СПОСОБ ЗАПРАВКИ ЖИДКИМ КИСЛОРОДОМ БАКА ОКИСЛИТЕЛЯ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ Российский патент 2003 года по МПК B64G5/00 F17C6/00 B64D5/00 

Изобретение относится к авиационно-космической технике и может быть использовано при подготовке к воздушному старту ракеты-носителя космического назначения, осуществляемому с борта самолета-носителя в составе воздушно-космической системы (ВКС).

Известен способ заправки жидким кислородом бака окислителя ракеты-носителя, включающий заполнение бака жидким переохлажденным кислородом и последующее термостатирование жидкого кислорода в баке окислителя в наземных условиях путем подачи переохлажденного кислорода в верхнюю часть бака и одновременного слива жидкости из бака в дополнительную криогенную емкость с жидким кислородом (патент РФ 2090468, кл. B 64 G 5/00, F 17 C 6/00, 1994). Недостатками известного способа являются большая трудоемкость и повышенные затраты энергии при термостатировании жидкого кислорода в баке окислителя ракеты-носителя воздушно-космической системы, поскольку термостатирование производится в наземных условиях перед взлетом самолета-носителя и необходимо значительное дополнительное переохлаждение жидкого кислорода в баке ракеты-носителя для компенсации потерь от его перегрева за счет внешних теплопритоков, воспринимаемых жидким кислородом при транспортировке ракеты-носителя самолетом-носителем в район осуществления воздушного старта, который может быть значительно отдален от места взлета воздушно-космической системы (до семи часов полета).

Наиболее близким к предложенному является способ заправки жидким кислородом бака окислителя ракеты-носителя воздушно-космической системы (ВКС), включающий заполнение бака жидким кислородом с температурой, соответствующей его температуре кипения при нормальном атмосферном давлении, осуществляемое перед стартом воздушно-космической системы, и последующее термостатирование жидкого кислорода в баке окислителя ракеты-носителя в процессе выведения ее самолетом-носителем на высоту воздушного старта, осуществляемое путем инициирования процесса раскипания жидкого кислорода в баке окислителя созданием в баке необходимой величины разрежения за счет использования изменения атмосферного давления за бортом самолета-носителя, при периодической подаче в бак окислителя жидкого кислорода из дополнительной криогенной емкости, размещенной на самолете-носителе, переохлаждаемого за счет сообщения внутренней газовой полости емкости с атмосферой за бортом самолета-носителя (патент РФ 2167086, кл. B 64 G 5/00, F 17 C 6/00, B 64 D 5/00, от 03.07.00 г.). Данный способ позволяет снизить затраты на термостатирование жидкого кислорода в баке окислителя ракеты-носителя воздушно-космической системы и уменьшить продолжительность наземных работ при заправке.

В известном техническом решении интенсивность термостатирования жидкого кислорода прямо пропорциональна величине разрежения, создаваемого в баке окислителя и в дополнительной криогенной емкости во время полета ВКС, причем величина разрежения возрастает с увеличением высоты полета. Поэтому на сравнительно малых высотах имеет место очень низкая эффективность термостатирования кислорода, которая возрастает с увеличением высоты полета ВКС. Поскольку заполнение бака окислителя производится "теплым" жидким кислородом с температурой, соответствующей его температуре кипения при нормальном атмосферном давлении, а перед воздушным стартом ракеты-носителя в баке окислителя необходимо иметь переохлажденный кислород с заданной среднемассовой температурой, данный режим термостатирования не является оптимальным и усложняет функционирование воздушно-космической системы. При этом на борту самолета-носителя необходимо иметь дополнительные емкости с жидким кислородом для компенсации потерь кислорода в баке окислителя при его раскипании и испарении от внешних теплопритоков и использовать сложную технологию проведения дозаправок бака в условиях полета ВКС.

Данный относительно длительный режим термостатирования также может привести к необходимости увеличения времени полета ВКС для обеспечения возможности достижения заданной температуры кислорода. В известном способе также не предусмотрена возможность заполнения бака окислителя переохлажденным кислородом, поскольку это связано с необоснованно большими потерями кислорода при заправке, что также снижает эксплуатационные качества ВКС. Кроме того, создание достаточно большого разрежения в баке окислителя ракеты-носителя на высоте воздушного старта может вызвать деформацию (смятие) этого бака и выход его из строя в случае увеличения давления окружающей среды при нештатном снижении ВКС.

Технической задачей, решаемой изобретением, является улучшение эксплуатационных качеств воздушно-космической системы.

Решение поставленной задачи обеспечивается за счет того, что при заправке жидким кислородом бака окислителя ракеты-носителя воздушно-космической системы, включающей заполнение бака окислителя жидким кислородом, проводимое перед стартом воздушно-космической системы, и последующее термостатирование кислорода в баке окислителя ракеты-носителя в процессе выведения ее на высоту воздушного старта с использованием дополнительной емкости с жидким криогенным компонентом, циркулирующим через бак окислителя, при сообщении внутренней газовой полости этой емкости с атмосферой за бортом самолета-носителя в соответствии с изобретением в качестве криогенного компонента в дополнительной емкости используют жидкий азот с начальной температурой, соответствующей его температуре кипения при нормальном атмосферном давлении, при этом термостатирование жидкого кислорода осуществляют в герметизированном баке окислителя ракеты-носителя путем его теплообмена с жидким азотом при циркуляции азота через теплообменный элемент, размещенный в баке окислителя, обеспечиваемой за счет заданной разности уровней взаимного расположения бака окислителя и дополнительной емкости на борту самолета-носителя.

Использование в качестве криогенного компонента в дополнительной емкости жидкого азота, циркулирующего через теплообменный элемент, размещенный в баке окислителя ракеты-носителя, позволяет существенно повысить эффективность термостатирования жидкого кислорода за счет его теплообмена с жидким азотом, причем обеспечивается достаточно высокая разность температур между этими криогенными компонентами уже в начале полета воздушно-космической системы, что позволяет производить заполнение бака окислителя как непереохлажденным, так и переохлажденным жидким кислородом. Это существенно повышает эксплуатационные качества ВКС. Осуществление термостатирования кислорода в герметизированном баке окислителя позволяет полностью исключить потери кислорода при заправке. Обеспечение циркуляции жидкого азота через теплообменный элемент, размещенный в баке окислителя, за счет заданной разности уровней взаимного расположения бака окислителя и дополнительной емкости на борту самолета-носителя с учетом изменения плотности азота в теплообменном элементе позволяет отказаться от использования криогенного насоса при термостатировании кислорода, то есть упрощается аппаратурное оформление и технология заправки бака окислителя ракеты-носителя. При этом имеется возможность поддерживать в баке окислителя необходимое избыточное (штатное) давление, что обеспечивает оптимальные условия эксплуатации бака при полете ВКС.

Сущность предлагаемого способа заправки жидким кислородом бака окислителя ракеты-носителя воздушно-космической системы поясняется с помощью прилагаемого чертежа.

Ракета-носитель 1 закреплена на днище грузового отсека самолета-носителя 2 с возможностью десантирования ее на высоте воздушного старта через люк в хвостовой части грузового отсека (не показан). Ракета-носитель 1 содержит бак окислителя 3 с жидким кислородом, снабженный бортовым трубопроводом заправки 4 с клапаном 5 и дренажным трубопроводом 6 с клапаном 7. В верхней части грузового отсека самолета-носителя 2 размещена дополнительная криогенная емкость 8 с жидким азотом, имеющая бортовой трубопровод заправки жидкого азота 9 с клапанами 10 и 11 и дренажный трубопровод 12 с клапаном 13, сообщающим газовую полость емкости 8 с атмосферой за бортом самолета-носителя. Внутри бака окислителя 3 установлен трубчатый теплообменный элемент, выполненный, например, в виде змеевика 14, который с помощью трубопроводов 15 и 16 с клапанами 17 и 18 через узлы автоматической расстыковки с отсечными клапанами 19 и 20 подключен к внутренней полости дополнительной емкости 8. Трубопроводы 9, 15 и 16 совместно со змеевиком 14 образуют контур циркуляции криогенного компонента - жидкого азота из емкости 8 через бак окислителя 3 с жидким кислородом.

Заполнение бака окислителя 3 ракеты-носителя 1 жидким кислородом производится из наземной заправочной кислородной емкости (не показана) через бортовой трубопровод заправки 4 при открытом запорном клапане 5 со сбросом паров кислорода из бака через дренажный трубопровод 6. Заполнение бака 3 ракеты-носителя может производиться или непереохлажденным кислородом с температурой, соответствующей температуре кипения его при нормальном атмосферном давлении, или переохлажденным кислородом - это определяется, исходя из конкретных условий полета ВКС и расположения места воздушного старта ракеты-носителя. Заполнение дополнительной емкости 8 жидким азотом с температурой, соответствующей его температуре кипения при нормальном атмосферном давлении, производится из наземной заправочной азотной емкости (не показана) через бортовой трубопровод заправки 9 при открытых клапанах 10, 11 и 13. Одновременно через открытые клапаны 17 и 18 на трубопроводах 15 и 16 производится захолаживание и заполнение жидким азотом контура циркуляции жидкого азота дополнительной емкости 8, включающего трубопроводы 9, 15, 16 и размещенный в баке с жидким кислородом змеевик 14. По окончании заполнения жидким кислородом и азотом бака 3 и емкости 8 закрываются запорные клапаны 5 и 10 на бортовых заправочных трубопроводах 4 и 9, закрывается клапан 7 на трубопроводе дренажа кислорода 6, наземные заправочные трубопроводы отстыковываются от трубопроводов 4 и 9. Поскольку температура жидкого кислорода (непереохлажденного и переохлажденного), находящегося в баке 3 ракеты-носителя, выше температуры кипения жидкого азота при атмосферном давлении, уже в наземных условиях происходит теплообмен между жидким кислородом в баке 3 и жидким азотом в змеевике 14, вызывающий частичное испарение последнего. В результате плотность азота в змеевике 14 и трубопроводе 16 снижается по сравнению с его плотностью в трубопроводе 9, то есть возникает постоянная разность плотностей компонента в двух ветвях контура циркуляции азота дополнительной емкости 8. А поскольку емкость 8 размещена в верхней части грузового отсека самолета-носителя 2, то есть выше уровня расположения бака 3, в котором размещен змеевик 14, эта разность плотностей азота обеспечивает его непрерывное движение по контуру циркуляции дополнительной емкости 8 и непрерывность процесса термостатирования жидкого кислорода в баке окислителя 3 ракеты-носителя без использования специального криогенного насоса. Размеры дополнительной емкости 8 и высота ее размещения на борту самолета-носителя определяются расчетно-экспериментальным методом. В процессе подъема самолета-носителя 2 на высоту воздушного старта снижается давление в дополнительной емкости 8, газовая полость которой сообщена с атмосферой за бортом самолета-носителя через постоянно открытый клапан 13 на трубопроводе 12, и происходит дальнейшее существенное понижение температуры жидкого азота за счет его раскипания в дополнительной емкости при пониженном давлении. Таким образом, с увеличением высоты полета воздушно-космической системы существенно увеличивается разность температур теплообменивающихся сред на змеевике 14 циркуляционного контура термостатирования жидкого кислорода на борту самолета-носителя, что обеспечивает оптимальные возможности получения требуемых значений температуры переохлаждения жидкого кислорода в баке окислителя 3 ракеты-носителя перед воздушным стартом. В то же время, при полете ВКС имеется возможность поддерживать в полости бака окислителя 3 штатное избыточное давление, обеспечивающее сохранение прочностных свойств бака при проведении термостатирования кислорода.

Таким образом, предложенный способ заправки жидким кислородом бака окислителя ракеты-носителя воздушно-космической системы, включающий термостатирование жидкого кислорода на борту самолета-носителя, обеспечивает существенное улучшение эксплуатационных качеств ВКС за счет возможности более глубокого охлаждения кислорода на момент десантирования ракеты-носителя перед воздушным стартом, упрощения технологии работ с жидким кислородом на борту самолета-носителя и возможности поддержания штатного давления в баке окислителя во время полета самолета-носителя.

Изобретение относится к авиационно-космической технике и может быть использовано для воздушного старта космических ракет-носителей. Предлагаемый способ включает заполнение перед стартом герметизируемого бака окислителя ракеты-носителя жидким кислородом. Термостатирование кислорода производят с использованием дополнительной криогенной емкости в процессе выведения ракеты-носителя на высоту воздушного старта. В качестве криогенного компонента этой емкости используют жидкий азот с начальной температурой, равной его температуре кипения при нормальном атмосферном давлении. В указанном баке осуществляют теплообмен кислорода с жидким азотом при циркуляции азота через теплообменный элемент (змеевик). Внутренняя газовая полость дополнительной емкости сообщена с атмосферой за бортом самолета-носителя. Циркуляция азота через бак окислителя происходит за счет заданной разности уровней взаимного расположения бака окислителя и дополнительной емкости на борту самолета-носителя. Изобретение позволяет улучшить эксплуатационные качества системы, упростив ее оборудование, исключив потери кислорода при термостатировании и обеспечив поддержание в баке окислителя ракеты-носителя необходимого избыточного давления. 1 ил.

Способ заправки жидким кислородом бака окислителя ракеты-носителя воздушно-космической системы, включающий заполнение бака окислителя жидким кислородом, проводимое перед стартом воздушно-космической системы, и последующее термостатирование кислорода в баке окислителя ракеты-носителя в процессе выведения ее на высоту воздушного старта с использованием дополнительной емкости с жидким криогенным компонентом, циркулирующим через бак окислителя, при сообщении внутренней газовой полости этой емкости с атмосферой за бортом самолета-носителя, отличающийся тем, что в качестве криогенного компонента в дополнительной емкости используют жидкий азот с начальной температурой, соответствующей его температуре кипения при нормальном атмосферном давлении, при этом термостатирование жидкого кислорода осуществляют в герметизированном баке окислителя ракеты-носителя путем его теплообмена с жидким азотом при циркуляции азота через теплообменный элемент, размещенный в баке окислителя, обеспечиваемой за счет заданной разности уровней взаимного расположения бака окислителя и дополнительной емкости на борту самолета-носителя.