "Энергия" при пуске и огневых стендовых испытаниях может сопровождаться выбросами непрореагировавшего водорода в количествах до тысячи кубических метров с последующим образованием взрывоопасных смесей. Конструктивное загромождение пусковых устройств старта способствует переходу дефлаграционного сгорания смол (сгорание без взрыва) в детонационное, при котором ударно-волновые воздействия существенно усиливаются.
Анализ показал, что такие известные методы, как флегматизация, ингибирование и балластировка выбросов водорода инертными газами являются неприемлемыми вследствие больших потребных расходов инертных газов и необходимости надежного перемешивания их с выбросами водорода, обеспечить которые с учетом особенностей функционирования, характеристик и конструкции ракеты и старта не представляется возможным.
В этих условиях и с учетом имеющегося отечественного опыта признан целесообразным и принят метод принудительного воспламенения выбросов на выходе из сопел двигателей с последующим догоранием в объеме пускового устройства.
Организация надежного воспламенения и невзрывоопасного догорания больших количеств водорода является сложной научно-технической задачей. Решение ее в специфических условиях схемно-конструктивного исполнения ракеты и старта с учетом малой величины допустимого ударно-волнового воздействия на ракету осложняется рядом факторов:
- наличием в пусковом устройстве старта инертных газов от продувок отсеков и агрегатов;
- подачей в пусковое устройство воды с расходом до 35 т/с в истекающие из сопел двигателей продукты сгорания, осуществляемой в непосредственной близости от сопел и зажигательных устройств системы дожигания;
- сложной газодинамической установкой в пусковом устройстве;
- высокими скоростями и неустойчивым характером истечения водорода из сопел двигателей, происходящего на режиме глубокого перерасширения.
Кроме указанных факторов, осложняющих создание факелов, организацию воспламенения и догорания выбросов водорода и способствующих переходу дефлаграционного сгорания в турбулентное и детонационное с соответствующим повышением интенсивности ударно-волновых воздействий на ракету, при разработке и создании системы дожигания необходимо было учитывать конструктивно-технические особенности.
Оказались неприемлемыми ранее известные пиротехнические, жидкостные и другие зажигательные устройства, такие, как твердотопливное зажигательное устройство одноразового применения для "Спейс Шаттла" или применяемые на стендах маломощные однокомпонентные зажигательные устройства, образующие постоянные дежурные факелы.
Система дожигания для столь специфических условий функционирования разрабатывалась впервые. При этом данные по характеристикам потоков выброса водорода из сопел, по составу среды и газодинамической обстановке в пусковом устройстве отсутствовали. Отсутствовали также теоретические, экспериментальные методы определения характера и интенсивности процессов горения водородно-воздушных смесей, данные по режимам воспламенения потоков водорода в процессе истечения и перемешивания с окружающей средой, содержащей инертные газы, а также данные по потребной и фактической дальнобойности факелов в условиях, создающихся на старте.
В связи со сложностью и опасностью проведения исследований процессов истечения, воспламенения и горения непрореагировавшего водорода в условиях старта и их большим потребным количеством, основной объем этих исследований проводился на модельных установках масштаба 1/155, 1/72 и 1/10 с подтверждением результатов на ряде контрольных испытаний в натурных условиях. Отработка функционирования системы дожигания, проверка ее работоспособности и эффективности осуществлялась, в силу особенностей системы, непосредственно в составе ракетного комплекса.
В конечном счете было создано принципиально новое двухкомпонентное зажигательное устройство внешнего горения, способное обеспечивать устойчивый факел в условиях старта, в том числе в среде инертных газов. Его особенностью является то, что внутри зажигательного устройства происходит только образование высокотемпературной водородной плазмы - инициатора воспламенения, а образование смеси, ее поджиг и стабилизация пламени происходят вне устройства в спутном потоке, чем обеспечивается устойчивость факела и его большая дальнобойность и исключается влияние факела на сопло. В обеспечение эксплуатационной надежности зажигательного устройства проведено свыше 700 испытаний.
Правильность заложенных при проектировании системы теоретических положений и конструкторских решений, достаточность экспериментальной отработки, работоспособность и эффективность системы подтверждены успешным функционированием ее в составе натурных ракет.