способ заправки жидким кислородом бака окислителя ракеты- носителя воздушно-космической системы

Формула изобретения

1. Способ заправки жидким кислородом бака окислителя ракеты-носителя воздушно-космической системы путем подачи жидкого кислорода в нижнюю часть горизонтально расположенного бака окислителя и отвода паров кислорода, включающий заполнение бака жидким кислородом, с локализацией в нем газового объема, находящегося в динамическом контакте с жидким кислородом, и обеспечение заданной температуры жидкого кислорода в баке перед воздушным стартом ракеты-носителя, отличающийся тем, что перед подачей в бак окислителя жидкого кислорода производят охлаждение верхней части обечайки бака за счет обдува ее холодными парами азота, подаваемыми на внутреннюю поверхность обечайки равномерно по длине бака, при этом обдув верхней части обечайки бака ведут, пока не будет достигнуто фиксированное значение конечной температуры ее охлаждения, обеспечивающее снижение нагрузок на конструкцию бака от температурных напряжений, возникающих при подаче в бак жидкого кислорода, до величин этих напряжений, не превышающих штатных эксплуатационных нагрузок на конструкцию бака.

2. Способ заправки жидким кислородом бака окислителя по п. 1, отличающийся тем, что холодные пары азота для обдува верхней части обечайки бака получают путем газификации жидкого азота на входе в бак, а отвод паров азота после обдува обечайки производят по крайней мере из одной торцевой части бака.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиационно-космической техники и может быть использовано при заправке жидким кислородом бака окислителя ракеты-носителя (ракеты космического назначения), совершающей воздушный старт при десантировании с самолета-разгонщика воздушно-космической системы (ВКС).

Известен способ заправки жидким кислородом бака окислителя ракеты-носителя (РН), стартующей вертикально из стационарного положения, путем подачи в верхнюю часть бака жидкого кислорода и отвода в дренаж паров кислорода, включающий заполнение бака жидким кислородом до заданного уровня заправки при наличии газовой "подушки" в верхней части бака и обеспечение заданной температуры жидкого кислорода в баке за счет его термостатирования (см. Ракетно-космический комплекс. "Космодром", под ред. проф. А.П. Вольского, изд. МО СССР, М., 1977, с. 158). Однако известный способ невозможно использовать для заправки жидким кислородом бака окислителя первой ступени ракеты-носителя воздушно-космической системы (ВКС), стартующей при десантировании ее из самолета-разгонщика. Это связано с наличием в заправленном по данному способу баке свободного газового объема ("подушки"), находящегося в динамическом контакте с жидким кислородом и необходимого для обеспечения надежного запуска жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) ракеты-носителя. При вертикальном старте РН из стационарного положения наличие свободного газового объема в баке окислителя не приводит к попаданию газовых включений в магистраль подачи жидкого кислорода в ЖРД. В случае же использования ракеты-носителя, совершающей воздушный старт при десантировании ее из самолета-разгонщика ВКС, на бак окислителя в момент старта РН воздействуют значительные знакопеременные возмущающие ускорения. Поэтому наличие в баке окислителя свободного газового объема приведет к интенсивному перемешиванию газа и жидкости в баке и попаданию значительных парогазовых включений в магистраль подачи жидкого кислорода в ЖРД первой ступени РН при ее воздушном старте, что недопустимо, так как может привести к незапуску или аварии ЖРД и аварийному исходу пуска.

Наиболее близким к предложенному является способ заправки жидким кислородом бака окислителя ракеты-носителя, горизонтально расположенной на борту самолета-разгонщика ВКС, путем подачи жидкого кислорода в нижнюю часть бака и отвода паров кислорода при сообщении верхней части бака с дополнительной криогенной емкостью, включающий заполнение бака жидким кислородом с локализацией в нем газового объема, находящегося в динамическом контакте с жидким кислородом, с переливом жидкого кислорода в дополнительную криогенную емкость, и последующее, в процессе полета самолета-разгонщика, снижение температуры жидкого кислорода в баке до заданной величины за счет раскипания кислорода при использовании разрежения за бортом самолета-разгонщика (пат. РФ 2165869, кл. B 64 G 1/14, 2000). Данный способ заправки за счет создания в баке локализованного (заневоленного) газового объема, находящегося в динамическом контакте с жидким кислородом, обеспечивает надежный воздушный старт ракеты-носителя ВКС после ее десантирования из самолета-разгонщика. Недостаток данного способа связан с тем, что поступление жидкого кислорода в нижнюю часть обечайки бака окислителя, расположенного горизонтально и имеющего температуру окружающей среды, вызывает резкое охлаждение нижней части обечайки и ее значительную температурную деформацию по сравнению с верхней частью обечайки бака. При этом в конструкции бака возникают значительные температурные напряжения, величина которых превышает величину напряжений от штатных эксплуатационных нагрузок заправленного бака окислителя РН при подготовке и осуществлении ее воздушного старта. Это вызывает необходимость повышения прочностных характеристик бака окислителя путем увеличения толщины стенки бака, что приводит к увеличению веса бака и снижает массу выводимого РН полезного груза. Кроме того, данный способ заправки связан со значительными потерями жидкого кислорода за счет испарения при охлаждении конструкции бака окислителя в процессе его заправки.

Задачей изобретения является увеличение массы выводимого полезного груза ракеты-носителя воздушно-космической системы, а также снижение потерь жидкого кислорода при заправке бака окислителя ракеты-носителя.

Решение поставленной задачи обеспечивается за счет того, что при заправке жидким кислородом бака окислителя ракеты-носителя воздушно-космической системы путем подачи жидкого кислорода в нижнюю часть горизонтально расположенного бака и отвода паров кислорода, включающей заполнение бака окислителя жидким кислородом с локализацией в нем газового объема, находящегося в динамическом контакте с жидким кислородом, и обеспечение заданной температуры жидкого кислорода в баке перед воздушным стартом ракеты-носителя, в соответствии с изобретением перед подачей в бак окислителя жидкого кислорода производят охлаждение верхней части обечайки бака за счет обдува ее холодными парами азота, подаваемыми на внутреннюю поверхность обечайки равномерно по длине бака, при этом обдув верхней части обечайки бака ведут до достижения фиксированного значения конечной температуры ее охлаждения, обеспечивающего снижение нагрузок на конструкцию бака от температурных напряжений, возникающих при подаче в бак жидкого кислорода, до значения, не превышающего штатных эксплуатационных нагрузок на конструкцию бака, причем холодные пары азота для обдува верхней части обечайки бака окислителя получают путем газификации жидкого азота на входе в бак, а отвод паров азота после обдува обечайки производят по крайней мере из одной торцевой части бака.

Захолаживание верхней части обечайки горизонтально расположенного бака окислителя ракеты-носителя ВКС до фиксированного значения конечной температуры охлаждения позволяет при последующем заполнении бака жидким кислородом уменьшить температурные градиенты и снизить величину нагрузок на конструкцию бака от возникающих температурных напряжений до значения, не превышающего штатных эксплуатационных нагрузок на конструкцию бака, что дает возможность существенно уменьшить толщину стенок бака окислителя по сравнению с толщиной стенок бака, заправляемого жидким кислородом по известному способу, и, соответственно, увеличить массу выводимого полезного груза. Фиксированное значение конечной температуры охлаждения верхней части обечайки бака окислителя определяется перед проведением заправки бака расчетным путем в зависимости от геометрических размеров бака, величины возникающих температурных деформаций обечайки и максимальной величины штатных эксплуатационных нагрузок на бак в составе ракеты-носителя, совершающей воздушный старт при десантировании с самолета-разгонщика. Обдув верхней части обечайки бака холодными парами азота, подаваемыми на внутреннюю поверхность обечайки равномерно по длине бака, позволяет обеспечить интенсивное местное захолаживание обдуваемой поверхности бака. При этом использование для обдува обечайки холодных паров азота, получаемых путем газификации жидкого азота на входе в бак окислителя, то есть имеющих температуру, равновесную температуре жидкого азота, позволяет получить максимальную эффективность и минимальное время процесса захолаживания обечайки бака до заданной температуры. При этом холодные пары азота с такой исходной температурой, вводимые внутрь бака окислителя и отводимые из торцевых частей бака, производят существенное предварительное захолаживание всей конструкции бака, что заметно снижает потери жидкого кислорода при заправке за счет испарения.

Сущность прелагаемого способа заправки жидким кислородом бака окислителя ракеты-носителя воздушно-космической системы поясняется с помощью прилагаемых чертежей, где:

на фиг.1 изображен общий вид системы заправки;

на фиг.2 - расположение коллектора обдува в баке окислителя, разрез А-А на фиг.1;

на фиг. 3 - расположение отверстий по сечению коллектора обдува, узел I на фиг.2.

При заправке компонентами ракетного топлива ракета-носитель 1 расположена горизонтально на борту самолета-разгонщика 2. К нижней части горизонтально расположенного бака окислителя 3 первой ступени ракеты-носителя 1 подключен бортовой заправочный трубопровод 4 с клапаном 5, связанный через переохладитель кислорода 6 и насос жидкого кислорода 7 с заправочной емкостью жидкого кислорода 8. В передней части бака окислителя 3 имеется перегородка 9, отделяющая от основной полости 10 бака газожидкостной отсек 11, необходимый для образования локализованного газового объема при заполнении бака 3 жидким кислородом. В торцевых частях основной полости 10 бака 3 имеются дренажные патрубки 12 и 13 с клапанами 14 и 15 для отвода паров криогенных компонентов. К верхней части газожидкостного отсека 11 бака подключены дренажный патрубок 16 с клапаном 17 и патрубок системы наддува 18 с клапаном 19. В верхней части основной полости 10 бака окислителя 3 размещен продольный трубчатый коллектор обдува 20, расположенный с некоторым постоянным зазором относительно верхней части обечайки по всей длине полости 10. В верхней части коллектора обдува 20, торцы которого могут быть заглушены, равномерно по всей длине его выполнены отверстия 21, а средняя (центральная) часть коллектора теплоизолированным трубопроводом 22 с клапаном 23 сообщена с выходным патрубком газификатора 24. Вход газификатора 24 теплоизолированным трубопроводом 25 с насосом жидкого азота 26 и клапаном 27 подключен к криогенной емкости 28, содержащей жидкий азот. В верхней части обечайки бака 3 установлены датчики температуры 29. Переохладитель кислорода 6 представляет собой криогенную емкость с жидким азотом, во внутренней полости которой создается разрежение с помощью эжектора 30, подключенного к нагнетателю 31.

Перед подачей в бак окислителя 3 жидкого кислорода открывается клапан 27 на трубопроводе 25, включается насос 26 и производится подача жидкого азота из емкости 28 на вход газификатора 24, в котором происходит испарение жидкого азота за счет теплообмена с окружающей средой. Образующиеся в газификаторе 24 холодные пары азота с температурой, равновесной температуре жидкого азота, по трубопроводу 22 через открытый клапан 23 подаются в среднюю (центральную) часть коллектора обдува 20, расположенного в верхней части основной полости 10 бака окислителя 3. Подводимые в коллектор обдува 20 холодные пары азота, проходя от центра к торцам коллектора, выходят из него через отверстия 21, обдувая и захолаживая верхнюю часть обечайки бака. Отверстия 21 расположены по длине коллектора обдува 20 таким образом, что осуществляется равномерный обдув холодными парами азота и обеспечивается равномерность охлаждения верхней части обечайки по всей длине основной полости 10 бака. Это существенно, поскольку длина бака окислителя ракеты-носителя ВКС может составлять 8 м и более. Обдув обечайки газожидкостного отсека 11 бака ввиду ее очень малой относительной длины не обязателен. Охлаждение газожидкостного отсека 11 производится отходящими парами азота, отводимыми через дренажный патрубок 16 с клапаном 17. Поступающие в верхнюю часть бака 3 через коллектор обдува 20 холодные пары азота далее заполняют весь объем бака и затем отводятся в дренаж через расположенные в торцевых частях бака открытые клапаны 14, 15 и 17. При этом обеспечивается предварительное захолаживание всей конструкции бака окислителя. Контроль за процессом охлаждения верхней части обечайки бака окислителя 3 ведут по показаниям датчиков температуры 29. По достижении значения температуры верхней части обечайки бака 3, равного заданному фиксированному значению конечной температуры ее охлаждения, отключают газификатор 24 от линии подачи жидкого азота и закрывают клапан 23 на трубопроводе 22, после чего открывают клапан 5 и включают подачу в бак жидкого кислорода из заправочной емкости 8. Жидкий переохлажденный кислород поступает в нижнюю часть бака 3, интенсивно охлаждая нижнюю часть бака, а образующиеся пары кислорода отводятся в дренаж через клапаны 14, 15 и 17. Интенсивное охлаждение нижней части обечайки бака 3 вызывает ее температурную деформацию (усадку), однако, поскольку верхняя часть обечайки бака 3 уже охлаждена до фиксированного предварительно установленного значения, величина нагрузок на конструкцию бака от возникающих температурных напряжений вследствие уменьшения градиентов температуры не превышает штатных эксплуатационных нагрузок на конструкцию бака. То есть обеспечивается сохранение прочностных свойств бака окислителя ракеты-носителя ВКС, рассчитанного на штатные эксплуатационные нагрузки, при заправке его жидким переохлажденным кислородом. За время обдува верхней части бака окислителя холодными парами азота происходит также существенное охлаждение всей конструкции бака, поскольку холодные пары заполняют весь объем бака, интенсивно теплообмениваясь со стенками бака. Это позволяет существенно снизить потери жидкого кислорода на захолаживание бака окислителя до конечной температуры заправки.

Таким образом, предложенный способ заправки жидким кислородом бака окислителя ракеты-носителя воздушно-космической системы позволяет за счет снижения нагрузок на конструкцию бака от температурных напряжений, возникающих при подаче в бак жидкого кислорода, увеличить массу выводимого воздушно-космической системой полезного груза, а также снизить потери жидкого кислорода.