Способ охлаждения

Авторы патента:


Способ охлаждения
Способ охлаждения
Способ охлаждения

 


Владельцы патента RU 2626881:

СЕНТР НАСЬОНАЛЬ Д'ЭТЮД СПАТЬЯЛЬ СНЕС (FR)
СНЕКМА (FR)

Изобретение относится к области криогенных технологий, в частности к способу охлаждения устройства (3), соединенного с криогенным резервуаром (2) посредством основного подводящего трубопровода (4) для подачи криогенной текучей среды в устройство (3) после охлаждения устройства. В процессе охлаждения криогенную текучую среду вводят в устройство (3) по подводящему трубопроводу (10) охлаждения, который выполнен отдельно от основного подводящего трубопровода (4) и живое сечение которого меньше, чем живое сечение основного подводящего трубопровода (4). Изобретение обеспечивает уменьшение потери напора после охлаждаемого устройства. 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Уровень техники

Настоящее изобретение относится к области криогенной техники, в частности к способу охлаждения устройства, соединенного с криогенным резервуаром по основному подводящему трубопроводу для подачи криогенной текучей среды в указанное устройство после охлаждения устройства.

В области криогенных технологий часто требуется обеспечить охлаждение различных устройств, а точнее их постепенное охлаждение с температуры окружающей среды до низких рабочих температур, присущих криогенной области, с целью предотвращения тепловых ударов. В числе устройств, в которых обычно необходимо осуществлять подобное охлаждение, можно назвать, в частности, криогенные насосы, в частности турбонасосы ракетных двигателей, работающих на ракетном топливе (криогенном жидком ракетном топливе).

Такие устройства обычно охлаждают посредством постепенного контролируемого ввода криогенной текучей среды в подлежащее охлаждению устройство. В уровне техники эту криогенную текучую среду вводят в устройство по тому же основному подводящему трубопроводу, который используется для подачи в устройство криогенной текучей среды после охлаждения устройства.

Однако способ охлаждения посредством ввода криогенной текучей среды по основному подводящему трубопроводу имеет ряд недостатков. Поскольку основной подводящий трубопровод, главным образом, предназначен для расхода криогенной текучей среды, значительно превышающего тот, с которым она вводится в устройство с целью его охлаждения, и, следовательно, имеет живое сечение, которое является относительно большим при его использовании для ввода необходимой для охлаждения криогенной текучей среды, то происходит значительный нагрев этой криогенной текучей среды перед ее вводом в устройство. Указанный недостаток усугубляется в случае охлаждения устройств типа насоса, у которых живое сечение основного выпускного трубопровода меньше, чем живое сечение подводящего трубопровода. Криогенная текучая среда, выходящая из охлаждаемого устройства, находится, по меньшей мере частично, в газообразном состоянии, поскольку она нагревается подлежащими охлаждению массами и тепловыми потоками снаружи. Поэтому важно ограничить потери напора после охлаждаемого устройства, чтобы предотвратить тепловое запирание потока криогенной текучей среды в процессе охлаждения. Однако отведение криогенной текучей среды по основному выпускному трубопроводу, сечение которого меньше сечения подводящего трубопровода, приводит к возрастанию потерь напора за охлаждаемым устройством, что существенно затрудняет осуществление такого отведения.

Цель и сущность изобретения

Изобретение направлено на устранение вышеуказанных недостатков. В частности, оно обеспечивает такой способ охлаждения, который осуществим более просто.

В соответствии с по меньшей мере одним из вариантов осуществления изобретения, указанная цель достигается за счет того, что в процессе охлаждения криогенную текучую среду вводят в подлежащее охлаждению устройство по подводящему трубопроводу охлаждения, который выполнен отдельно от основного подводящего трубопровода для подачи в устройство криогенной текучей среды после охлаждения и живое сечение которого меньше, чем живое сечение основного подводящего трубопровода.

Таким образом, благодаря меньшему живому сечения нагрев указанной криогенной текучей среды перед охлаждаемым устройством ограничивается. Кроме того, указанный подводящий трубопровод охлаждения легко можно сделать устойчивым к воздействию высоких давлений, чтобы упростить осуществление способа охлаждения, поскольку меньшее сечение обеспечивает больше возможностей для контроля давления впуска криогенной текучей среды в этот трубопровод.

В качестве рассматриваемого устройства может быть использован, в частности, насос, например насос ракетного топлива для ракетного двигателя, конкретнее турбонасос. Поскольку подводящие трубопроводы насосов обычно имеют большее сечение и менее устойчивы к воздействию высоких давлений по сравнению с их выпускными трубопроводами, то их охлаждение становится особенно затруднительным из-за опасности теплового запирания и потерь напора за насосом.

Для устранения необходимости в дополнительных источниках криогенной текучей среды можно предусмотреть, чтобы криогенная текучая среда, вводимая в устройство в процессе охлаждения по подводящему трубопроводу охлаждения, поступала тоже из указанного криогенного резервуара. В частности, в соответствии с первым альтернативным решением, упрощающим схему циркуляции криогенной текучей среды и предотвращающим чрезмерное расходование криогенной текучей среды, находящейся в резервуаре, эту криогенную текучую среду можно закачивать из резервуара в устройство по подводящему трубопроводу охлаждения, а возвращать из устройства в резервуар по указанному основному подводящему трубопроводу в направлении, противоположном обычному направлению потока криогенной текучей среды после охлаждения устройства. Поскольку основной подводящий трубопровод имеет большее сечение по сравнению с подводящим трубопроводом охлаждения, подобное изменение направления потока в процессе охлаждения позволяет в значительной степени предотвратить потери напора за устройством при обратном направлении потока криогенной текучей среды в процессе охлаждения. Однако, в частности, чтобы избежать необходимости качать текучую среду в процессе охлаждения, согласно альтернативному варианту основной подводящий трубопровод можно оставить закрытым, а криогенную текучую среду, подаваемую в устройство из криогенного резервуара, удалять затем по сливной линии. В результате этого внутреннее давление в резервуаре может оказаться достаточным для перемещения потока.

В соответствии с еще одним техническим решением, криогенная текучая среда, подаваемая в устройство по подводящему трубопроводу охлаждения, может поступать и из иного источника, нежели криогенный резервуар для подачи криогенной текучей среды в устройство по указанному основному подводящему трубопроводу после охлаждения устройства. В частности, но не исключительно, в такой ситуации подводящим трубопроводом охлаждения может служить основной выпускной трубопровод криогенной текучей среды после охлаждения устройства. При этом в процессе охлаждения криогенную текучую среду можно будет подавать в указанный основной выпускной трубопровод по сливной линии.

Краткое описание чертежей

Сущность и преимущества изобретения станут более понятными по прочтении нижеследующего подробного описания трех вариантов его осуществления, которые представлены здесь в качестве примеров, не имеющих ограничительного характера. Описание приводится со ссылками на приложенные чертежи, где

фиг. 1 - это схема, иллюстрирующая циркуляцию криогенной текучей среды, закачиваемой турбонасосом в контуре подачи криогенного ракетного топлива в ракетный двигатель;

фиг. 2 - схема, иллюстрирующая циркуляцию криогенной текучей среды в том же контуре при охлаждении турбонасоса в соответствии с первым вариантом осуществления;

фиг. 3 - схема, иллюстрирующая циркуляцию криогенной текучей среды в подобном контуре при охлаждении турбонасоса в соответствии со вторым вариантом осуществления;

фиг. 4 схематически иллюстрирует циркуляцию криогенной текучей среды в другом подобном контуре при охлаждении турбонасоса в соответствии с третьим вариантом осуществления.

Подробное раскрытие изобретения

На фиг. 1 частично показан контур 1 для подачи по меньшей мере одного ракетного топлива в ракетный двигатель (не показан). В состав этого контура 1 входят резервуар 2 с указанным ракетном топливом в виде криогенной текучей среды, а также турбонасос 3 для подачи ракетного топлива по контуру 1 из резервуара 2 в по меньшей мере одну камеру сгорания ракетного двигателя. В представленном варианте осуществления ракетным топливом может быть, например, жидкий водород. Для подачи криогенной текучей среды в турбонасос 3 служит основной трубопровод 4, соединяющий этот турбонасос с резервуаром 2. Имеется также основной трубопровод 5 для выпуска криогенной текучей среды из турбонасоса 3, соединяющий турбонасос с камерой сгорания ракетного двигателя. При включении ракетного двигателя в турбине 3а турбонасоса 3 происходит расширение газа, вследствие чего турбонасос приводится в действие и в него из резервуара закачивается криогенная текучая среда. Этот газ может поступать из газогенератора, как в системе питания ракетного двигателя Vulcain®, или же он может быть одним из видов криогенного ракетного топлива после его подогрева и испарения в контуре охлаждения ракетного двигателя (детандерный цикл), как в системе питания ракетного двигателя Vinci®. Таким образом, имеет место последовательное поступление ракетного топлива из резервуара 2 по указанному основному подводящему трубопроводу 4, турбонасосу 3 и указанному основному выпускному трубопроводу 3 в ракетный двигатель.

Однако перед включением ракетного двигателя, во избежание возникновения теплового удара вследствие внезапного поступления криогенной текучей среды, требуется обычно осуществлять постепенное охлаждение некоторых чувствительных компонентов контура 1, и в частности турбонасоса 3, посредством ввода небольшого количества криогенной текучей среды. На фиг. 2 показана циркуляция этой криогенной текучей среды при использовании способа охлаждения в соответствии с первым вариантом осуществления. Этот вариант предусматривает использование подводящего трубопровода 10 охлаждения, живое сечение которого меньше, чем у основного подводящего трубопровода 4, и который соединяет резервуар 2 с турбонасосом 3 параллельно с основным подводящим трубопроводом 4. В подводящем трубопроводе 10 охлаждения установлен насос 11, а в основном выпускном трубопроводе 5 - клапан 12. Как показано на фиг. 2, в процессе охлаждения клапан 12 остается закрытым, при этом насос 11 закачивает небольшое количество криогенной текучей среды в турбонасос 3, который в это время выключен. Указанная криогенная текучая среда циркулирует через турбонасос 3 и основной подводящий трубопровод 4 в направлении, противоположном обычному направлению потока после охлаждения устройства (см. фиг. 1), возвращаясь в резервуар 2. Таким образом, турбонасос 3 и основной подводящий трубопровод 4 охлаждаются той же криогенной текучей средой, которая поступает из резервуара 2. Однако, хотя эта криогенная текучая среда и нагревается охлаждаемыми массами, значительная ее часть регенерируется, так что впоследствии ее по-прежнему можно использовать для подачи в ракетный двигатель. Благодаря обратному направлению потока криогенной текучей среды в процессе охлаждения - от подводящего трубопровода 10 охлаждения с меньшим сечением к основному подводящему трубопроводу 4 с большим сечением - удается предотвратить возникновение явлений теплового запирания и упростить выполнение охлаждения.

На фиг. 3 представлен другой вариант осуществления предлагаемого способа охлаждения. В соответствии с этим вариантом, основной подводящий трубопровод 4 снабжен клапаном 13, а основной выпускной трубопровод 5 соединен со сливной линией 14 через клапан 15, установленный до его клапана 12. С другой стороны, в подводящем трубопроводе 10 охлаждения насос не предусмотрен, имеется только клапан 16. При необходимости охлаждения турбонасоса 3 клапаны 15 и 16 открыты, тогда как клапан 13 основного подводящего трубопровода 4 и клапан 12 основного выпускного трубопровода 5 остаются закрытыми, при этом обеспечивается возможность вытекания небольшого количества криогенной текучей среды из резервуара 2 под действием внутреннего давления в резервуаре 2 через подводящий трубопровод 10 охлаждения, неработающий турбонасос 3, основной выпускной трубопровод 5 и сливную линию 14, ведущую наружу. Таким образом, в рассматриваемом варианте осуществления используемая для охлаждения криогенная текучая среда выталкивается наружу и, таким образом, не может, обычно, повторно использоваться впоследствии для подачи в ракетный двигатель. С другой стороны, для реализации данного варианта осуществления не требуется предусматривать в контуре 1 какие-либо дополнительные подкачивающие средства, поскольку разница давлений внутри и снаружи резервуара 2 достаточна для инициирования потока криогенной текучей среды в целях охлаждения.

На фиг. 4 представлен еще один вариант осуществления предлагаемого способа охлаждения. В соответствии с этим вариантом, используемая для охлаждения криогенная текучая среда поступает не из резервуара 2, а из внешнего источника, соединенного с основным выпускным трубопроводом 5 через сливную линию 14. Таким образом, в данном варианте осуществления подводящий трубопровод 10 охлаждения уже не соединяет турбонасос 3 с резервуаром 2 параллельно с основным подводящим трубопроводом 5, а образован основным выпускным трубопроводом 5. В рассматриваемом здесь варианте осуществления основной подводящий трубопровод 4 соединяется на участке между клапаном 13 и турбонасосом 3, через клапан 18, со второй сливной линией 17. В процессе реализации способа охлаждения в соответствии с этим вариантом осуществления клапаны 12 и 13 остаются закрытыми, в то время как сливная линия 14 соединена с внешним источником криогенной текучей среды, а клапаны 15 и 18 открыты, обеспечивая прохождение небольшого количества криогенной текучей среды в направлении, противоположном обычному направлению потока после охлаждения устройства, от внешнего источника наружу через сливную линию 14, основной выпускной трубопровод 5, турбонасос 3, основной подводящий трубопровод 4 и сливную линию 17.

Хотя настоящее изобретение было описано применительно к конкретным примерам его осуществления, должно быть очевидно, что в них могут быть внесены самые разнообразные изменения при условии, что они не будут выходить за рамки общего объема правовой охраны, определяемого формулой изобретения. Кроме того, можно предусмотреть комбинирование отдельных признаков, свойственных приведенным выше различным вариантам осуществления, в рамках некоторых дополнительных вариантов. Соответственно, описание и чертежи следует рассматривать как имеющие не ограничительный, а иллюстративный характер.

1. Способ охлаждения устройства (3), соединенного с криогенным резервуаром (2) основным подводящим трубопроводом (4) для подачи в устройство (3) криогенной текучей среды после охлаждения устройства,

причем в процессе охлаждения криогенную текучую среду вводят в устройство (3) по подводящему трубопроводу (10) охлаждения, который выполнен отдельно от основного подводящего трубопровода (4) и имеет живое сечение, которое меньше, чем живое сечение основного подводящего трубопровода (4).

2. Способ охлаждения по п. 1, в котором указанное устройство (3) является насосом.

3. Способ охлаждения по п. 2, в котором указанное устройство (3) является турбонасосом.

4. Способ охлаждения по п. 2, в котором указанное устройство (3) является насосом ракетного топлива для ракетного двигателя.

5. Способ охлаждения по п. 1, в котором криогенная текучая среда, в процессе охлаждения вводимая в устройство по подводящему трубопроводу (10) охлаждения, поступает также из указанного криогенного резервуара (2).

6. Способ охлаждения по п. 5, в котором в процессе охлаждения криогенную текучую среду перекачивают из резервуара (2) в указанное устройство (3) по подводящему трубопроводу (10) охлаждения и возвращают из устройства (3) в резервуар (2) по указанному основному подводящему трубопроводу (4) в направлении, противоположном обычному направлению потока криогенной текучей среды после охлаждения устройства.

7. Способ охлаждения по п. 5, в котором в процессе охлаждения основной подводящий трубопровод (4) оставляют закрытым, а криогенную текучую среду вводят в устройство (3) из криогенного резервуара (2) и затем удаляют через сливную линию (14).

8. Способ охлаждения по п. 1, в котором криогенная текучая среда, вводимая в устройство (3) по подводящему трубопроводу (10) охлаждения, поступает из иного источника, нежели резервуар (2) для подачи криогенной текучей среды, в устройство (3) по указанному основному подводящему трубопроводу (4) после охлаждения устройства.

9. Способ охлаждения по п. 1, в котором подводящим трубопроводом (10) охлаждения служит основной выпускной трубопровод (5) после охлаждения устройства.

10. Способ охлаждения по п. 9, в котором в процессе охлаждения криогенную текучую среду вводят в указанный основной выпускной трубопровод (5) по сливной линии (17).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, парогазогенератор, турбонасосный агрегат, включающий в себя насос окислителя, насос горючего, насос воды, турбину, вход которой сообщается с выходом из тракта охлаждения, а выход - с форсуночной головкой, дополнительную турбину, при этом выход парогазогенератора сообщается с входом дополнительной турбины, а на выходе дополнительной турбины установлена выхлопная труба, в выходной части которой расположено сопло.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), содержащий камеру, газогенератор, агрегаты управления и регулирования, по крайней мере, один турбонасосный агрегат с, как минимум, двумя насосами для двух горючих, причем газовый тракт после, как минимум, одной турбины соединен с смесительной головкой камеры, согласно изобретению насос горючего с меньшей плотностью установлен на отдельном валу, а в газовый тракт, соединяющий газогенератор и турбину, помещен смеситель, связанный трубопроводом с коллектором, установленным после тракта охлаждения камеры, или турбоприводом, связанным с выходной полостью насоса одного из горючих, причем агрегат регулирования установлен на трубопроводе, соединяющем выход из насоса окислителя и смесительную головку газогенератора, или на трубопроводе, соединяющем коллектор после тракта охлаждения камеры и смесительную головку газогенератора, или на трубопроводе, соединяющем выход из насоса горючего с меньшей плотностью и смесительную головку газогенератора.

Изобретение относится к ракетным двигателям. Турбонасос, в котором импеллер насоса соединен с одним концом вращающегося вала, а турбина соединена с другим концом вращающегося вала.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру двигателя, турбину, топливный насос и предвключенный по отношению к нему струйный преднасос, согласно изобретению сопло впрыска струйного преднасоса сообщено со входом, или выходом из турбины, или с трактом охлаждения камеры.

Изобретение относится к устройству моторизации насоса (2), обеспечивающего питание ракетного двигателя космического летательного аппарата, отличающемуся тем, что оно содержит инерционное колесо (1) и средство передачи вращения от инерционного колеса к насосу.

Изобретение относится к области привода ракетного двигателя. .

Изобретение относится к конструкции насосных агрегатов жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) и может быть использовано в авиационной и ракетной технике. .

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). .

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к многоступенчатой ракете-носителю, к способу его запуска, а также к жидкостным ракетным двигателям, работающим на трех компонентах.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих по безгенераторной схеме.
Наверх