Система захолаживания криогенных контуров

Изобретение относится к системе захолаживания и продувки контуров криогенного ракетного топлива летательного аппарата. Объектом изобретения является устройство захолаживания оборудования (6, 7, 8) криогенных контуров летательного аппарата во время полета, содержащее средства забора воздуха снаружи летательного аппарата, средства извлечения азота из этого воздуха при помощи сепаратора азота типа OBIGGS (3) и средства (4, 5) распределения этого азота вокруг указанных компонентов. Устройство содержит, в частности, средства распределения азота вокруг различного оборудования криогенных контуров через систему трубопроводов (4), оснащенную калиброванными отверстиями (5). Рассмотрен летательный аппарат, использующий устройство захолаживания и способ захолаживания оборудования криогенных контуров летательного аппарата. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к системе захолаживания и продувки контуров криогенного ракетного топлива летательного аппарата.

В рамах данного изобретения под летательным аппаратом следует понимать любой аппарат, способный перемещаться в земной атмосфере и в космосе и содержащий по меньшей мере один контур криогенной текучей среды, в частности, для питания ракетного двигателя. В частности, речь может идти об одноступенчатом летательном аппарате, предназначенном для смешанного аэродинамического и космического полета, описанном в документе FR 2907422 A1, зарегистрированном на имя заявителя, о двухступенчатом аппарате или об аппарате, содержащем самолет-носитель и воздушно-космический самолет, запускаемый с самолета-носителя.

Уровень техники

Контуры криогенного топлива, используемые для питания ракетных двигателей, трубопроводы и вспомогательные устройства, в частности, ракет-носителей или космических летательных аппаратов нельзя оставлять в контакте с окружающим воздухом, поскольку влага, содержащаяся в воздухе, замерзает при контакте с этими контурами.

В случае контуров с очень низкой температурой, например контуров, содержащих жидкий водород, кислород воздуха может также сжижаться и скапливаться, в результате чего возникает опасность взрыва и пожара.

Точно так же необходимо удалять газы, появляющиеся в результате возможных утечек из этих контуров, и избегать любого загрязнения этими газами среды, окружающей эти контуры.

Чтобы избегать этих проблем, как известно, пока аппарат находится на земле, вокруг этих контуров непрерывно нагнетают азот или гелий под давлением, превышающим атмосферное давление. Такой способ защиты криогенных контуров посредством продувки газа называют кондиционированием.

Для космических ракет-носителей, в которых используют двигательные установки на криогенном топливе, время полета через атмосферу является очень коротким, порядка нескольких десятков секунд, что ограничивает время контакта контуров с атмосферным воздухом в течение этого полета.

Таким образом, контроль и захолаживание среды, окружающей криогенные контуры осуществляют на земле непосредственно перед заполнением резервуаров при помощи контура захолаживания, подсоединенного к ракете-носителю. Это захолаживание продолжается до старта ракеты-носителя, но устройства подачи захолаживающего газа отсоединяют в момент отрыва ракеты-носителя от земли.

Контур захолаживания осуществляет непрерывную продувку зон ракеты-носителя, содержащих криогенные контуры и резервуары, сухим азотом в случае, когда двигательная установка не использует жидкий водород, или гелием, если используют водород, при этом азот или гелий поступают из наземной системы.

Кроме того, контуры захолаживания обеспечивают сбор ракетного топлива при его утечках.

С другой стороны, они не нуждаются в питании во время атмосферного полета ракет-носителей, так как быстрый набор высоты этих аппаратов в атмосфере приводит к опорожнению внутренних отсеков из-за быстрого падения наружного давления.

Это падение давления приводит к тому, что наружный воздух не может попасть в соответствующие отсеки этих летательных аппаратов.

Совсем по иному обстоит дело в случае летательного аппарата типа воздушно-космического самолета, использующего двигательную установку с ракетным двигателем, работающим на криогенных жидких ракетных топливах LOx/жидкий метан или на полукриогенных топливах с жидким кислородом.

Действительно, воздушно-космический самолет будет находиться на режиме крейсерского полета в течение нескольких десятков минут в атмосфере, поэтому необходимо продолжать продувку и кондиционирование контуров криогенного топлива во время атмосферного полета.

Такое устройство и соответствующий захолаживающий газ существенно увеличивают сухую массу как за счет резервуаров хранения, так и за счет массы захолаживающего газа.

Раскрытие изобретения

Настоящее изобретение касается системы, которая забирает наружный воздух и извлекает из него азот для осуществления захолаживания криогенных контуров по меньшей мере в течение атмосферного полета летательного аппарата.

Это изобретение позволяет избежать загрузки и хранения захолаживающего газа на борту аппарата.

Для этого изобретением предложено устройство захолаживания во время полета оборудования криогенных контуров летательного аппарата, содержащее средства забора воздуха снаружи летательного аппарата, средства извлечения азота из этого воздуха при помощи сепаратора азота типа OBIGGS и средства распределения этого азота вокруг указанного оборудования.

Предпочтительно средства распределения содержат средства повышения давления.

Предпочтительно устройство захолаживания содержит средства распределения азота вокруг различного оборудования криогенных контуров летательного аппарата через систему трубопроводов, оснащенную калиброванными отверстиями.

В частности, устройство содержит средства герметизации в корпусе указанного оборудования для размещения захолаживающего азота.

Предпочтительно устройство в соответствии с изобретением выполнено с возможностью распределения азота вокруг оборудования криогенных контуров по меньшей мере во время фазы атмосферного полета летательного аппарата.

Предпочтительно средства забора находятся на ступени компрессора турбинного двигателя, которым оборудован летательный аппарат.

Согласно альтернативному варианту осуществления средства забора напрямую всасывают воздух снаружи летательного аппарата.

Предпочтительно устройство содержит средства осушения в контуре на выходе сепаратора.

Согласно частному варианту осуществления устройство дополняет устройство циркуляции азота или гелия, находящееся снаружи летательного аппарата, когда летательный аппарат находится на земле.

Изобретение находит свое применение, в частности, в летательном аппарате, содержащем ракетный двигатель, использующий одно или несколько криогенных топлив.

В частности, летательный аппарат является воздушно-космическим самолетом, содержащим двойную воздушно-реактивную двигательную установку с турбинным двигателем и с ракетным двигателем.

Кроме того, изобретением предложен способ захолаживания оборудования криогенных контуров летательного аппарата, включающий в себя первый этап захолаживания оборудования криогенных контуров летательного аппарата на земле при помощи наружного контура захолаживания, подсоединенного к летательному аппарату, и второй этап захолаживания указанного оборудования во время полета при помощи устройства с сепаратором азота в соответствии с изобретением.

Краткое описание чертежей

Другие отличительные признаки и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания неограничивающих примеров осуществления изобретения со ссылками на прилагаемые чертежи.

На фиг. 1 схематично показан летательный аппарат, оборудованный устройством согласно варианту осуществления изобретения;

на фиг. 2 детально показана часть фиг. 1.

Осуществление изобретения

Устройство в соответствии с изобретением предназначено для удаления влаги и кислорода из окружающей среды контуров криогенного топлива для движения летательного аппарата с ракетным двигателем типа воздушно-космического самолета посредством заполнения отсеков, содержащих эти контуры, азотом, который остается в газообразном состоянии при температурах сжижения используемых компонентов горючего и окислителей.

Это заполнение или кондиционирование позволяет, в частности, избежать повреждения оборудования, такого как вентили, механических компенсаторов и других устройств, таких как сильфоны или шаровые шарниры, когда на этом оборудовании образуется лед из-за окружающей влаги.

Согласно примеру, представленному на фиг. 1, устройство содержит средства забора воздуха в виде воздухозаборника на ступени компрессора 2 авиационного двигателя 1, которым оборудован воздушно-космический самолет, и содержит сепаратор 3 азота типа OBIGGS от "On Board Inert Gas Generator System" на английском языке, то есть бортовую систему производства инертного газа, которая, в частности, может содержать молекулярный мембранный фильтр.

Устройства OBIGGS являются известными устройствами, поставляемыми по заказу, в частности французской компанией Air Liquide.

В данном случае средства забора расположены на последней ступени компрессора турбинного двигателя 1, которым оборудован летательный аппарат.

Выбор ступени компрессора зависит от давления, необходимого для забора газа.

В варианте забор можно производить снаружи аппарата через воздухозаборник, и в этом случае средства забора всасывают воздух напрямую снаружи летательного аппарата.

Кроме того, можно использовать теплообменник на контуре забора для охлаждения забираемого воздуха до его поступления в систему OBIGGS.

Воздух, из которого извлекают азот, удаляется наружу летательного аппарата через клапан 10.

За сепаратором 3 азота может быть расположен компрессор, и поток азота направляется в контур 4 распределения для обеспечения захолаживания и распределения азота вокруг различного оборудования, транспортирующего криогенные текучие среды.

Средства распределения содержат систему трубопроводов и калиброванные отверстия на уровне обрабатываемых устройств для подачи количества азота, соответствующего потребностям в зависимости от заполняемых объемов.

Критерий выполнения этих отверстий состоит в том, что, учитывая пропускную способность системы OBIGGS, отверстия калибруют для поддержания обрабатываемых зон под высоким давлением относительно их окружающей среды, чтобы препятствовать попаданию кислорода и влажного воздуха вокруг криогенных контуров.

Следует отметить, что давление снаружи летательного аппарата понижается по мере набора высоты, поэтому потребность в создании высокого давления тоже уменьшается, что позволяет ограничить расход, задаваемый устройству.

Сепарация, осуществляемая устройством OBIGGS, обычно предназначена для производства азота с относительно низким содержанием влаги и кислорода, но, в случае необходимости, в контур можно добавить устройство осушения, причем это устройство содержит средство удаления воды наружу летательного аппарата, например, через клапан 10.

Устройство в соответствии с изобретением, благодаря которому не используют резервуара с азотом на борту, позволяет получить значительный выигрыш в массе и, следовательно, выигрыш в летно-технических характеристиках по сравнению с летательным аппаратом, который должен иметь на борту газ для захолаживания.

Для ограничения объема производимого азота различное криогенное оборудование, такое как вентили, фильтры, компенсаторы, герметизируют в корпусах, в которых осуществляют продувку азотом.

Трубопроводы являются, например, трубопроводами с двойной стенкой и с циркуляцией азота между внутренней стенкой и наружной стенкой.

В случае теплоизолирующей наружной стенки азот и наружная стенка термически изолируют трубопроводы.

Чтобы избегать производства слишком большого объема азота при помощи бортовых средств, предпочтительно устройство в соответствии с изобретением применяют как дополнение к наземному устройству циркуляции азота снаружи летательного аппарата, которым предварительно заполняют объем захолаживания.

Таким образом, как только летательный аппарат начинает полет, устройство в соответствии с изобретением всего лишь обеспечивает компенсацию потерь контура и распределение азота вокруг криогенных контуров в течение режима атмосферного полета летательного аппарата взамен объема азота, выходящего из контура.

Следует отметить, что изобретение нельзя применять для контура криогенного горючего, содержащего жидкий водород, так как в этом случае будет невозможно использовать азот, который будет замерзать.

Например, изобретение можно применять для одноступенчатого воздушно-космического самолета с двойной двигательной установкой, содержащей турбореактивный двигатель и ракетный двигатель.

На фиг. 1 схематично представлен пример летательного аппарата, содержащего устройство в соответствии с изобретением.

Летательный аппарат оборудован турбореактивным двигателем 1, из которого отбирают воздух, необходимый для извлечения азота, и который оборудован ракетным двигателем 100 и резервуарами 102 с криогенным топливом, поступающим в ракетный двигатель через трубопроводы 103, 104.

Граница фюзеляжа летательного аппарата схематично показана рамкой 120, и среда ракетного двигателя схематично показана рамкой 110.

Функцию продувки/захолаживания во время атмосферного полета обеспечивают за счет забора 12 сжатого наружного воздуха на выходе из компрессора 2 турбореактивного двигателя 1 воздушно-космического самолета и затем сепарации азота при помощи оборудования 3 типа OBIGGS.

После этого азот с очень низким содержанием влаги и кислорода проходит через систему 4 трубопроводов, содержащую, в частности, как показано на фиг. 2, отверстия 5 для распределения газа, калиброванные соответствующим образом для распределения азота вокруг различного оборудования 6, 7, 8 криогенных контуров, например: электровентилей 6, 7, фильтров или компенсаторов, карданных шарниров 8 на трубопроводах 103, 104 криогенного топлива.

Оборудование, не заключенное в корпусы, закрывают муфтами 13 для обеспечения уменьшения необходимого объема текучей захолаживающей среды.

Согласно примеру после устройства OBIGGS 3 расположены средства 9 осушения и выход 10, через который влажные газы выходят наружу летательного аппарата.

В конце контура выход 11 захолаживающего азота расположен на уровне герметизированных компонентов 6, 7, 8, чтобы вокруг этих компонентов продолжала происходить продувка.

Конструкция контура, объемы муфт 13 и калибровка отверстий 5 распределения газа и утечек обеспечивают контроль давления, чтобы поток газа захолаживания проходил в направлении от источника OBIGGS к выходу или выходам контура захолаживания без поступления окружающего воздуха в защищаемые зоны.

Следует отметить, что, если летательный аппарат является двухступенчатым с первой ступенью, содержащей турбореактивный двигатель, и со второй ступенью в виде ракетного двигателя, на линии 12 необходимо предусмотреть автоматическое устройство соединения/разъединения, которое будет осуществлять разъединение и закрывание контуров во время разделения ступеней.

Это же относится к системе с самолетом-носителем и с воздушно-космическим самолетом, запускаемым с самолета-носителя.

Кроме предупреждения замерзания и отложения льда на оборудовании или компонентах криогенных контуров, обеспечиваемого посредством захолаживания при помощи устройства в соответствии с изобретением, это кондиционирование сопровождается также эффектом терморегулирования, например, за счет поддержания температуры некоторых чувствительных электрических устройств. Это происходит при помощи используемого газа, который препятствует охлаждению, связанному с близостью криогенных линий, в течение всего атмосферного полета летательного аппарата.

Изобретение не ограничивается представленным примером, и, в частности, согласно частному варианту осуществления остаточную влагу в азоте можно конденсировать на теплообменнике с линиями ракетного топлива при криогенной температуре и собирать или переводить в твердое состояние в соответствующей зоне. Таким образом, охлажденный азот ограничивает теплообмены с ракетным топливом во время его использования в контуре захолаживания.

1. Устройство захолаживания оборудования (6, 7, 8) криогенных контуров летательного аппарата во время полета, отличающееся тем, что оно содержит средства забора воздуха снаружи летательного аппарата, средства извлечения азота из этого воздуха при помощи сепаратора азота типа OBIGGS (3) и средства (4, 5) распределения этого азота вокруг указанного оборудования.

2. Устройство захолаживания по п. 1, в котором средства распределения содержат средства повышения давления.

3. Устройство захолаживания по п. 1, содержащее средства распределения азота вокруг различного оборудования криогенных контуров через систему трубопроводов (4), оснащенную калиброванными отверстиями (5).

4. Устройство захолаживания по одному из пп. 1-3, содержащее средства (13) герметизации указанного оборудования (6, 7, 8) для размещения захолаживающего азота.

5. Устройство захолаживания по любому из пп. 1-3, выполненное с возможностью распределения захолаживающего азота вокруг оборудования криогенных контуров по меньшей мере в течение режима атмосферного полета летательного аппарата.

6. Устройство захолаживания по любому из пп. 1-3, в котором средства забора расположены на ступени компрессора (2) газотурбинного двигателя (1), которым оборудован летательный аппарат.

7. Устройство захолаживания по любому из пп. 1-3, в котором средства забора всасывают воздух напрямую снаружи летательного аппарата.

8. Устройство захолаживания по любому из пп. 1-3, содержащее средства (9) осушения в контуре на выходе сепаратора.

9. Устройство захолаживания по любому из пп. 1-3, отличающееся тем, что дополняет наземное устройство циркуляции азота или гелия, находящееся снаружи летательного аппарата.

10. Летательный аппарат, содержащий ракетный двигатель (100), использующий одно или несколько криогенных топлив, отличающийся тем, что содержит устройство захолаживания по любому из пп. 1-9.

11. Летательный аппарат по п. 10, отличающийся тем, что является воздушно-космическим самолетом и содержит двойную силовую установку: воздушный газотурбинный двигатель (1) и ракетный двигатель (100).

12. Способ захолаживания оборудования криогенных контуров летательного аппарата, отличающийся тем, что включает в себя первый этап захолаживания оборудования криогенных контуров летательного аппарата на земле при помощи наружного контура захолаживания, подсоединенного к летательному аппарату, и второй этап захолаживания указанного оборудования во время полета при помощи устройства по любому из пп. 1-9.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к устройству запуска турбонасоса (1) ракетного двигателя летательного аппарата, содержащего тяговый газотурбинный двигатель и ракетный двигатель, которое содержит систему пневматического питания запуска турбины (1а) турбонасоса сжатым воздухом, отбираемым при помощи отвода (4) на ступени (6а) компрессора тягового турбинного двигателя (5) летательного аппарата на входе в камеру (7) сгорания указанного газотурбинного двигателя.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть применено для многоразовых возвращаемых ракетно-космических систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере.

Группа изобретений относится к устройствам для пуска летательных аппаратов (ЛА). ЛА содержит корпус с силовой обшивкой, силовые рамы, прикрепленные к обшивке, и агрегаты, закрепленные на силовых рамах, включая стартовую двигательную установку с реактивным соплом, прикрепленную к корпусу устройством, выполненным с возможностью расфиксации крепления, и систему управления.

Изобретение относится к способу электрических проверок космического аппарата (КА). Для электрической проверки производят включение и выключение КА, подключение и отключение наземных имитаторов бортовых источников электропитания, автоматизированную выдачу команд управления, допусковое телеизмерение и контроль параметров бортовой вычислительной системы, контроль сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формирование директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формирование протокола испытаний, отображение текущего состояния процесса испытаний.

Изобретение относится к наземным электрическим проверкам космических аппаратов (КА) при их изготовлении. В процессе проверок КА (1) используют: имитаторы ИБС (2) солнечных и имитаторы ИАБ (3) аккумуляторных батарей.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических аппаратов (КА) различного назначения. В способе сборки КА на оснастку в форме трубы устанавливают опорные панели в плоскостях XOY, на опорные панели устанавливают с закреплением приборные панели, монтируют опорные панели жесткости в плоскости XOZ к приборным панелям, монтируют панель астроплаты в плоскости ZOY к оснастке, приборным панелям и опорным панелям жесткости.
Изобретение относится к способу территориального размещения мобильных командно-измерительных приёмо-передающих станций (мобильных станций). Для реализации способа определяют текущее положение мобильных станций и космических аппаратов, проводящих дистанционное зондирование заданного района Земли с помощью измерительных средств, прогнозируют траектории и рассчитывают трассы полета космических аппаратов с помощью вычислительных средств, определяют геометрический центр зондируемого района и антиподную точку на поверхности Земли с учетом ее угловой скорости вращения, периодов обращения космических аппаратов и ограничений по размещению мобильных станций, определяют место размещения мобильных станций и в соответствии с ними осуществляют их перемещение.
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при изготовлении космических аппаратов, предназначенных для фиксации на поверхности космических объектов.

Изобретение относится к управлению ориентацией космических аппаратов (КА), осуществляемой в солнечно-земной системе координат. Способ включает ориентацию первой оси КА на Землю путем разворотов вокруг второй и третьей осей КА с помощью электромеханических исполнительных органов.

Изобретение относится к приводам для разворота оборудования относительно корпуса космического аппарата (КА). Привод для разворота оборудования на космическом носителе, не создающий реактивного момента, включает в свой состав двигатель привода, статор которого укреплен на корпусе космического носителя, а ротор связан с разворачиваемым оборудованием, систему управления двигателем и маховик-компенсатор реактивного момента.

Изобретение относится к вероятностным (т.е. без стабилизации структуры) спутниковым системам наблюдения Земли, c охватом её обширных регионов.

Группа изобретений относится к построению и управлению космическими аппаратами на орбитах ИСЗ. Система включает в себя орбитальную станцию, целевые (ЦМ) и обеспечивающие модули на компланарных орбитах.

Группа изобретений относится преимущественно к внешнему оборудованию спутников (солнечным батареям, антеннам и т.п.). Устройство содержит упруго трансформируемые ленты («рулетки») (31а, 31b, 31c), согнутые U–образно и закрепленные на гибкой плёнке или полотне (30).

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Топливный бак, соединенный с приборным отсеком разгонного блока, содержит размещенные последовательно и соединенные друг с другом первое сферическое днище, опорный шпангоут, цилиндрическую проставку и второе сферическое днище.

Группа изобретений относится к двигательным и энергосистемам транспортных средств (объектов), перемещающихся в любых средах, в т.ч. в воздушно-космическом пространстве.

Изобретение относится к космической технике. В ступени ракеты для запуска космических летательных аппаратов, содержащей по меньшей мере один бак для раздельного содержания топлива и окислителя, двигатель, раму для крепления двигателя и основную конструкцию, соединяющую различные компоненты друг с другом, рама для крепления двигателя по меньшей мере частично установлена внутри бака.

Группа изобретений относится к методам и средствам доставки полезных грузов (ПГ) в космос и их возвращения на поверхность небесного тела. ПГ в виде кольцевых или панельных космических электростанций, радиотелескопов с решетчатой (сетчатой) поверхностью и т.п.

Группа изобретений относится к методам и средствам доставки негабаритных грузов (НГ) в космос и их возвращения на поверхность небесного тела. Выводимый НГ опоясывают ступенями носителей торообразной формы, повторяющей очертания НГ.

Изобретение относится к конструкции и компоновке космических аппаратов. Модуль содержит корпус с размещенными внутри блоками служебной аппаратуры, аккумуляторную батарею, антенну радиосвязи (12), радиаторы-охладители (6, 9) и поворотные панели (8) солнечных батарей.

Изобретение относится к космической технике. Блок двигателей малой тяги разгонного блока содержит корпус коробчатой формы, два закрепленных на нижнем основании корпуса двигателя стабилизации, двигатель стабилизации, закрепленный на одной из боковых стенок корпуса, и кронштейн.

Изобретение относится к системе захолаживания и продувки контуров криогенного ракетного топлива летательного аппарата. Объектом изобретения является устройство захолаживания оборудования криогенных контуров летательного аппарата во время полета, содержащее средства забора воздуха снаружи летательного аппарата, средства извлечения азота из этого воздуха при помощи сепаратора азота типа OBIGGS и средства распределения этого азота вокруг указанных компонентов. Устройство содержит, в частности, средства распределения азота вокруг различного оборудования криогенных контуров через систему трубопроводов, оснащенную калиброванными отверстиями. Рассмотрен летательный аппарат, использующий устройство захолаживания и способ захолаживания оборудования криогенных контуров летательного аппарата. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх