Способ хранения жидкого криогенного компонента топлива в баке окислителя космического объекта Российский патент 2024 года по МПК B64G1/50 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в других областях техники, где возможна эксплуатация емкостей при криогенных температурах.

При эксплуатации космических объектов, в том числе ракетных разгонных блоков, использующих криогенные компоненты топлива, предъявляются повышенные требования к температурному режиму на входе в двигатель в течение всего времени полёта. Особенно эти требования актуальны для космических объектов, работающих длительное время в космических условиях. Повышение температуры криогенного компонента топлива выше допустимого значения приводит к ряду проблем, в частности к потере компонента на испарение, к увеличению толщины стенки бака за счёт повышенного давления, созданию агрегатов питания двигателя с широким диапазоном входных давлений, усложнению их наземной отработки и пр., что в целом снижает массу выводимого полезного груза, понижает эффективность использования космических объектов, двигательные установки которых работают на криогенных компонентах топлива. Всё это в итоге приводит к удорожанию космических объектов.

Известен способ хранения жидкого компонента ракетного топлива в баке космического объекта криогенного топлива в полёте («Основы теории и расчёта жидкостных ракетных двигателей». Под редакцией В.М. Кудрявцева. М., Высшая школа, 1993 г., кн. 1, стр. 133), заключающийся в обеспечении термостатирования жидкого криогенного компонента путём конденсации паров испарившегося компонента топлива в рефрижераторе и возврате сконденсированной фазы обратно в бак. Недостатком приведённого способа является то, что хранение жидкого криогенного компонента в баке осуществляется на верхнем температурном диапазоне при кипении криогенной жидкости и образовании паров кипящей жидкости и последующей их конденсации в рефрижераторе.

Такой способ не обеспечивает требуемой для маршевого двигателя диапазон температур жидкого кислорода, возможно появление газовых включений в объём жидкости в баке, в том числе на входе в заборную полость, что приводит к аварии, сложен в реализации и энергетически затратен.

Известен способ хранения жидкого ракетного топлива двигательной установки космического объекта, включающий размещение компонента топлива в баке внутри космического объекта, по которому термостатирование бака с компонентом топлива осуществляется в двух разных непересекающихся температурных диапазонах, патент RU 2222479, опубл. 27.01.2004, МПК: B64G 1/50 (2000.01), F02K 9/42 (2000.01), B01L 7/00 (2000.01), F01P 7/12 (2000.01), F01P 7/16 (2000.01).

Недостатком данного способа является то, что хранение жидкого компонента топлива осуществляется в нижнем диапазоне температуры, близкой к температуре плавления компонента, а рабочая температура обеспечивается путём нагрева с доведением до максимально возможной для конкретного двигателя (20±1°С). Предложенный способ реализуем для монокомпонента - пероксид водорода, у которого тройная точка при 100% концентрации равна минус 0,42°С. (Жидкие ракетные топлива. В.Н. Зрелов, Е.П. Серегин. М.: Химия, 1975, с. 240).

Известен способ хранения жидкого криогенного компонента топлива в баке окислителя космического объекта, включающий размещение жидкого криогенного компонента топлива в баке окислителя космического объекта, размещение в нижней части бака окислителя газообразного гелия в баллонах высокого давления, погруженных в жидкий криогенный компонент топлива, размещение теплообменника в баке окислителя, заполнение газообразным гелием контура его циркуляции с холодильником и теплообменником, термостатирование бака окислителя с жидким криогенным компонентом топлива путем принудительной циркуляции газообразного гелия в контуре его циркуляции в направлении от теплообменника к холодильнику (Научно-технический журнал «Космическая техника и технологии. 2013, № 3, статья «Длительное хранение жидкого кислорода в баке объединенной двигательной установки орбитального корабля «Буран», стр. 52-55). Данное техническое решение принято за прототип.

По приведённому способу термостатирование криогенного компонента в баке осуществляется за счёт циркуляции теплоносителя (например, газообразного гелия), осуществляемой нагнетателем в контуре между холодильником холодильной машины и теплообменником в баке окислителя.

Недостатком приведённого способа является то, что термостатирование жидкого кислорода осуществляется в нерегулируемом диапазоне температур, требуемом для нормальной работы маршевого двигателя.

Задачей изобретения является увеличение срока хранения жидкого криогенного компонента топлива в баке окислителя космического объекта в требуемом его температурном диапазоне в заборной полости.

Техническим результатом изобретения является увеличение времени хранения жидкого криогенного компонента топлива в баке окислителя и обеспечение требуемого для маршевого двигателя диапазона температур жидкого кислорода за счёт принудительной циркуляции холодного газообразного гелия в направлении от холодильника холодильной машины в теплообменник бака окислителя.

Технический результат достигается за счёт того, что в способе хранения жидкого криогенного компонента топлива в баке окислителя космического объекта, включающим размещение жидкого криогенного компонента топлива в баке окислителя космического объекта, размещение в нижней части бака окислителя газообразного гелия в баллонах высокого давления, погруженных в жидкий криогенный компонент топлива, размещение теплообменника в баке окислителя, заполнение газообразным гелием контура его циркуляции с холодильником и теплообменником, термостатирование бака окислителя с жидким криогенным компонентом топлива путем принудительной циркуляции газообразного гелия в контуре его циркуляции, при этом перед заполнением газообразным гелием контура его циркуляции снижают давление газообразного гелия до требуемого значения, принудительную циркуляцию гелия осуществляют в направлении от холодильника к входу в теплообменник бака окислителя контура циркуляции газообразного гелия, при этом термостатирование бака окислителя с жидким криогенным компонентом топлива осуществляют в процессе полёта космического объекта при достижении максимальной эксплуатационной температуры жидкого криогенного компонента топлива, определяемой кавитационными характеристиками гидравлического тракта жидкостного ракетного двигателя космического объекта, причём при достижении температуры газообразного гелия на выходе из теплообменника бака окислителя ниже температуры жидкого криогенного компонента топлива в баке окислителя в заборной полости термостатирование прекращают.

Сущность изобретения заключается в следующем. Термостатирование бака окислителя с жидким криогенным компонентом топлива осуществляют путём принудительной циркуляции газообразного гелия от холодильной машины в теплообменник бака окислителя при достижении максимальной эксплуатационной температуры жидкого криогенного компонента в заборной полости.

Сущность изобретения поясняется чертежом (фиг. 1), на котором изображена принципиальная схема устройства для реализации предложенного способа хранения жидкого криогенного компонента топлива в баке окислителя космического объекта.

На фиг. 1 приняты следующие обозначения:

1 - бак окислителя;

2 - баллоны высокого давления;

3 - контур циркуляции газообразного гелия;

4 - теплообменник бака окислителя 1;

5 - холодильник;

6 - холодильная машина;

7 - электропневмоклапан;

8 - редуктор;

9 - нагнетатель;

10 - вход в теплообменник 4;

11 - выход из теплообменника 4;

12 - датчик температуры;

13 - заборная полость;

14 - маршевый двигатель (жидкостный ракетный двигатель);

15 - датчик температуры газообразного гелия на выходе из теплообменника 4 бака окислителя 1.

Способ хранения жидкого криогенного компонента топлива в баке окислителя 1 космического объекта включает размещение жидкого криогенного компонента топлива в баке окислителя 1 космического объекта, размещение в нижней части бака окислителя 1 газообразного гелия в баллонах 2 высокого давления, погруженных в жидкий криогенный компонент топлива, размещение теплообменника 4 в баке окислителя 1, снижение давления газообразного гелия до требуемого значения, заполнение газообразным гелием контура его циркуляции 3 с холодильником 5 и теплообменником 4, термостатирование бака окислителя 1 с жидким криогенным компонентом топлива путём принудительной циркуляции газообразного гелия в контуре его циркуляции 3, состоящего из баллонов высокого давления 2 с газообразным гелием, теплообменника 4, бака окислителя 1, холодильника 5 холодильной машины 6, электропневмоклапана 7, редуктора 8 и нагнетателя 9. Для термостатирования жидкого криогенного компонента топлива сначала открывают электропневмоклапан 7, причём при прохождении газообразного гелия 5 высокого давления через редуктор 8 снижают давление газообразного гелия до требуемого значения, принудительную циркуляцию гелия осуществляют в направлении от холодильника 5 холодильной машины 6 к входу 10 в теплообменник 4 бака окислителя 1 контура циркуляции газообразного гелия 3. Термостатирование бака окислителя 1 с жидким криогенным компонентом топлива осуществляют в процессе полёта космического объекта при достижении максимальной эксплуатационной температуры жидкого криогенного компонента топлива по датчику температуры 12 в заборной полости 13, определяемой кавитационными характеристиками гидравлического тракта жидкостного ракетного двигателя (маршевого двигателя 14) космического объекта, причём при достижении температуры газообразного гелия на выходе 11 из теплообменника 4 бака окислителя 1, измеренной с помощью датчика температуры 15, ниже температуры жидкого криогенного компонента топлива в баке окислителя 1, измеренной датчиком температуры 12, термостатирование прекращают.

Способ реализуется в следующей последовательности действий.

1) Размещают жидкий криогенный компонент топлива (например, кислород) в баке окислителя 1 космического объекта путем его заправки в наземных условиях и термостатируют в составе ракеты-носителя до минимальной температуры кислорода 78 К (минус 195°С);

2) размещают в нижней части бака окислителя 1 газообразный гелий в баллонах высокого давления 2, погруженных в жидкий криогенный компонент топлива, путем его заправки с температурой на входе 123 К (минус 150°С). Гелий в баллонах 2 охлаждается за счёт теплообмена с жидким криогенным компонентом топлива (например, кислородом) и приобретает его температуру 78 К (минус 195°С). Наземными средствами заправки давление гелия в баллоне 2 доводят до максимального значения, равного 200 кгс/см;

3) размещают теплообменник 4 в баке окислителя 1;

4) снижают давление газообразного гелия до требуемого значения, определяемого техническими условиями на используемую арматуру 7, 8, нагнетатель 9 контура циркуляции газообразного гелия 3 (например, до давления 50 атм);

5) заполняют газообразным гелием контур его циркуляции 3 с холодильником 5 и теплообменником 4, для чего по показанию датчика температуры 12 в заборной полости 13 на входе в маршевый двигатель 14 открывают электропневмоклапан 7 и через редуктор 8 заполняют газообразным гелием из баллонов высокого давления 2 холодильник 5 холодильной машины 6, теплообменник 4 и нагнетатель 9 до требуемого давления, равного 50 атм, соответствующего давлению управления электроклапанами космического объекта. Таким образом, обеспечивается требуемый диапазон температуры жидкого кислорода;

6) осуществляют термостатирование бака окислителя 1 с жидким криогенным компонентом топлива путём принудительной циркуляции газообразного гелия в контуре его циркуляции 3 в направлении от холодильника 5 к входу в теплообменник 4 бака окислителя 1 контура циркуляции газообразного гелия 3 в процессе полёта космического объекта при достижении максимальной эксплуатационной температуры жидкого криогенного компонента топлива, определяемой кавитационными характеристиками гидравлического тракта жидкостного ракетного двигателя (маршевого двигателя 14) космического объекта. При достижении максимальной эксплуатационной температуры криогенного компонента топлива в баке окислителя 1, фиксируемой датчиком температуры 12 заборной полости 13, включают холодильную машину 6 с нагнетателем 9 контура циркуляции газообразного гелия 3. Газообразный гелий охлаждается в холодильнике 5 холодильной машины 6 и поступает на вход 10 в теплообменник 4 бака окислителя 1 с жидким криогенным компонентом топлива (например, жидким кислородом), проходит теплообменник 4, снимает тепло жидкого кислорода, и поступает на вход в нагнетатель 9;

7) прекращают термостатирование путём выключения холодильника 5 холодильной машины 6 и нагнетателя 9 при достижении температуры газообразного гелия на выходе 11 из теплообменника 4 бака окислителя 1 ниже температуры жидкого криогенного компонента топлива в баке окислителя 1, зафиксированной по датчику температуры 12 в заборной полости 13.

Реализацию предложенного способа хранения жидкого криогенного компонента топлива в баке окислителя 1 космического объекта рассмотрим на примере разгонного блока с ракетным маршевым двигателем 17Д12 14 (завод-изготовитель Воронежский механический завод) тягой 8000 кг, с баком окислителя 1 с жидким криогенным компонентом топлива (например, кислородом по ГОСТ 6331-78, сорт 2) с площадью внутренней поверхности 23 м² с теплоизоляцией марки ЭВТИ ОСТ 92-1380-83, обеспечивающей к жидкому кислороду в баке 1 тепловой поток в космических условиях, по результатам экспериментов 35 ккал/ч, который идёт на нагрев жидкого кислорода в баке окислителя 1. Компенсация этого удельного теплового потока осуществляется теплоотводом путём подачи холодного газообразного гелия (ТУ 0271-135-31323949-2005) в теплообменник 4 бака окислителя 1 от холодильника 5 холодильной машины 6 (микрокриогенная система с комбинированным циклом МСКЦ - 130/90, изготовитель «НТК «Криогенная техника», г. Омск) в контур циркуляции газообразного гелия 3.

После старта разгонного блока с ракетным маршевым двигателем 17Д12 14 в период длительного нахождения в космическом пространстве жидкий кислород в баке окислителя 1 прогревается из-за внешнего теплового потока, вызванного солнечным излучением и альбедо Земли.

Для питания указанного маршевого двигателя 14 необходимо обеспечить требуемый диапазон температур жидкого кислорода от 78 К до 96 К, контролируемый по датчику температуры 12 в заборной полости 13. Максимальное значение температуры жидкого кислорода определяется кавитационными характеристиками агрегатов указанного маршевого двигателя 14 РБ, в частности их напорными характеристиками, давлением в баке окислителя 1 и пр. Для примера рассмотрен теплообменник 4 трубчатой конструкции омегообразного профиля СТП 351-10-84 л. 116 №113153, выполненный из материала АМГ-2 ОСТ 1-92067-78, диаметром проходного сечения 12 мм в баке окислителя 1 РБ контура циркуляции холодного газообразного гелия 3.

Теплообменник 4, как вариант, механически или при помощи пайки прикреплён к внутренней поверхности бака 1 равномерно по всей его поверхности с межтрубным расстоянием 200 мм. Теплообменник заполняют газообразным гелием из баллонов высокого давления 2 путем открытия электропневмоклапана 7, через редуктор 8 с требуемым давлением равным 50 атм, равным давлению управления клапанами космического объекта. Циркуляцию гелия в контуре термостатирования гелия 3 осуществляют включением нагнетателя 9, подают гелий на вход 10 в теплообменник 4, из выхода 11 теплообменника 4 газообразный гелий поступает на вход нагнетателя 9.

Перепад температур ΔΤ между температурой газообразного гелия в теплообменнике 4 и жидким кислородом в баке 1 можно записать как

где q - величина космического теплового потока, принята равной 35 ккал/ч при площади внутренней поверхности бака 23 м²; α - коэффициент теплоотдачи холодного газообразного гелия к внутренней поверхности теплообменника 4; f₁ - площадь внутренней поверхности при диаметре 12 мм и длине 50 м составляет 1,6 м ; λ - коэффициент теплопроводности жидкого кислорода; δ - расстояние между трубками теплообменника на баке равно 200 мм (выбрано из конструктивных и технологических соображений), f₂ - площадь эффективной внешней поверхности теплообменника 4 с учётом поверхности бака составила - 10 м².

Названные исходные данные соответствуют испытаниям РБ с маршевым двигателем 17Д12 14 в ПАО «РКК «Энергия».

Коэффициент теплоотдачи внутри теплообменника 4 вычислялся по средним параметрам по уравнению Nu_x=0,021 Rei⁸ Рт£⁴³(Рг_ж /Рг_с) (М.А. Михеев, И.М. Михеева. Основы теплопередачи. М. Энергия. 1973. С. 84), теплофизические характеристики газообразного гелия взяты из Справочника по теплофизическим свойствам газов и жидкостей, издание второе. М.: Главная редакция физико-математической литературы. 1972. с. 521-536, а жидкого кислорода - из справочника теплофизические характеристики газообразного гелия и жидкого кислорода брались из «Справочника по физико-техническим основам глубокого охлаждения» под редакцией проф. Малкова М.П., М.: Государственное энергетическое издательство. 1963. 416 с.

Как следует из расчетов при принятых исходных данных, перепад температур между жидким кислородом и газообразным гелием составляет 3°С и достаточен для снятия внешнего теплового потока через поверхность бака 1. В примере рассматривался конкретный маршевый двигатель 14 17Д12, у которого максимальная эксплуатационная температура жидкого кислорода в соответствии с техническими условиями равна 96 К (минус 177°С), минимальная 78 К (минус 195°С).

При достижении максимальной эксплуатационной температуры жидкого кислорода равной 96 К (минус 177°С) по датчику температуры 12 в баке окислителя 1 (элемент чувствительный ТЭП012-05 БЫ6.036.012 ТУ) в заборной полости 13 жидкого кислорода в маршевый двигатель 14, включают холодильник 5 холодильной машину бис помощью нагнетателя 9 осуществляют циркуляцию холодного гелия в контуре циркуляции газообразного гелия 3. При достижении температуры холодного гелия на выходе 15 (элемент чувствительный ТЭПО12-05 БЫ6.036.012 ТУ) из теплообменника 4 контура циркуляции газообразного гелия 3 равной 93 К нагнетатель 9, холодильник 5 холодильной машины 6 выключают и прекращают подачу холодного гелия в контур циркуляции газообразного холодного гелия 3.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, в частности к способам хранения жидкого криогенного компонента топлива в баке окислителя космического объекта. Для хранения жидкого криогенного компонента топлива в баке окислителя устанавливают теплообменник и газообразный гелий в баллонах высокого давления, погруженных в жидкий криогенный компонент топлива. Заполняют газообразным гелием контур его циркуляции с холодильником и теплообменником. Осуществляют термостатирование бака окислителя с жидким криогенным компонентом топлива путем принудительной циркуляции газообразного гелия в контуре его циркуляции. Перед заполнением газообразным гелием контура его циркуляции снижают давление газообразного гелия до требуемого значения, принудительную циркуляцию гелия осуществляют в направлении от холодильника к входу в теплообменник бака окислителя контура циркуляции газообразного гелия. При этом термостатирование бака окислителя с жидким криогенным компонентом топлива осуществляют в процессе полета космического объекта при достижении максимальной эксплуатационной температуры жидкого криогенного компонента топлива, определяемой кавитационными характеристиками гидравлического тракта жидкостного ракетного двигателя космического объекта. При достижении температуры газообразного гелия на выходе из теплообменника бака окислителя ниже температуры жидкого криогенного компонента топлива в баке окислителя термостатирование прекращают. Достигается увеличение времени хранения жидкого криогенного компонента топлива в баке окислителя и обеспечение требуемого для маршевого двигателя диапазона температур жидкого кислорода. 1 ил.

Способ хранения жидкого криогенного компонента топлива в баке окислителя космического объекта, включающий размещение жидкого криогенного компонента топлива в баке окислителя космического объекта, размещение в нижней части бака окислителя газообразного гелия в баллонах высокого давления, погруженных в жидкий криогенный компонент топлива, размещение теплообменника в баке окислителя, заполнение газообразным гелием контура его циркуляции с холодильником и теплообменником, термостатирование бака окислителя с жидким криогенным компонентом топлива путем принудительной циркуляции газообразного гелия в контуре его циркуляции, отличающийся тем, что перед заполнением газообразным гелием контура его циркуляции снижают давление газообразного гелия до требуемого значения, принудительную циркуляцию гелия осуществляют в направлении от холодильника к входу в теплообменник бака окислителя контура циркуляции газообразного гелия, при этом термостатирование бака окислителя с жидким криогенным компонентом топлива осуществляют в процессе полета космического объекта при достижении максимальной эксплуатационной температуры жидкого криогенного компонента топлива, определяемой кавитационными характеристиками гидравлического тракта жидкостного ракетного двигателя космического объекта, причем при достижении температуры газообразного гелия на выходе из теплообменника бака окислителя ниже температуры жидкого криогенного компонента топлива в баке окислителя термостатирование прекращают.