способ дренажа паров криогенного топлива

Формула изобретения

Способ дренажа паров криогенного топлива, заключающийся в том, что газосброс производят в атмосферу с самолетов, имеющих по меньшей мере один криогенный топливный бак, соединенный дренажными магистралями с выпускными устройствами паров криогенного топлива, отличающийся тем, что выброс паров криогенного топлива производят в невозмущенные воздушные зоны самолета путем выпускных устройств, установленных на аэродинамических пилонах небольшой высоты с исключением попадания холодных и горящих факелов газов на конструкцию самолета и с исключением отрыва и заброса паров при проявлении "донных эффектов" и отбекании самолета воздушными потоками в продольной и поперечной плоскостях, а также с обеспечением наилучшего перемешивания дренируемых паров с воздухом и их рассеивания и с учетом истечения реактивных струй двигателей, вспомогательной силовой установки и отбора атмосферного воздуха.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что дренируемый поток в месте газосброса разбивают на части с разделением их факелов и с обеспечением более полного перемешивания дренируемых паров с воздухом и их рассеивания за счет увеличения поверхности контактирования факелов с окружающей средой, при этом точку газосброса определяют в зависимости от конфигурации факела дренируемого пара.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области транспортного машиностроения и может быть использовано преимущественно в авиации для безопасного дренирования паров криогенного топлива с самолета, особенно при использовании в качестве топлива жидкого водорода, метана или сжиженного природного газа.

Известны конструктивные и технологические нормы (правила) для осуществления дренажа криогенных паров в атмосферу с наземных средств хранения криогенных жидкостей [1]

Известен также способ и система дренажа с криогенным топливом, размещенного на самолете в баке, содержащая выпускное устройство паров криогенного топлива, установленное над верхней точкой конструкции киля самолета [2] включающая по меньшей мере, один криогенный бак, соединенный дренажным трубопроводом с вышеупомянутым выпуском устройства.

Однако известные технические решения имеют существенные недостатки, заключающиеся в том, что они не обеспечивают безопасное дренирование криогенных паров из точек газосброса, приближенных к конструкциям самолета, его энергоисточникам и энергопотребителям (двигателям). Подобные точки газосброса для различных типов самолетов (А-310, ТУ-155 и др.) могут находиться, например, над верхней носовой частью фюзеляжа (надфюзеляжного бака), на подвесных баках над крыльями, а также в верхней точке киля самолета. Такое размещение точек газосброса, с одной стороны, обусловлено стремлением к уменьшению веса конструкций, избежанию сифонных участков и тупиковых зон в дренажных трубопроводах, а, с другой стороны, обеспечением безопасности дренирования паров топлива с самолета, чтобы его конструкции оказались вне зоны воздействия дренируемого пара.

В известных устройствах [1] безопасные условия дренажа обеспечиваются расчетами и замерами зон воздействия пламени при принудительном поджиге дренируемых струй паров топлива с их минимальным расходом. Существует ряд рекомендаций и зависимостей для истечения пламени, согласно которых рекомендуемая скорость течения пламени:

U = 1300(D_у 0,143) [м/c]

При внутреннем диаметре трубы D_у=0,05 м скорость истечения для водорода может находиться в пределах 0,24 847 м/с.

Длина факела будет определяться выражением:



Так, для водорода с его пределами воспламеняемости в воздухе 4 75 об. и пределами взрываемости 20 50 об. длина факела составит 8 12 м, а его диаметр составит 2 3 м.

При попутном дренируемому газу ветре со скоростью 25 м/с длина факела может возрасти до 15 20 м. Подобный факел, несмотря на низкую светимость, способен локально нагреть конструкцию планера и разрушить его.

Для паров сжиженного природного газа длина факела воспламенения значительно меньше и может быть в пределах 6-12 м, однако "холодные" его пары способны опускаться вниз к земле и накапливаться, например, в воздухозаборнике двигателя (для самолетов с хвостовым расположением двигателей) или воздействовать на конструкцию самолета своим хладоресурсом, делая хрупким его металл, что также недопустимо. При горении природного газа его светимость значительно выше светимости водорода, поэтому эффект локального разогрева конструкции самолета сохранится.

Задачей изобретения является создание, выбор и обеспечение безопасных условий дренирования паров криогенного топлива на самолете.

Решение технической задачи обеспечивается тем, что газосброс производится в атмосферу с самолетов в невозмущенные воздушные зоны вокруг самолета через выпускные устройства, установленные на аэродинамических пилонах небольшой высоты, с исключением попадания холодных и горящих струй факелов газов на конструкцию самолета и с исключением отрыва и заброса паров при проявлении "донных эффектов" и обтекании самолета воздушными потоками в продольной и поперечной плоскостях с обеспечением наилучшего перемешивания дренируемых паров с воздухом и их рассеивание, а также обеспечение наилучшего перемешивания дренируемых паров с воздухом и их рассеивания с учетом истечения реактивных струй двигателей, вспомогательной силовой установки и отбора атмосферного воздуха, при этом дренируемый поток в месте газосброса разбивают на части с разделением факелов и с обеспечением более полного перемешивания дренируемых паров с воздухом и их рассеивания за счет увеличения поверхности контактирования факелов с окружающей средой, при этом точку газосброса определяют в зависимости от конфигурации факела дренируемого пара.

На фиг. 1 изображено расположение выпускного устройства в верхней точке киля самолета и газосброс из него; на фиг.2 расположение выпускных устройств на подвесных баках под крыльями самолета и газосброс из них; на фиг.3 - расположение выпускного устройства в верхней части фюзеляжа самолета (надфюзеляжного бака) и газосброс из него; на фиг.4 пример комбинированного расположения выпускных устройств и газосброс из них; на фиг.5 газосброс с разделением дренируемого потока.

Расположение выпускного устройства 1 для паров криогенного топлива (точек газосброса) на самолете 2 обусловлено той или иной компоновкой топливной системы, которая содержит бак/баки 3 для хранения и использования криогенной жидкости 4, например жидкого водорода, метана или сжиженного природного газа, газовая подушка 5 которой через дренажные магистрали 6 соединена с выпускным устройством 1 паров криогенного топлива 7, при этом данное устройство расположено на аэродинамическом пилоне 8 небольшой высоты в невозмущенных воздушных зонах 9 вокруг самолета и не вблизи конструкций с "донным эффектом" 10, а его ориентация 11 в горизонтальной и вертикальной плоскостях выбрана с учетом непопадания холодных или горящих факелов газа 12 на близлежащие конструкции самолета 2, реактивные струи 13 двигателей 14, вспомогательной силовой установки 15 и зоны забора атмосферного воздуха 16.

В зависимости от используемой на самолете 2 компоновки топливной системы (фиг. 1, 2, 3 и 4) расположение двигателей 14, вспомогательной силовой установки 15, их реактивных струй 13, зон забора атмосферного воздуха 16, расположения конструкций с "донными эффектами" 10, особенностей аэродинамики планера самолета, а также конструктивных особенностей прокладки дренажных магистралей 6 и их эксплуатации, выбирается расположение выпускного устройства/выпускных устройств 1 (точек газосброса) для паров криогенного топлива 7.

Дренирование паров может производиться следующим образом. При достижении в баках 3 предельного давления из газовой подушки 5 через дренажные магистрали 6 и выпускное устройство 1 с аэродинамического пилона 8 производится сброс паров криогенного топлива 7 в атмосферу с образованием устойчивого факела газов 12. Причем дренирование может производиться при работающих двигателях 14 и вспомогательной силовой установке 15 в невозмущенные зоны 9 вокруг самолета 2, таким образом, чтобы факел 12 дренируемых паров топлива 7 имел ориентацию 11 в горизонтальной и вертикальной плоскостях, не пересекающуюся с зонами забора воздуха 16, реактивными струями 13 двигателей 14 и вспомогательной силовой установки 15, а также отводящую его от близлежащих конструкций самолета 2, обеспечивающую его наилучшее перемешивание с воздухом. Для достижения более быстрого перемешивания паров 7 с воздухом, поток в точке газосброса 1 может разбиваться на две части, по крайней мере, в отношении 1:2 (фиг.5), при этом границы факелов 12 не смыкаются.

Использование изобретения позволит правильно выбрать расположение выпускного устройства для паров криогенного топлива и обеспечить безопасные условия дренирования паров вблизи конструкций самолета.