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

Формула изобретения

Способ заправки жидким кислородом бака окислителя ракеты-носителя воздушно-космической системы путем подачи жидкого кислорода в нижнюю часть бака и отвода паров кислорода при сообщении верхней части бака с дополнительной криогенной емкостью, с локализацией в полости передней части бака окислителя парогазового объема, находящегося в динамическом контакте с жидким кислородом, включающий заполнение бака жидким кислородом наземными средствами заправки и обеспечение в нем заданной температуры жидкого кислорода перед воздушным стартом ракеты-носителя, отличающийся тем, что производят подачу в бак окислителя жидкого переохлажденного кислорода с переливом кислорода из бака в дополнительную криогенную емкость после заполнения бака, при поддержании в дополнительной криогенной емкости избыточного давления, соответствующего штатному давлению в баке окислителя, при этом подачу переохлажденного кислорода в бак окислителя производят до получения значения температуры кислорода на выходе из бака ниже заданной температуры жидкого кислорода в баке перед воздушным стартом на величину прогрева кислорода в баке окислителя до момента десантирования ракеты-носителя, после чего отстыковывают наземные средства заправки и дополнительную криогенную емкость, а в процессе выведения ракеты-носителя на высоту воздушного старта производят периодическое барботирование гелия через жидкий кислород в полости передней части бака окислителя при одновременном отводе из нее соответствующего количества парогазовой смеси.

Описание изобретения к патенту

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

Известен способ заправки жидким кислородом бака окислителя ракеты-носителя путем подачи в верхнюю часть бака переохлажденного жидкого кислорода и отвода в дренаж паров кислорода, включающий заполнение бака жидким кислородом до заданного уровня заправки и обеспечение заданной среднемассовой температуры жидкого кислорода за счет его термостатирования, осуществляемого путем переохлаждения части кислорода, циркулирующей по замкнутому контуру при сливе кислорода из нижней части бака и подаче переохлажденного кислорода в верхнюю часть бака (см. Ракетно-космический комплекс. "Космодром", под ред. проф. А.П. Вольского, изд. МО СССР, М., 1977, с.158). Известный способ применим для заправки бака окислителя ракеты-носителя, стартующей вертикально из стационарного положения, поскольку не весь объем бака при заправке заполняется жидким кислородом и в верхней части бака окислителя предусмотрена газовая "подушка", необходимая для обеспечения надежного запуска жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) ступени. Однако данный способ неприемлем для заправки кислородом бака окислителя первой ступени ракеты-носителя воздушно-космической системы (ВКС), осуществляющей воздушный старт при десантировании ее из самолета-разгонщика. Это обусловлено тем, что при десантировании с самолета, например с помощью парашюта, на конструкцию ракеты-носителя воздействуют очень большие возмущающие ускорения, вызывающие при наличии в баке свободной газовой (парогазовой) фазы интенсивное перемешивание жидкости и газа в объеме бака окислителя. Такое перемешивание фаз приведет к попаданию значительных парогазовых включений в магистраль подачи кислорода в ЖРД первой ступени при воздушном старте ракеты-носителя, что может вызвать срыв подачи жидкого кислорода и незапуск или аварию ЖРД и соответственно разрушение ракеты-носителя.

Наиболее близким к предложенному является способ заправки жидким кислородом бака окислителя первой ступени ракеты-носителя, горизонтально расположенной на борту самолета-разгонщика воздушно-космической системы, путем подачи жидкого кислорода в нижнюю часть бака и отвода паровой фазы при сообщении верхней части бака окислителя с дополнительной криогенной емкостью с жидким кислородом, с локализацией в полости передней части бака окислителя парогазового объема, находящегося в динамическом контакте с жидким кислородом, включающий захолаживание бака и снижение среднемассовой температуры в нем жидкого кислорода до заданной расчетной величины, при этом заполнение бака окислителя и дополнительной криогенной емкости осуществляют жидким кислородом с температурой, соответствующей его температуре кипения при нормальном атмосферном давлении, а в процессе полета самолета-разгонщика осуществляют снижение среднемассовой температуры жидкого кислорода в баке окислителя с использованием жидкого кислорода из криогенной емкости, переохлаждаемого в ней за счет раскипания при пониженном давлении (пат. РФ 2165869, кл. B 64 G 1/14, 2000 г.). Согласно данному способу, во время полета ВКС разрежение в криогенной емкости, как и в баке окислителя ракеты-носителя, поддерживают за счет сообщения полости емкости с атмосферой за бортом самолета-разгонщика, при этом переохлажденный кислород из емкости периодически подают в бак окислителя для охлаждения и компенсации потерь в нем жидкого кислорода. Одновременно осуществляется регулирование величины разрежения в баке окислителя, полость которого сообщена с криогенной емкостью, а перед десантированием ракеты-носителя с самолета-разгонщика производят дозаправку жидким кислородом бака окислителя с удалением паровой фазы и подъем давления в баке до его штатного значения. Данный способ заправки обеспечивает надежный запуск ЖРД первой ступени ракеты-носителя при десантировании ее с самолета-разгонщика. Однако наличие на борту самолета-разгонщика криогенной емкости с жидким кислородом, а также криогенного насоса, трубопроводов и арматуры для обеспечения периодической подачи переохлажденного кислорода в бак окислителя при полете ВКС, существенно усложняет конструкцию и функционирование ВКС, обуславливает большой объем и трудоемкость работ при создании и экспериментальной отработке ВКС. Наличие данного оборудования, вследствие ограниченной грузоподъемности самолета-разгонщика, существенно снижает вес транспортируемой им ракеты-носителя и количество заправляемого в ее баки ракетного топлива и соответственно снижает массу выводимого на орбиту полезного груза. Данный способ заправки связан также со значительными потерями кислорода и во время полета ВКС (за счет внешних теплопритоков и раскипания кислорода).

Технической задачей, решаемой настоящим изобретением, является улучшение эксплуатационных качеств воздушно-космической системы и увеличение массы выводимого полезного груза.

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 бака и отвода паров кислорода при сообщении верхней части бака с дополнительной криогенной емкостью, с локализацией в полости передней части бака окислителя парогазового объема, находящегося в динамическом контакте с жидким кислородом, включающей заполнение бака жидким кислородом наземными средствами заправки и обеспечение в нем заданной температуры жидкого кислорода перед воздушным стартом ракеты-носителя, в соответствии с изобретением, производят подачу в бак окислителя жидкого переохлажденного кислорода с переливом кислорода из бака в дополнительную криогенную емкость после заполнения бака, при поддержании в дополнительной криогенной емкости избыточного давления, соответствующего штатному давлению в баке окислителя, при этом подачу переохлажденного кислорода в бак окислителя производят до получения значения температуры кислорода на выходе из бака ниже заданной температуры жидкого кислорода в баке перед воздушным стартом на величину прогрева кислорода в баке окислителя до момента десантирования ракеты-носителя, после чего отстыковывают наземные средства заправки и дополнительную криогенную емкость, а в процессе выведения ракеты-носителя на высоту воздушного старта производят периодическое барботирование гелия через жидкий кислород в полости передней части бака окислителя при одновременном отводе из нее соответствующего количества парогазовой смеси.

Подача в нижнюю часть бака окислителя переохлажденного жидкого кислорода с переливом жидкого кислорода из верхней части бака в дополнительную криогенную емкость, в которой поддерживается штатное избыточное давление, обеспечивает непрерывное понижение температуры заправленного жидкого кислорода, находящегося в динамическом контакте с локализованным в полости передней части бака парогазовым объемом, при штатном давлении и отсутствии в основном объеме бака паров кислорода. Это обстоятельство, при условии снижения температуры жидкого кислорода на выходе из бака ниже заданной температуры кислорода в баке перед воздушным стартом на величину прогрева кислорода в баке до момента десантирования ракеты-носителя позволяет получить в наземных условиях температурное состояние жидкого кислорода в баке окислителя, позволяющее провести надежный запуск ЖРД первой ступени ракеты-носителя при ее воздушном старте с самолета-разгонщика. При этом вместо термостатирования жидкого кислорода в баке во время полета ВКС и дозаправки бака с подъемом давления перед десантированием ракеты-носителя, необходимых в известном способе заправки, в предлагаемом способе заправки производится только периодическое барботирование гелия через жидкий кислород в полости передней части бака при одновременном отводе из этой полости соответствующего количества парогазовой смеси, обеспечивающее поддержание оптимальной температуры верхнего слоя жидкого кислорода в этой полости. В результате существенно упрощается технология работ на борту самолета-разгонщика по подготовке воздушного старта, а также снижается объем и трудоемкость работ при создании и экспериментальной отработке ВКС. Возможность исключить из состава ВКС дополнительную емкость с жидким кислородом, криогенный насос, трубопроводы и арматуру для термостатирования кислорода во время полета позволяет существенно увеличить вес ракеты-носителя и количество заправляемого топлива, за счет чего увеличить массу выводимого полезного груза.

Сущность предлагаемого способа заправки жидким кислородом бака окислителя ракеты-носителя воздушно-космической системы поясняется с помощью прилагаемого чертежа.

Ракета-носитель 1 воздушно-космической системы, находящейся на заправочной площадке, расположена горизонтально на борту самолета-разгонщика 2 с возможностью десантирования ее на высоте воздушного старта, составляющей около 10 км. Бак окислителя 3 первой ступени ракеты-носителя через бортовой трубопровод заправки 4 с клапаном 5 и наземный трубопровод заправки 6 с клапанами 7 и 8, насосом жидкого кислорода 9 и теплообменником 10 соединен с криогенной заправочной емкостью 11, содержащей жидкий кислород. Теплообменник 10, служащий для переохлаждения жидкого кислорода, представляет собой криогенную емкость с жидким азотом, внутри которой проходит трубопровод 6 заправки жидкого кислорода. Для создания необходимого разрежения, обеспечивающего требуемую температуру переохлаждения жидким азотом жидкого кислорода, подаваемого в бак 3 ракеты-носителя 1, газовая полость теплообменника 10 сообщена со всасывающим патрубком газового эжектора 12, подводящий патрубок которого подключен к компрессору 13. В передней части бака окислителя 3 имеется разделительная перегородка 14, ограничивающая в передней части бака герметичную полость 15, нижняя часть которой через патрубок 16, установленный в перегородке 14, сообщена с основным объемом бака - полостью 17. Верхние части полостей 15 и 17 бака 3 через узлы автоматической расстыковки с отсечными клапанами 18 и соответствующие клапаны 19 и 20 с помощью дренажно-сливных трубопроводов 21 и 22 сообщены с наземной дополнительной криогенной емкостью 23, имеющей патрубок наддува 24 с клапаном 25 и дренажный патрубок 26 с дренажно-предохранительным клапаном 27. К верхней части полости 15 бака 3 подключен трубопровод системы наддува и дренажа с клапаном 28, а в нижнюю часть полости 15 введен трубопровод 29, связанный, например, с бортовой системой газоснабжения гелием 30 ракеты-носителя 1. На трубопроводе 21 установлен датчик температуры 31 для контроля температуры жидкого кислорода на выходе из верхней части основного объема бака 3, в полости 15 бака установлен датчик уровня жидкого кислорода 32. На трубопроводах 4 и 21 установлены бортовые разъемные соединения 33.

Заправка топливом самолета-разгонщика 2 и топливных баков ракеты-носителя 1 производится в условиях аэродрома перед взлетом воздушно-космической системы. Перед началом процесса заправки кислородом бака окислителя 3 ракеты-носителя 1 производится наддув заправочной емкости 11, включается насос жидкого кислорода 9 и осуществляется охлаждение заправочных магистралей. Производится также подъем давления в баке окислителя 3 до штатного значения за счет наддува дополнительной криогенной емкости 23 гелием через патрубок 24. При проведении заправки бака 3 жидкий кислород из емкости 11 переохлаждается в теплообменнике 10 жидким переохлажденным азотом и через бортовой трубопровод заправки 4 подается в нижнюю часть бака. По мере подачи в бак 3 жидкого переохлажденного кислорода происходит повышение в нем уровня жидкого кислорода. Образующиеся в баке 3 пары кислорода из полостей 15 и 17 бака через открытые клапаны 19 и 20 по трубопроводам 21 и 22 поступают в криогенную емкость 23, откуда отводятся в дренаж через клапан 27. При достижении определенного уровня жидкого кислорода в баке 3 закрывают клапан 19 на линии дренажа из полости 15, а через клапан 28 вдувают в эту полость гелий, обеспечивая образование в полости локализованного парогазового объема (гелий плюс пары кислорода), и продолжают заполнение жидким кислородом основного объема бака (полости 17). Локализованный в полости 15 бака парогазовый объем, вследствие наличия патрубка 16 в перегородке 14, находится в динамическом контакте с находящимся в полости 17 бака жидким кислородом. Для уменьшения величины температурного расслоения жидкого кислорода в полости 15, отделенной от основного объема бака 3 перегородкой 14, и получения заданной величины локализованного парогазового объема, в процессе дальнейшего заполнения бака в полость 15 через трубопровод 29 вводят дополнительное количество гелия, барботирующего через жидкий кислород. После заполнения бака 3 жидким кислородом продолжают подачу в бак переохлажденного кислорода с одновременным переливом кислорода из бака в дополнительную емкость 23 по трубопроводам 21 и 22, осуществляя тем самым понижение среднемассовой температуры заполняющего бак жидкого кислорода. При этом осуществляется контроль температуры жидкого кислорода на выходе из бака 3 с помощью датчика температуры 31. По достижении температуры кислорода на выходе из бака 3 ниже заданной температуры жидкого кислорода в баке перед воздушным стартом ракеты-носителя на величину прогрева кислорода в баке до момента десантирования ракеты-носителя, прекращают подачу в бак 3 переохлажденного кислорода, закрывают клапаны 5 и 20 и с помощью бортовых разъемных соединений 33 отстыковывают наземные трубопроводы 6 и 22, после чего осуществляется взлет самолета-разгонщика 2 с ракетой-носителем 1. Температурное состояние жидкого кислорода, находящегося при штатном давлении в полости 17 бака окислителя 3 ракеты-носителя 1 при наличии локализованного парогазового объема в полости 15 бака, обеспечивает надежный запуск ЖРД ракеты-носителя при ее воздушном старте с самолета-разгонщика. Поскольку время полета ВКС к месту воздушного старта ракеты-носителя 1 довольно продолжительное и составляет несколько часов, в процессе полета ВКС производят периодическое барботирование гелия через жидкий кислород в полости 15 передней части бака 3, вводимого через трубопровод 29 от бортовой системы газоснабжения 30, с одновременным отводом из полости 15 соответствующего количества парогазовой смеси через клапан 28, что предотвращает температурное расслоение жидкого кислорода в этой полости и обеспечивает допустимую величину парциального давления паров кислорода в локализованном парогазовом объеме.

Таким образом, предложенный способ заправки жидким кислородом бака окислителя ракеты-носителя воздушно-космической системы позволяет улучшить эксплуатационные качества ВКС за счет существенного упрощения технологии работ по подготовке воздушного старта ракеты-носителя при ее десантировании с самолета-разгонщика. При этом уменьшение количества и веса оборудования, размещаемого на самолете-разгонщике, позволяет существенно увеличить массу выводимого на орбиту полезного груза.