СПОСОБ ПРОИЗВОДСТВА ЖИДКОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА В КОСМОСЕ Российский патент 2016 года по МПК B64G1/40 C25B1/04 F25J3/00 

Изобретение относится к космической технике и может использоваться при создании перспективного орбитального заправочного комплекса или лунной базы.

Орбитальный заправочный комплекс (ОЗК) для осуществления дальних космических экспедиций является альтернативой созданию ракет-носителей тяжелого и сверхтяжелого классов, доставляющих на орбиту весь необходимый для экспедиции запас топлива с Земли. Такой проект орбитальной заправки разрабатывался еще Вернером фон Брауном в 1950-х годах. При этом предполагалось накапливать на орбите топливо, доставляемое с Земли порциями, носителями среднего и легкого классов. В настоящее время работы в этом направлении возобновились (Realistic near-term propellant depots. Implementation of a critical spasefaring capability. AIAA 2009 - 7656 или Propellant Depot - Wikipedia), проводится отработка элементов криогенных космических систем хранения топлива (программа NASA и DARPA «CRYOTE» - Cryogenic Orbital Testbed Development www.ulalaunch.com)

Выгоднее, однако, производить топливо прямо на орбите, для чего предполагается использовать электролиз воды, доставляемой с Земли. Выигрыша по массе это, конечно, не дает, но кардинально упрощает технологию доставки груза и его габариты. Питание электролизера при этом осуществляется от солнечных батарей орбитальной станции. В результате электролиза воды получаются водород и кислород, которые в космосе являются наиболее эффективным (по удельному импульсу) ракетным топливом (РТ). Для использования этих газов в качестве топлива космического аппарата (КА), где в большинстве случаев габариты агрегатов крайне ограничены, предполагается их сжижать, и здесь в принципе можно пользоваться традиционными схемами, применяемыми в наземных криогенных установках. Наиболее эффективным способом является адиабатическое расширение предварительно компремированного и охлажденного газа в детандере: в этом случае газ, расширяясь, дополнительно совершает работу и охлаждается сильнее, чем, например, при простом дросселировании («Элементарный учебник физики» под ред. Г.С. Ландсберга, т. 1 «Механика. Теплота. Молекулярная физика», М.:, изд. «Наука», 1985 г., § 304 «Сжижение газов в технике», с. 556-558; «Сжижение газов» Яндекс. Словари. БСЭ. 1969 - 1978 г.).

Недостатком традиционных методов сжижения, использующих компрессоры и детандеры, является большая масса соответствующих установок, сложность их обслуживания и относительно небольшой ресурс их "динамических" агрегатов. В наибольшей степени это относится к водородным агрегатам, которые из-за малой плотности водорода и его большой теплоемкости должны работать на предельно высоких оборотах (до 100000 об/мин). Для сжижения водорода, кроме того, обычно используют дополнительный низкотемпературный хладагент (жидкий азот), что требует дополнительных служебных систем и увеличивает габариты криогенной установки. Все это делает традиционные наземные способы сжижения газов трудноприменимыми в космосе.

В условиях космического полета более целесообразно применять пассивные методы сжижения газов с минимальным использованием силовых динамических агрегатов (компрессоров и т.п.). Для охлаждения водорода и кислорода (как низкого, так и высокого давления) можно использовать холод конструкций, расположенных на теневой стороне КА, где температура может достигать 150К (Электролизно-криогенный производственный комплекс в орбитальных www.energoobmen/ru). Более глубокое охлаждение достигается при дросселировании охлажденного газа высокого давления (эффект Джоуля-Томсона). Подобная методика используется и в орбитальной криогенной системе, описанной в «Notardonato W, Johnson W, Swanger A, McQuade W. «In-space propellant production using water». In Proc. AIAA SPACE 2012 Conference and Exposition, number AIAA 2012-5288, 11-13 September 2012, Pasadena, СА». Данный способ производства PT принят за прототип. Этот способ производства ракетного топлива включает доставку на орбитальный комплекс воды с Земли, ее разложение электротоком с раздельным получением водорода и кислорода, затем предварительное охлаждение этих газов при контакте с холодной поверхностью конструкции орбитального комплекса, компремирование водорода и кислорода с их повторным охлаждением тем же способом, сжижение кислорода путем его дросселирования, а также сбор полученных жидких компонентов топлива.

Здесь применяется многокаскадное охлаждение электролизных газов, при этом для кислорода и водорода схемы существенно различаются как по количеству каскадов, так и по их структуре.

Для сжижения кислорода после его предварительного охлаждения (при контакте с холодной конструкцией орбитального комплекса) и компремирования используются только две ступени пассивного охлаждения газа в теплообменниках и его финальное дросселирование с последующим сбором жидкого окислителя. Простота схемы объясняется сравнительно высокими температурами кипения (около 90 К) и инверсии (около 900 К) кислорода.

Схема сжижения водорода гораздо сложнее, поскольку его температура кипения гораздо меньше (20 К), а низкая температура инверсии (200 К) требует глубокого охлаждения газа перед его дросселированием. Здесь после предварительного охлаждения и компремирования газа используются 4 ступени охлаждения, две из которых включают турбодетандеры. Только после этого охлажденный до 40 К водород дросселируют и получают двухфазную капельно-газовую смесь. Ее собирают в криоемкости, откуда оставшийся газообразным водород возвращается в начало технологической цепочки. При этом в этой цепочке отсутствует орто-пара конвертор водорода, что не позволяет рассчитывать на сколько-нибудь длительный срок хранения полученного жидкого ракетного горючего (И.В. Рожков и др. «Получение жидкого водорода», Изд. Химия, М.: 1967 г., стр. 46, а также справочник «Водород, получение, хранение ….» под ред. Ю.Д. Гамбурга, М.: Химия, 1989 г., стр. 57). Дополнительный хладагент в прототипе не используется, что позволяет отказаться от дополнительных служебных систем за счет применения на водородной технологической линии турбодетандеров.

Сложность использованной схемы получения ракетного горючего, использование в ней высокооборотных водородных турбодетандеров, имеющих ограниченный ресурс, является основным недостатком прототипа. При этом такой недостаток носит принципиальный характер, т.е. разработать другую схему сжижения водорода, опирающуюся на традиционные методы и имеющую минимальные массогабаритные параметры, проблематично.

Задачей данного предложения является разработка более простого и надежного «космического» способа производства криогенного РТ. При этом способ должен опираться на существующие в настоящее время технологии и устройства с минимальными размерами, не использовать динамические агрегаты и дополнительные хладагенты.

Техническим результатом изобретения является упрощение технологии производства жидкого ракетного топлива, снижение массогабаритных характеристик оборудования, увеличение срока хранения топлива на борту ОЗК, повышение надежности и ресурса космического заправочного комплекса в целом.

Технический результат достигается тем, что в способе производства жидкого ракетного топлива в космосе, включающем доставку воды на орбитальный комплекс с Земли, ее разложение электротоком с раздельным получением водорода и кислорода, предварительное охлаждение этих газов при контакте с холодной поверхностью конструкции орбитального комплекса, компремирование водорода и кислорода с их повторным охлаждением тем же способом, сжижение этих газов путем дросселирования, сбор полученных жидких компонентов топлива, процессы электролиза воды и компремирования полученных при этом водорода и кислорода осуществляют поочередно, пневматически изолируя электролизер от полученных газов, при этом компремируют водород и кислород последовательно: сначала электрохимическим способом сжимают водород, а затем этим водородом сжимают кислород, причем после сжижения кислорода использованный для его компремирования водород перед дросселированием охлаждают полученным жидким кислородом до температуры ниже температуры инверсии при данном давлении.

Суть данного предложения в следующем.

Модифицирована наиболее проблематичная стадия технологического процесса производства топлива - компремирование электролизных газов (водорода и кислорода). Для этого используется электрохимический компрессор водорода. Высокий уровень давления, который можно получить этим способом (400 атм и выше), позволяет отказаться и от использования водородных турбодетандеров. Тем самым повышается ресурс и надежность криогенной установки в целом. Водород высокого давления, полученный таким образом, используется для компремирования охлажденного кислорода, который затем сжижается в процессе дросселирования (цикл сжижения газов Джоуля-Томсона).

Для последующего сжижения водорода, использованного для сжатия и сжижения кислорода, его сначала охлаждают полученным ранее жидким кислородом до температуры ниже температуры инверсии (при давлениях несколько сотен атмосфер эта температура близка к 170-200 К), после чего также дросселируют (как раньше - кислород). Следует отметить, что сходным способом (глубокое охлаждение + сжатие + дросселирование) сжижают водород и в наземных условиях, однако в данном случае в технологическом процессе используется сам продукт производства - окислитель. Кроме того, в наземных установках водород охлаждают еще до его компремирования - это сокращает энергопотребление водородных компрессоров и турбодетандеров. В данном случае целесообразно охлаждать уже компремированный водород - это уменьшает габариты охлаждающих теплообменников.

Таким образом, технологии получения двух компонентов ракетного топлива объединены в общий процесс: для сжижения электролизных газов в данном способе поочередно используются сами же эти газы (газообразный водород - для сжижения кислорода, жидкий кислород - для сжижения водорода). Это позволяет минимизировать массогабаритные параметры криогенной установки и повысить надежность космического заправочного комплекса в целом.

Реализовать данный способ можно следующим образом. Доставленную с Земли на орбитальный комплекс воду направляют в твердополимерный электролизер для ее разложения электротоком с раздельным получением водорода и кислорода. Затем полученные газы предварительно охлаждают при контакте с холодной поверхностью конструкции орбитального комплекса. При этом кислород охлаждают до температуры холодных конструкций КА, а водород - только до температуры, приемлемой для электрохимического компрессора водорода (ЭКВ), точнее для его мембраны (около 50°C). Компремирование водорода в ЭКВ осуществляется за счет протонной проводимости этой мембраны так же, как в твердополимерном электролизере (Electrochemical hydrogen compressor - Wikipedia). Необходимо отметить, что такой компрессор позволяет получить водород с давлением до 400 атм и более. При таком давлении плотность газообразного водорода (около 100 г/м при давлении 1 атм) уже близка к плотности жидкого (около 70 кг/м) («Hydrogen - A Competitive Energy Storage Medium To Enable the Large Scale Integration of Renewable Energies)), Seville, 15-16 November 2012, HyET Electrochemical Hydrogen Compression, http://www.iphe.net/docs/Events/Seville_11-12/V). Это существенно облегчает дальнейший процесс сжижения водорода.

Перед электрохимическим компремированием водорода электролизные газы собирают в промежуточных емкостях, которые после их наполнения изолируют от твердополимерного электролизера (последний при этом может отключаться или переключаться на заполнение других таких же емкостей). Пневматическая изоляция электролизера необходима для того, чтобы предотвратить разрушение мембраны электролизера перепадом давления при последующем компремировании водорода. Затем собранный водород направляют в ЭКВ, выход которого подключен к устройству, компремирующему наработанный кислород (например, компенсатору перепада давления поршневого или сильфонного типов).

Если в процессе электролиза давление газов поддерживается одинаковым (изобарный электролизер), объем и число молей водорода всегда вдвое больше, чем кислорода. При работе ЭКВ, когда давление на его выходе повышается и водород начинает заполнять объем, ранее занятый кислородом, конечное давление кислорода может увеличиться до трех раз. При этом будет использован весь наработанный вместе с кислородом водород. Если же использовать дополнительное количество водорода (наработанное, например в предыдущем цикле электролиза), то давление компремированного кислорода можно увеличить еще больше.

Более высокое давление компремированных газов можно получить также, используя дифференциальные электролизные ячейки (например, WO 0137359 А2, 25.05.2001 и др.). В этом случае начальный объем кислорода можно сделать меньше, а его давление - больше. При последующем сжатии кислорода водородом конечное давление газов также увеличится в 3 раза, т.е. будет больше на величину тройного начального перепада давления между водородом и кислородом.

После компремирования кислород дополнительно охлаждается за счет контакта с охлажденными конструкциями ОЗК. В результате можно получить кислород, охлажденный до температуры порядка 100-150 К и давлением несколько сотен атмосфер. Этого более чем достаточно для того, чтобы при последующем дросселировании (например, с использованием пористой преграды) превратить его в жидкость, т.е. получить жидкий ракетный окислитель.

После сжижения кислорода водород высокого давления, использованный для этого, охлаждается полученным жидким кислородом до температуры ниже температуры инверсии, а затем также сжижается путем дросселирования (например, с использованием пористой преграды). Для экономии жидкого кислорода водород при этом можно предварительно охладить за счет холода конструкций ОЗК, а для снижения температуры компремированного водорода перед его дросселированием можно использовать кислород, кипящий при пониженном давлении (так же, как это делается в наземных криогенных установках).

Изобретение относится к космическим двигательным системам и может использоваться при создании в будущем орбитального заправочного комплекса (ОЗК) или лунной базы. Способ включает доставку на ОЗК воды и получение из неё электролизом водорода и кислорода. Эти газы предварительно охлаждают при контакте с холодной поверхностью ОЗК, затем компримируют и повторно охлаждают, сжижают дросселированием и собирают в виде жидких компонентов топлива. Процессы электролиза воды и компримирования осуществляют поочередно, пневматически изолируя электролизер от получаемых газов. При компримировании сначала сжимают водород электрохимическим способом, а затем этим водородом сжимают кислород. После сжижения кислорода использованный для его компримирования водород перед дросселированием охлаждают полученным жидким кислородом до температуры ниже температуры инверсии при данном давлении. Техническим результатом изобретения является повышение технологичности производства жидкого ракетного топлива, увеличение срока его хранения на ОЗК с повышением надежности и ресурса ОЗК в целом.

Способ производства жидкого ракетного топлива в космосе, включающий доставку воды на орбитальный комплекс с Земли, ее разложение электротоком с раздельным получением водорода и кислорода, предварительное охлаждение этих газов при контакте с холодной поверхностью конструкции орбитального комплекса, компримирование водорода и кислорода с их повторным охлаждением тем же способом, сжижение этих газов путем дросселирования и сбор полученных жидких компонентов топлива, отличающийся тем, что процессы электролиза воды и компримирования полученных при этом водорода и кислорода осуществляют поочередно, пневматически изолируя электролизер от полученных газов, при этом компримируют водород и кислород последовательно - сначала электрохимическим способом сжимают водород, а затем этим водородом сжимают кислород, причем после сжижения кислорода использованный для его компримирования водород перед дросселированием охлаждают полученным жидким кислородом до температуры ниже температуры инверсии при данном давлении.