СИСТЕМА ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ КРИОГЕННЫХ КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА АМПУЛИЗИРОВАННОЙ РАКЕТЫ ШАХТНОГО БАЗИРОВАНИЯ Российский патент 2023 года по МПК F17C13/00 B64G5/00 

Изобретение относится к области криогеники и может быть использовано в качестве системы термостатирования криогенных компонентов топлива в баках ампулизированной ракеты шахтного базирования.

Альтернативой токсичным компонентам ракетного топлива в составе гептил и азотный тетраоксид является сжиженный природный газ (СПГ) в паре с жидким кислородом. Это обусловлено низкими коксообразующими свойствами СПГ, а также более высокими. тяговыми характеристиками двигателя, работающем на компонентах жидкий кислород - СПГ, по сравнению с двигателем, использующим топливную пары кислород-керосин.

Серьезным недостатком топлива СПГ - жидкий кислород является низкая температура кипения: кислород - 90 К, СПГ - 110 К.

В период становления РВСН применение жидкого кислорода не нашло широкого применения, так как не обеспечивало выполнения требований к боевой готовности ракетных комплексов по причине невозможности длительного хранения низкокипящих компонентов в баках ракет: В настоящее время, с ростом масштабов отрицательного воздействия на природу военной деятельности, проблема применения криогенных компонентов ракетного топлива в боевых ракетах становится весьма актуальной.

Решению этой проблемы способствуют достижения в области криогенной техники, в том числе криогенных холодильных машин, теплоизоляции и энергетики.

В открытой печати не удалось найти информацию о системах термостатирования криогенных компонентов топлива в баках ампулизированной (находящейся в герметичном пусковом контейнере) ракеты, установленной в ШПУ (шахтной пусковой установке).

Для термостатирования ракет космического назначения широко применяются системы термостатирования, которые работают по разомкнутому циклу, забирая воздух из окружающей среды [С.А. Бигун. Методические основы проектирования стационарных систем термостатирования ракет космического назначения на низко- и высококипящих компонентах топлива. Журнал: "Холодильная техника и технология". Том: 53,№: 6,: 2017 г. с: 39-44).]. При этом воздух выступает в качестве доступного и неограниченного по количеству рабочего тела. Пройдя подготовку (очистка, осушка, охлаждение), термостатирующий воздух подается в термостатируемый объем и удаляется в атмосферу.

Общим признаком этого аналога с предлагаемым устройством является использование атмосферного воздуха для термостатирования ракеты. Для ампулизированных ракет такая система непригодна по ряду причин. Во-первых, для охлаждения бака с жидким кислородом (температура кипения 90 К) требуется охлаждающий воздух с температурой на 5…10 градусов ниже, что на практике реализовать сложно. Во-вторых, вследствие незначительной теплоемкости газообразного воздуха необходимы большие расходы атмосферного воздуха, что потребует громоздкой системы очистки и осушки а также мощных вентиляторов, что также осложняет ее применение для комплексов, несущих дежурство.

Известно техническое решение, в котором рассмотрен вопрос долговременного хранения криогенных жидкостей: сжиженного природного газа и жидкого кислорода [Патент RU 2 649 510 С2 МПК, F17C 3/00, 2016.07.25. Комплекс долговременного хранения и использования криогенных компонентов топлива]. В указанной системе термостатирование обеспечивается за счет работы криогенных машин Стерлинга, расположенных вне хранилища. Пары криогенных компонентов засасываются из газовой полости емкости в конденсатор криогенной машины Стерлинга, где охлаждаются и сжижаются, после чего сливаются обратно в емкость. Этот аналог совпадает с предлагаемым изобретением по таким признакам как использование теплоты испарения компонента для поглощения теплоизбытков и применение криогенной холодильной машины. Основным недостатком такого решения, ограничивающим его применение для ампулизированных ракет, является наличие непрерывно функционирующих коммуникаций между баками ракеты и внешним объемом (требуется дополнительная плата разъема). Кроме того, отсутствие тепловой емкости в тепловой цепи между холодильником и объектом термостатирования снижает надежность системы в случае перебоев в работе холодильника (в том числе и энергоснабжения).

Также известна система термостатирования жидкого компонента ракетного топлива двигательной установки космического объекта [Смоленцев А.А., Соколов Б.А., Туманин Е.Н. Длительное хранение жидкого кислорода в баке объединенной двигательной установки орбитального корабля «Буран» // Журнал «Космическая техника и технологии» №3/2013, с 46 - 56.

Основные элементы предлагаемой системы: топливный бак, контур циркуляции теплоносителя, в который входят термоэлектрический холодильник, тепловой аккумулятор, теплообменники, радиатор-охладитель, обеспечивающий отвод тепла в космическое пространство.

Термостатирование топлива осуществляется термоэлектрическим холодильником, холодная коммутационная пластина которого имеет тепловой контакт с наружной поверхностью бака. Таким образом, холодная пластина холодильника фактически является теплообменником, поглощающим тепло от стенок бака. Далее тепло отводится горячей стороной холодильника в теплообменник, в котором циркулирует теплоноситель. Теплоноситель отдает тепло в тепловой аккумулятор, который связан теплопроводом с радиатором-охладителем, отдающим тепло в космическое пространство.

Полезный эффект устройства обусловлен тем, что для некоторых компонентов топлива двигательных установок космических аппаратов температура хранения должна быть ниже, чем температура топлива при подаче его в двигательную установку. В частности для перекиси водорода температура компонента на входе в двигатели, должна быть 25°С, а при хранении минус 0,89°С.

Температура хранения обеспечивается за счет работы холодильника, а при работе двигательной установки холодильник выключен, требуемая температура топлива обеспечивается аккумулятором. Общими признаками данного аналога с заявляемым устройством является то, что теплообменник, поглощающий тепло от топлива (в данном случае холодная коммутационная пластина), размещен вне бака.

Для системы термостатирования компонентов в баках ракеты с ЖРД, работающем на СПГ и жидком кислороде, такая конфигурация системы неприемлема по ряду причин:

- энергетическая эффективность термоэлектрических холодильников значительно ниже эффективности других типов холодильных машин, особенно при значительных перепадах температур (для термостатирования криогенного топлива этот перепад составляет около 200 К). Такие холодильники целесообразно применять для охлаждения небольших объектов;

- отвод тепла от стенок бака возможен только при работающем холодильнике. Для термостатирования компонентов, хранящихся при температуре незначительно ниже температуры кипения (для кислорода 90 К) сбой в работе холодильника или повышение тепловыделения может привести к экстремальному повышению давления в баке.

В системе охлаждения криогенного компонента жидким азотом [Хлыбов В.Ф. Основы теории и разработки заправочного оборудования и систем термостатирования. Учебник. М: РВСН, 1994. 276 с.] компонент жидкого ракетного топлива циркулирует по замкнутому контуру через змеевик, расположенный в емкости с жидким азотом. Недостатком этой системы является наличие непрерывно функционирующих коммуникаций между баками ракеты и внешним объемом. Признаком этого аналога, совпадающего с предлагаемым устройством является использование теплоты испарения внешнего хладагента для термостатирования топлива. Недостатком является и то, что компонент циркулирует за пределами бака ракеты, что приводит к завышению его объема при заправке.

В системе термостатирования криогенного топлива [Патент RU2225810C2, МПК B64G 1/50.2004-03-20 Система термостатирования жидкого компонента ракетного топлива двигательной установки космического объекта.] предлагается использование холодильной машины, охлаждающей теплоноситель, циркулирующий по теплообменнику (змеевику), размещенному в баке с топливом. Недостатком такой схемы, кроме недостатка, отмеченного в предыдущей системе, является наличие теплообменника внутри бака, что утяжеляет массу конструкции ракеты.

Общими признаками приведенного выше устройства и предлагаемого, являются такие признаки, как наличие холодильной машины и промежуточного теплоносителя, циркулирующего в контуре теплообменника. Указанная система принята в качестве ближайшего аналога.

Технический результат, который достигается при осуществлении предлагаемого технического решения, заключается в обеспечении длительного хранения ампулизированной ракеты шахтного базирования с криогенными компонентами топлива, в том числе и при перебоях в системе энергоснабжения.

Результат достигается размещением на внутренней поверхности герметичного пускового контейнера теплообменника, по магистралям которого циркулирует жидкий воздух. Жидкий воздух вырабатывается из атмосферного воздуха, ожижителем (установкой для сжижения) воздуха, размещенной в оголовке ШПУ. Для обеспечения бесперебойной подачи жидкого воздуха в теплообменник на выходной магистрали установки для сжижения воздуха перед входом в теплообменник имеется сосуд Дьюара, который фактически является аккумулятором холода.

Жидкий воздух, проходя по магистралям теплообменника, нагревается и испаряется за счет поглощения тепла от стенок баков с криогенным топливом, а также ствола шахты и от оборудования ШПУ и далее удаляется в атмосферу.

Основные элементы системы в составе ШПУ представлены на принципиальной схеме.

Цифрами обозначены:

1 - бак окислителя;

2 - бак горючего;

3 - пусковой контейнер с теплообменником;

4 - теплоизоляция пускового контейнера;

5 - ствол шахты;

6 - магистраль подачи атмосферного воздуха;

7 - установка для ожижения воздуха;

8 - магистраль выхода жидкого воздуха;

9 - сосуд Дьюара;

10 - магистраль подачи жидкого воздуха в теплообменник пускового контейнера;

11 - магистраль выхода воздуха из пускового контейнера;

12 - рекуперативный противоточный теплообменник охлаждения атмосферного воздуха;

13 - строительная часть оголовка;

14 - компрессор;

15 - защитное устройство.

Система работает следующим образом. Компрессором 14 атмосферный воздух подается в рекуперативный теплообменник 12, в котором охлаждается встречным потоком холодного воздуха. Далее охлажденный воздух поступает в установку для ожижения воздуха 7. Из установки 7 жидкий воздух поступает по магистрали 8 в сосуд Дьюара 9. Из сосуда Дьюара жидкий воздух под давлением по магистрали 10 подается в теплообменник пускового контейнера 3. Теплообменник пускового контейнера представляет собой цилиндрическую обечайку (это может быть и сам корпус пускового контейнера), выполненную из теплопроводного материала (например, алюминия), к которой приварены магистрали. Магистрали на поверхности пускового контейнера образуют секции, распределяющие поток жидкого воздуха таким образом, чтобы вначале он поступал в зоны размещения баков окислителя (кислорода), а после них в секции, расположенные в зоны размещения баков горючего (СПГ). Поглощая тепло, выделяемое окружающей средой (ствол шахты, защитное устройство), а также тепло, передаваемое корпусу ракеты по тепловым мостам (опоры, система амортизации, кабельная сеть), тепловыделения приборов на борту, жидкий воздух испаряется и по магистрали выхода воздуха из пускового контейнера 11 подается из шахты в оголовок 13. Температура воздуха на выходе из теплообменника пускового контейнера 3 близка к температуре кипения СПГ (110 К). При нагреве этого воздуха в рекуперативном противоточном теплообменнике 12 от 110 К до 270 К, один килограмм этого воздуха поглотит от встречного потока атмосферного воздуха около 160 кДж тепла (теплоемкость воздуха равна примерно одному кДж/(кг⋅К)). Таким образом, этот воздух имеет запас холода, около 80% от теплоты испарения воздуха (200 кДж/кг). Т.е. наличие противоточного теплообменника 12 позволит значительно снизить энергопотребление установки для сжижения воздуха. Включение и выключение установки для ожижения воздуха осуществляется по сигналам датчика уровня, установленного в сосуде Дьюара.

Как показывают приближенные расчеты при автономной работе ШПУ (при отключении внешнего энергоснабжения) сосуд Дьюара объемом около 300 литров обеспечит термостатирование топлива ракеты с массогабаритными характеристиками, аналогичными ракете УР-100 более трех суток.

Дополнительным положительным эффектом применения системы является возможность заправки сосуда Дьюара только в ночное время, в период провала графика электрической нагрузки, что обеспечит значительную экономию электроэнергии. Учитывая, что современные установки для ожижения воздуха выходят на режим менее, чем за четверть часа, это вполне реализуемо

Были проведены приближенные расчеты по определению основных характеристик системы: расхода жидкого воздуха и мощности, затрачиваемой на привод установки для ожижения воздуха.

Расход жидкого воздуха зависит от мощности теплопритоков в теплообменник. Поскольку процесс теплообмена топлива в баках ракеты с окружающей средой при дежурстве аналогичен процессам, происходящим в криогенных хранилищах, укрупнено мощность тепловых потерь может быть определена из опыта эксплуатации хранилищ жидкого кислорода. При хранении криогенного топлива в хранилище стабильность его температуры обеспечивается за счет испарения части топлива. В предлагаемой системе эту функцию выполняет жидкий воздух, циркулирующий в теплообменнике.

По результатам испытаний ракетного комплекса ракеты Р-9 (ракета 8К75) суточные потери кислорода от испарения составляют 0,05-0,2% [Ракетный комплекс межконтинентальной баллистической ракеты Р-9. Глобальная ракета ГР-1. Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева 1946-1996. Королев: Ракет. - косм. корпорация "Энергия", 1996. - 670, с.], что не превышает 0,0084% час.

Близкое значение потерь имеет железнодорожная криогенная цистерна 8Г513 производства ОАО «Уралкриомаш». Ее основные характеристики: масса жидкого кислорода 36 тонн, суточные потери 0,26…0,3%, что составляет менее 0,013% в час

Принимаются среднее значение потерь - 0,01% в час. Для бака, заправленного 30 тоннами кислорода, это соответствует 3 кг кислорода.

Т.е. для бака, заправленного 30 тоннами кислорода, средняя производительность установки для ожижения воздуха должна составлять 3 кг/час или 0,833×10^-3 кг/с. При удельной теплота испарения кислорода 217 кДж/кг, мощность теплового потока, необходимого для испарения такого расхода кислорода составит: 0,833 10^-3 кг/с × 217 кДж/кг ≈0,18 кВт.

Проводим приближенную оценку тепловой нагрузки на пусковой контейнер исходя из теплообмена между пусковым контейнером и окружающей средой.

Предполагается, что основной внешней тепловой нагрузкой на пусковой контейнер является тепловой поток на его верхнюю торцовую поверхность со стороны защитного устройства. Это обусловлено тем, что эта поверхность при пуске должна удаляться, и в этом случае применение вакуум-порошковой изоляции (как в криогенной цистерне 8Г513 может оказаться затруднительным). Рассматриваем самый тяжелый случай -считаем, что температура наружной пускового поверхности контейнера равна 320 К. Тогда при толщине теплоизоляции торцевой поверхности пускового контейнера δ из 0,1 м, коэффициенте теплопроводности изоляции δиз=0,01 Вт/(м⋅град) (теплоизолирующее покрытие типа «криогель») из уравнения Фурье определяем плотность теплового потока на верхнюю торцовую поверхность пускового контейнера q_т

q_т=λиз×ΔТ/δиз,

где ΔT - перепад температур между внутренней и внешней температурами торцевой поверхности пускового контейнера ΔT=320-90=230 К.

При приведенных выше исходных данных q_т=23 Вт/м².

При диаметре пускового контейнера 3 м, площадь торцевой поверхности составит около 7 м², а общая мощность теплового потока верхнюю торцовую поверхность пускового контейнера составит 23×7≈162 Вт ≈0,16 кВт.

Таким образом, расход жидкого воздуха через теплообменник около трех кг в час способен обеспечить термостатирование криогенного топлива в ракете с массогабаритными характеристиками аналогичными характеристикам ракеты УР-100.

Мощность установки для ожижения воздуха определяется исходя из характеристик серийных ожижителей воздуха.

Удельный расход энергии на сжижение воздуха с помощью машины фирмы Филипс составляет около одного кВт⋅ч/кг. При каскадном методе сжижения расход энергии составляет 0,539 кВт⋅ч/кг.

Принимаем худший случай. Тогда мощность, потребляемая установкой для ожижения воздуха при производительности 3 кг в час, составит около 3 кВт.

В случае работы установки только в период провала суточного графика электрической нагрузки (6 часов), мощность должна быть увеличена в 4 раза.

Изобретение относится к области криогеники и может быть использовано в качестве системы термостатирования криогенных компонентов топлива в баках ампулизированной ракеты шахтного базирования. Система включает в себя пусковой контейнер 3, установленный в стволе 5 шахтной пусковой установки, в котором размещена ракета с несущими баками 1 и 2 с криогенным топливом. На внутренней поверхности пускового контейнера размещен теплообменник, в магистралях которого циркулирует теплоноситель - жидкий воздух, который подается в магистрали контейнера из сосуда Дьюара 9. Запас жидкого воздуха в сосуде Дьюара 9 создается за счет работы установки ожижения воздуха 7. Сосуд Дьюара 9 и установка ожижения воздуха 7 расположены в оголовке пусковой установки 13. Наружная поверхность контейнера покрыта слоем теплоизоляции 4. Технический результат предлагаемого устройства - обеспечение длительного хранения криогенных компонентов топлива в баках ракеты шахтного базирования без дозаправки. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Система термостатирования криогенных компонентов ракетного топлива ампулизированной ракеты шахтного базирования, установленной в герметичном пусковом контейнере, включающая в себя теплообменник и источник холода, отличающаяся тем, что теплообменник размещен на внутренней поверхности пускового контейнера, внешняя сторона которого покрыта слоем теплоизоляции, причем в качестве источника холода применяется установка ожижения воздуха, линия выдачи жидкого воздуха этой установки гидравлически связана с заправочной горловиной сосуда Дьюара, штуцер выдачи жидкого воздуха сосуда Дьюара соединен с теплообменником, а выпускная магистраль теплообменника соединена с выходом воздуха в атмосферу.

2. Система по п. 1, отличающаяся тем, что входная магистраль, соединяющая установку ожижения воздуха с атмосферой, проходит через противоточный теплообменник, соединенный с выпускной магистралью теплообменника.