Система охлаждения ракетного топлива на стартовом комплексе
Владельцы патента RU 2772307:
федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева" (RU)
Изобретение относится к авиационно-космической технике, а также к технике хранения и распределения газов и жидкостей. Система охлаждения ракетного топлива на стартовом комплексе содержит емкость-хранилище ракетного топлива, теплообменник охлаждения ракетного топлива, барботер газообразного азота, газовый редуктор, насосную станцию, магистраль подачи газообразного азота, трубопровод жидкого азота, магистраль заправки ракетного топлива, вентиль, трубопровод газообразного азота, трубопровод циркуляции топлива, вентиль, топливный бак. Система дополнительно снабжена емкостью с криогенной заправкой и расширительной турбиной, соединенной с выходом теплообменника охлаждения ракетного топлива. Вход этого теплообменника связан с внутренним сосудом емкости с криогенной заправкой, внешний сосуд которой связан через газовый редуктор с барботером газообразного азота. Применение изобретения позволяет получить при охлаждении ракетного топлива на стартовом комплексе дополнительную электрическую энергию, вырабатываемую электрогенератором при расширении в турбине газообразного азота, испарившегося в теплообменнике охлаждения ракетного топлива. 1 ил.
Изобретение относится к авиационно-космической технике, а также к технике хранения и распределения газов и жидкостей.
Известен топливный баллон с криогенной заправкой, включающий внешний сосуд высокого давления и внутренний сосуд без перепада давления, полость которого соединена с магистралью заправки и опорожнения, а в верхней части сообщена с полостью сосуда высокого давления, на внешнюю поверхность внутреннего сосуда нанесена теплоизоляция, а сообщение между полостями сосудов выполнено в виде отверстий в верхней части внутреннего сосуда. (Патент РФ 2163699, МПК F17C 9/02, опубл. 27.02.2001). Недостатком этого устройства является отсутствие возможности получения дополнительной электрической энергии в процессе эксплуатации баллона. Известна технологическая схема охлаждения и нагрева ракетного топлива во внутреннем пространстве емкости системы заправки наземного комплекса (Денисова К.И., Чугунков В.В. Моделирование процессов охлаждения и нагрева ракетного топлива во внутреннем пространстве емкостей наземных комплексов. // Аэрокосмический научный журнал. МГТУ им. Н.Э. Баумана. Электрон, журн. 2016. № 01. С. 1-13. DOI: 10.7463/aersp.0116.0834621), которая содержит емкость-хранилище ракетного топлива, емкость-хранилище жидкого азота, теплообменник охлаждения и нагрева ракетного топлива, хранилище газообразного азота высокого давления, газовый редуктор, насосную станцию, запорную арматуру, воздухонагреватель, компрессор, фильтр, топливный бак, барботер газообразного азота.
Данная схема охлаждения и нагрева ракетного топлива принята в качестве прототипа предполагаемого изобретения.
Недостатком прототипа является отсутствие выработки электрической энергии в описанной схеме охлаждения и нагрева ракетного топлива, а также наличие в описанной схеме охлаждения, при ее использовании на стартовом комплексе, помимо емкости-хранилища жидкого азота, еще и емкость-хранилище газообразного азота высокого давления.
Задачей изобретения является обеспечение выработки дополнительной энергии в предлагаемой системе охлаждения ракетного топлива на стартовом комплексе за счет использования низкотемпературного потенциала азота. Для этого предлагается использовать в ней расширительную турбину, установленную после теплообменника для охлаждения ракетного топлива. Помимо вышеизложенного предлагается использовать в системе охлаждения ракетного топлива на стартовом комплексе емкость с криогенной заправкой, применяемую в качестве аккумулятора давления для жидкого азота. Емкость с криогенной заправкой состоит из внешнего сосуда высокого давления и внутреннего сосуда, заполняемого жидким азотом, что позволяет заправлять емкость с криогенной заправкой при меньших давлениях, при этом газификация азота происходит уже внутри емкости с криогенной заправкой, позволяя получить в ней газообразный азот высокого давления. Это техническое решение альтернативно известной системе с подачей жидкого азота из емкости-хранилища жидкого азота в теплообменник при поступлении в нее под давлением газообразного азота высокого давления. Поставленная задача достигается за счет того, что система охлаждения ракетного топлива на стартовом комплексе, содержащая емкость-хранилище ракетного топлива, теплообменник охлаждения ракетного топлива, барботер газообразного азота, газовый редуктор, насосную станцию, магистраль подачи газообразного азота, трубопровод жидкого азота, магистраль заправки ракетного топлива, вентиль, трубопровод газообразного азота, трубопровод циркуляции топлива, вентиль, топливный бак, согласно изобретению система охлаждения ракетного топлива на стартовом комплексе дополнительно снабжена емкостью с криогенной заправкой и расширительной турбиной, соединенной с выходом теплообменника охлаждения ракетного топлива, а вход этого теплообменника связан с внутренним сосудом емкости с криогенной заправкой, а внешний сосуд которой связан через газовый редуктор с барботером газообразного азота.
Сущность изобретения поясняется чертежом Фиг. 1. Система охлаждения ракетного топлива на стартовом комплексе включает в себя: 1 - емкость-хранилище ракетного топлива; 2 - емкость с криогенной заправкой; 3 - теплообменник охлаждения ракетного топлива; 4 - барботер газообразного азота; 5 - газовый редуктор; 6 - насосная станция; 7 - магистраль подачи газообразного азота; 8 - трубопровод жидкого азота; 9 - магистраль заправки ракетного топлива; 10 - трубопровод газообразного азота; 11 - трубопровод циркуляции топлива; 12 - расширительная турбина, 13 - электрогенератор; 14 - топливный бак; 15 - вентиль; 16 - вентиль. Внутренний сосуд емкости с криогенной заправкой 2 связан трубопроводом жидкого азота 8 со входом теплообменника охлаждения ракетного топлива 3, находящимся в емкости-хранилище ракетного топлива 1, а выход теплообменника охлаждения ракетного топлива 3 связан трубопроводом газообразного азота 10 с расширительной турбиной 12. Расширительная турбина 12 связана общим валом с электрогенератором 13. Внешний сосуд емкости с криогенной заправкой 2 связан по магистрали подачи газообразного азота 7 через газовый редуктор 5 с барботером газообразного азота 4, находящимся в емкости-хранилище ракетного топлива 1. Емкость-хранилище ракетного топлива 1 связана по магистрали заправки ракетного топлива 9 через насосную станцию 6 и вентиль 15 с топливным баком 14. Емкость-хранилище ракетного топлива 1 связана также трубопроводом циркуляции топлива 11 через вентиль 16 с магистралью заправки ракетного топлива 9.
Работа системы охлаждения ракетного топлива на стартовом комплексе осуществляется следующим образом.
Охлаждение топлива в емкости-хранилище ракетного топлива 1 перед его заправкой в топливные бак 14 летательного аппарата осуществляется за счет теплообмена с наружной поверхностью теплообменника охлаждения ракетного топлива 3.
Из внутреннего сосуда емкости с криогенной заправкой 2 по трубопроводу жидкого азота 8 жидкий азот вводится в нижнюю часть теплообменника охлаждения ракетного топлива 3, находящегося в емкости-хранилище ракетного топлива 1. При этом азот, вследствие теплообмена с топливом, переходит в газообразное состояние, и по трубопроводу газообразного азота 10 он поступает на расширительную турбину 12, где происходит преобразование теплоты в механическую работу, а затем в электрическую энергию с помощью электрогенератора 13, после чего газообразный азот отводится в дренажную магистраль системы заправки стартового комплекса. Для периодического перемешивания и выравнивания температуры топлива в емкости-хранилище ракетного топлива 1 может использоваться насосная станция 6. При закрытом положении вентиля 15 топливо из емкости-хранилища ракетного топлива 1 перекачивается по магистрали заправки ракетного топлива 9 с помощью насосной станции 6 и по трубопроводу циркуляции топлива 11 возвращается в емкость-хранилище ракетного топлива 1.
Для достижения той же цели может использоваться барботаж емкости-хранилища ракетного топлива 1 газообразным азотом. При этом газообразный азот подается из внешнего сосуда емкости с криогенной заправкой 2 по магистрали подачи газообразного азота 7 через газовый редуктор 5 и барботер 4 в емкость-хранилище ракетного топлива 1 и таким образом осуществляется барботирование топлива.
После охлаждения топлива до требуемой температуры при открытом положении вентиля 15 по магистрали заправки ракетного топлива 9 с помощью насосной станции 6 осуществляется его заправка в топливный бак 14 летательного аппарата.
Таким образом, применение предлагаемого устройства позволяет получить при охлаждении ракетного топлива на стартовом комплексе дополнительную электрическую энергию, вырабатываемую электрогенератором при расширении в турбине газообразного азота, испарившегося в теплообменнике охлаждения ракетного топлива. Полученную электрическую энергию можно использовать для электроснабжения насосной станции системы охлаждения ракетного топлива на стартовом комплексе, а также других электрических потребителей.
Система охлаждения ракетного топлива на стартовом комплексе, содержащая емкость-хранилище ракетного топлива, теплообменник охлаждения ракетного топлива, барботер газообразного азота, газовый редуктор, насосную станцию, магистраль подачи газообразного азота, трубопровод жидкого азота, магистраль заправки ракетного топлива, вентиль, трубопровод газообразного азота, трубопровод циркуляции топлива, вентиль, топливный бак, отличающаяся тем, что система охлаждения ракетного топлива на стартовом комплексе дополнительно снабжена емкостью с криогенной заправкой и расширительной турбиной, соединенной с выходом теплообменника охлаждения ракетного топлива, а вход этого теплообменника связан с внутренним сосудом емкости с криогенной заправкой, внешний сосуд которой связан через газовый редуктор с барботером газообразного азота.
