banner

Схема подачи топлива и способ охлаждения

Опубликовано: 02.09.2018

Изобретение относится к авиационно-космической области, и, в частности, к области летательных аппаратов, приводимых в движение ракетными двигателями. В частности, изобретение относится к схеме (6) питания для снабжения ракетного двигателя (2) по меньшей мере первым жидким топливом, причем упомянутая схема питания включает в себя по меньшей мере один буферный бак (20) для упомянутого первого жидкого топлива и первый теплообменник (18), который встроен в упомянутый буферный бак (20) и приспособлен для подсоединения к схеме (17) охлаждения для охлаждения по меньшей мере одного источника питания, чтобы охлаждать упомянутый источник тепла посредством передачи тепла первому топливу. Изобретение обеспечивает улучшение охлаждения бортовых источников тепла. 4 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Уровень техники

Настоящее изобретение относится к авиационно-космической области, и, в частности, к области летательных аппаратов, приводимых в движение ракетными двигателями.

В приведенном ниже описании, термины «выше по потоку» и «ниже по потоку» используются относительно нормального направления перемещения топлив в схемах питания ракетного двигателя.

Одной из основных проблем в данной области является проблема обеспечения надлежащего охлаждения бортовых источников тепла. В частности, для обеспечения их работы должным образом, некоторые устройства, генерирующие тепло, например такие как топливные элементы, и батареи или электронные схемы, могут требовать поддержания их рабочих температур в пределах относительного узкого температурного диапазона. Однако ограничения, характерные для данной области, могут сильно затруднять отвод тепла, генерируемого такими устройствами. В частности, в условиях вакуума космического пространства имеется очень немного каналов для отвода тепла.

Задача и сущность изобретения

Задачей настоящего изобретения является устранение вышеуказанных недостатков известного уровня техники. Для решения задачи предложена схема питания для снабжения ракетного двигателя, по меньшей мере, первым жидким топливом, причем упомянутая схема также служит для охлаждения, по меньшей мере, одного источника тепла.

Данная задача решается посредством того, что упомянутая схема питания включает в себя, по меньшей мере, один буферный бак для упомянутого первого жидкого топлива и первый теплообменник, встроенный в упомянутый буферный бак и подсоединенный к схеме охлаждения для охлаждения упомянутого по меньшей мере одного источника тепла. Таким образом, в процессе работы тепло, генерируемое источником тепла, может быть отведено через схему охлаждения и упомянутый теплообменник в жидкое топливо в схеме питания ракетного двигателя. В отличие от регенеративного охлаждения стенки камеры сгорания ракетного двигателя, при котором камера сгорания охлаждается непосредственно топливом, данное охлаждение соответственно происходит посредством схемы охлаждения, размещенной между источником тепла и топливом, протекающим через схему охлаждения, тем самым потенциально позволяя более точно регулировать температуру источника тепла за счет возможности регулирования расхода охлаждающей текучей среды в схеме охлаждения. Включение первого теплообменника в буферный бак схемы питания позволяет увеличить поглощаемую тепловую энергию, даже когда схема питания отключена, и упомянутое первое топливо не протекает.

Данное описание относится также к узлу, содержащему упомянутую схему питания и источник тепла, снабженный схемой охлаждения, подсоединенной к упомянутому первому теплообменнику схемы питания. В частности, источник тепла может представлять собой топливный элемент. В качестве примера, такой топливный элемент может снабжаться такими же топливами, как и ракетный двигатель, чтобы генерировать электроэнергию для бортовых систем летательного аппарата, приводимого в движение ракетным двигателем. В качестве альтернативы, бортовые источники тепла других типов, например, такие как батареи или электронные схемы, могут подвергаться охлаждению таким же образом.

Настоящее изобретение относится также к летательному аппарату, содержащему ракетный двигатель с упомянутой схемой питания и бортовым устройством, генерирующим тепло, со схемой охлаждения, подсоединенной к упомянутому первому теплообменнику схемы питания. Например, данный летательный аппарат может представлять собой ступень ракеты-носителя, спутник или летательный аппарат другого типа, который приводится в движение жидкостным ракетным двигателем.

Во втором аспекте, упомянутое первое жидкое топливо может представлять собой, в частности, криогенную жидкость и в частности жидкий водород, таким образом обеспечивая еще более эффективное охлаждение за счет своей низкой температуры.

В третьем аспекте, упомянутая схема охлаждения может включать в себя насос, расположенный выше по потоку от упомянутого первого теплообменника, для обеспечения перемещения первого топлива. Данный насос, например, может представлять собой электрический насос или турбонасос. Тем не менее, схема питания, в качестве альтернативы, может быть выполнена таким образом, чтобы вызывать перемещение первого топлива другими средствами, например посредством повышения давления в баке, расположенном выше по потоку.

Нагретое первое топливо, расположенное ниже по потоку от первого теплообменника, может быть использовано не только для снабжения камеры сгорания ракетного двигателя или, возможно, газогенератора или самого источника тепла (например, когда источник тепла представляет собой топливный элемент), но также может быть использовано в газообразном состоянии для поддержания внутреннего давления в по меньшей мере одном баке с первым топливом, пока упомянутый бак опорожняется через схему питания. Для этого схема питания может включать в себя отвод, ведущий к высокой части данного бака для первого топлива. Таким образом, топливо в газообразном состоянии может быть повторно введено в бак, чтобы поддерживать в нем внутреннее давление, пока бак опорожняется.

В четвертом аспекте, ниже по потоку от упомянутого первого теплообменника, упомянутая схема питания может включать в себя отвод, проходящий через второй теплообменник. Таким образом, второй теплообменник может позволять потоку первого топлива, отведенному через упомянутый отвод, переходить в газообразное состояние, даже если тепловая мощность упомянутого устройства, генерирующего тепло, сама по себе недостаточна для данной цели. Данный поток газа соответственно может быть использован, например, для поддержания внутреннего давления бака, снабжающего схему питания первым топливом, когда он опорожняется. Данное описание относится также к узлу, содержащему схему питания и бак для упомянутого первого жидкого топлива, причем упомянутый бак подсоединен к схеме питания выше по потоку от упомянутого первого теплообменника, а также к упомянутому отводу ниже по потоку от упомянутого второго теплообменника.

В пятом аспекте, упомянутый второй теплообменник может быть встроен в бак для второго жидкого топлива с возможностью нагревания первого жидкого топлива посредством передачи тепла от второго жидкого топлива. В частности, когда температура кипения второго жидкого топлива значительно выше температуры кипения первого жидкого топлива (например, когда первое жидкое топливо представляет собой жидкий водород, а второе жидкое топливо представляет собой жидкий кислород), это позволяет не только обеспечить переход первого топлива в газообразное состояние во втором теплообменнике, но одновременно также охлаждать второе топливо. Данное охлаждение второго топлива позволяет предотвратить кавитацию в насосе, расположенном ниже по потоку от второго бака. Данное описание относится также к узлу, включающему в себя данную схему питания и бак для второго жидкого топлива и содержащему упомянутый второй теплообменник.

Наконец, данное описание относится также к способу охлаждения источника тепла, в котором схема охлаждения упомянутого источника тепла передает тепло, генерируемое источником тепла, первому жидкому топливу ракетного двигателя посредством первого теплообменника схемы питания для снабжения упомянутого ракетного двигателя по меньшей мере упомянутым первым жидким топливом. Как было отмечено выше, данный первый теплообменник содержится в буферном баке схемы питания для подачи первого топлива, и упомянутый источник тепла может представлять собой топливный элемент. Кроме того, после того как данное тепло было поглощено в первом теплообменнике, часть потока первого жидкого топлива может быть отведена через второй теплообменник, в котором оно поглощает тепло из второго топлива, для того чтобы достигать газообразного состояния раньше чем оно будет введено в бак для первого топлива, снабжающий схему питания.

Краткое описание чертежей

Изобретение может быть лучше понято и его преимущества могут стать очевидными после прочтения приведенного ниже подробного описания вариантов осуществления, приведенных в качестве неограничивающих примеров. Данное описание относится к прилагаемым чертежам, из которых:

Фиг. 1 представляет собой схематическое изображение летательного аппарата в первом варианте осуществления изобретения;

Фиг. 2 представляет собой схематическое изображение летательного аппарата во втором варианте осуществления изобретения; и

Фиг. 3 представляет собой схематическое изображение летательного аппарата в третьем варианте осуществления изобретения.

Подробное описание изобретения

Фиг. 1 представляет собой схему, показывающую летательный аппарат 1, который может представлять собой, например, ступень ракеты-носителя. Для приведения его в движение данный летательный аппарат 1 содержит жидкостной ракетный двигатель 2, содержащий первый бак 3 для первого топлива, второй бак 4 для второго топлива, камеру 5 сгорания для сжигания смеси упомянутых двух топлив и для ускорения газа, который получается в результате сжигания упомянутой смеси, первую схему 6 питания, подсоединенную к первому баку 3 и к первой камере 5 для подачи первого топлива из первого бака 3 в камеру 5 сгорания, и вторую схему 7 питания, подсоединенную к второму баку 4 и к камере 5 сгорания для подачи второго топлива из второго бака 4 в камеру 5 сгорания. Первое и второе топлива могут представлять собой криогенные топлива, такие как жидкий водород и жидкий кислород. Каждая из схем 6, 7 питания содержит насос 8, 9 для обеспечения перемещения соответствующего топлива через каждую схему 6, 7 питания, и выпускные клапаны 10, 11 для открытия и закрытия перемещения топлив в камеру 5 сгорания. В качестве примера, данные насосы 8, 9 могут представлять собой электрические насосы или турбонасосы.

Кроме того, для подачи электроэнергии в бортовое оборудование, летательный аппарат 1 содержит также бортовой топливный элемент 16, приспособленный для генерирования электроэнергии в результате химической реакции между двумя топливами, причем упомянутый топливный элемент подсоединен к схемам 12, 13 питания для снабжения этими двумя топливами. Каждая из данных схем 12, 13 включает в себя микронасос 14, 15 для регулирования расхода топлива, подаваемого к топливному элементу 16. Однако благодаря внутреннему давлению в баках 3, 4, микронасосы 14, 15, вероятно, могут быть заменены клапанами с регулируемым расходом, при этом внутреннее давление баков 3, 4 является достаточным, для того чтобы вызывать перемещение топлив к топливному элементу 16.

Топливный элемент 16 снабжен также схемой 17 охлаждения, содержащей охлаждающую текучую среду, такую как, например, гелий, и подсоединенной к теплообменнику 18, встроенному в буферный бак 20 схемы 6 питания для первого топлива. В показанном летательном аппарате, поток данной охлаждающей текучей среды в схеме 17 охлаждения может приводиться в движение посредством или может регулироваться посредством устройства 19 принудительного перемещения с регулируемым расходом, каковое устройство в показанном варианте осуществления выполнено в виде вентилятора. Однако могут быть предусмотрены другие альтернативы как для приведения в движение потока охлаждающей текучей среды, так и для его регулирования. Так охлаждающая текучая среда может приводиться в движение посредством термосифона, и регулирование ее расхода может осуществляться посредством по меньшей мере одного клапана с регулируемым расходом.

В процессе работы, после открытия клапанов 10 и 11 насосы 8, 9 приводят в движение топлива через схемы 6, 7 питания для снабжения камеры 5 сгорания. Тепло, генерируемое топливным элементом 16, который снабжается топливами одновременно через схемы 12, 13 питания для генерирования электроэнергии, отводится через схему 17 охлаждения и теплообменник 18 в первое топливо, перемещающееся через схему 6 питания. В частности, в описанном варианте осуществления, очень низкая температура данного первого топлива, когда оно представляет собой криогенную жидкость, позволяет очень эффективно отводить данное тепло.

Благодаря буферному баку 20, можно отводить большее количество тепла, выделяемого топливным элементом 16, в первое топливо, причем это продолжает происходить даже тогда, когда клапаны 10, 11 закрыты и насосы 8, 9 выключены. Таким образом, жидкий водород, содержащийся в буферном баке 20 в объеме Vt, равном 30 литров, способен поглощать количество тепла, которое соответствует тепловой мощности Pc, равной 100 Вт, в течение одного часа при повышении ∆Т температуры жидкого кислорода всего лишь на 17 Кельвин (K).

На фиг.2 показан летательный аппарат 1 во втором варианте осуществления. Этот другой летательный аппарат 1 отличается от летательного аппарата первого варианта осуществления тем, что первая схема 6 питания включает в себя расположенный ниже по потоку от буферного бака 20 обратный отвод 21, возвращающий топливо в верхнюю часть первого бака 3 через клапан 22 с регулируемым расходом и второй теплообменник 23, который встроен в нижнюю часть второго бака 4 вблизи его подсоединения к второй схеме 7 питания. Ниже по потоку от насоса 9, вторая схема 7 также содержит обратный отвод 40, возвращающий топливо в верхнюю часть второго бака 4 и проходящий через другой теплообменник 41, расположенный вокруг камеры 5 сгорания с возможностью нагревания при этом посредством излучения или проводимости. Выше по потоку от теплообменника 41, данный отвод 40 также включает в себя клапан 42, который может представлять собой клапан с регулируемым расходом, тем самым обеспечивая точное регулирование расхода через отвод 40. Другие элементы данного летательного аппарата 1 по существу эквивалентны элементам первого варианта осуществления, и они обозначены одинаковыми ссылочными позициями.

В процессе работы, после нагревания посредством теплообменника 18, часть потока первого топлива, выходящая из первого бака 3 через первую схему 6 питания, отводится через отвод 21 к второму теплообменнику 23, в котором оно поглощает дополнительную тепловую мощность из второго топлива, имеющего более высокую температуру, тем самым переходя в газообразное состояние, перед введением в верхнюю часть первого бака 3, для того чтобы поддерживать его внутреннее давление, пока он опорожняется. Если первое топливо представляет собой жидкий водород, а второе топливо представляет собой жидкий кислород, то разность температур между их соответствующими температурами кипения при атмосферной температуре составляет примерно 70 K, таким образом позволяя передавать более чем достаточное количество тепла для испарения жидкого водорода, прежде чем их температуры станут одинаковыми, причем это происходит даже тогда, когда жидкий водород перемещается с высокой скоростью относительно объема жидкого кислорода, содержащегося во втором баке.

Одновременно, такое поглощение тепла вторым топливом во втором теплообменнике 23 охлаждает второе топливо, тем самым позволяя уменьшить давление насыщения второго топлива, подаваемого в насос 9, для того чтобы уменьшить явление кавитации в насосе. Это также позволяет давлению и температуре второго топлива колебаться в более широких пределах во втором баке 4.

В то же время для поддержания давления во втором баке 4, часть потока второго топлива, удаляемая из второго бака 4 через вторую схему 7, отводится через отвод 40 и подвергается нагреванию в теплообменнике 41 посредством теплового излучения из камеры 5 сгорания, или посредством теплопроводности, так что оно переходит в газообразное состояние, раньше чем оно будет повторно введено во второй бак 4, чтобы поддерживать в нем внутреннее давление. Регулирование данного отвода потока осуществляется посредством клапана 42.

Тем не менее, в качестве альтернативы насосам 8 и 9 в первых двух вариантах осуществления, перемещение топлив в камеру сгорания может быть также обеспечено другими средствами, например, такими как повышение давление в баках. Так в третьем варианте осуществления, показанном на фиг.3, данные насосы заменены емкостью 24 с сжатым газом, например гелием, подсоединенной к топливным бакам 3 и 4 через соответствующие клапаны 26 и 27. Таким образом, в процессе работы давление гелия из емкости 24 с сжатым газом проталкивает топлива через соответствующие им схемы 6, 7 питания к камере 5 сгорания. Создание повышенного давления топлив в баках 3, 4 также позволяет устранить микронасосы для снабжения топливного элемента 16 топливами, причем в данном варианте осуществления регулирование данной подачи осуществляется посредством клапанов 28, 29 с регулируемым расходом в схемах 12, 13.

Кроме того, как и во втором варианте осуществления, первая схема 6 питания включает в себя буферный бак 20, и ниже по потоку от него она содержит обратный отвод 21, возвращающий в верхнюю часть первого бака 3 через клапан 22 с регулируемым расходом и второй теплообменник 23, который встроен в нижнюю часть второго бака 4 вблизи его подсоединения к второй схеме 7 питания, тем самым позволяя уменьшить потребление сжатого газа из емкости 24 для повышения давления в первом топливном баке 3. Наконец, для того чтобы позволить топливу, которое было отведено через отвод 21, быть повторно введенным в газообразном состоянии в верхнюю часть первого бака 3, данный отвод 21 включает в себя устройство 30 принудительного перемещения, более конкретно, в виде вентилятора или насоса. Другие элементы данного летательного аппарата 1 по существу эквивалентны элементам второго варианта осуществления, и они обозначены одинаковыми ссылочными позициями.

Хотя настоящее изобретение описано выше со ссылкой на конкретные варианты осуществления, очевидно, что различные модификации и изменения могут быть выполнены в данных вариантах осуществления без отхода от объема изобретения, определяемого формулой изобретения. Кроме того, отдельные характеристики описанных различных вариантов осуществления могут быть объединены в дополнительных вариантах осуществления. Так, и в качестве примера, в модификации третьего варианта осуществления, летательный аппарат может также содержать отвод для введения вторых топлив в газообразном виде во второй бак, как во втором варианте осуществления, включающий устройство для принудительного перемещения вторых топлив в газообразном виде. Таким образом, описание и чертежи следует рассматривать как пояснительные, а не ограничивающие.

1. Схема (6) питания для снабжения ракетного двигателя (2), по меньшей мере, первым жидким топливом, отличающаяся тем, что она включает в себя, по меньшей мере, один буферный бак (20) для упомянутого первого жидкого топлива и первый теплообменник (18), встроенный в упомянутый буферный бак (20) и приспособленный для подсоединения к схеме (17) охлаждения для охлаждения, по меньшей мере, одного источника тепла.

2. Схема (6) питания по предыдущему пункту, в которой упомянутое первое жидкое топливо представляет собой криогенную жидкость.

3. Схема (6) питания по п. 2, в которой упомянутое первое жидкое топливо представляет собой жидкий водород.

4. Схема (6) питания по п. 1, включающая в себя насос (8), расположенный выше по потоку от упомянутого первого теплообменника (18).

5. Схема (6) питания по п. 1, дополнительно включающая в себя расположенный ниже по потоку от упомянутого первого теплообменника (18) отвод (21), проходящий через второй теплообменник (23).

6. Узел, содержащий схему (6) питания по п. 5 и бак (3) для упомянутого первого жидкого топлива, причем упомянутый бак (3) подсоединен к упомянутой схеме (6) питания выше по потоку от упомянутого первого теплообменника (18), а также к упомянутому отводу (21) ниже по потоку от упомянутого второго теплообменника (23).

7. Узел, содержащий схему (6) питания по п. 5 и бак (4) для второго жидкого топлива, причем упомянутый второй теплообменник (23) встроен в бак (4).

8. Узел, содержащий схему (6) питания по п. 1 и источник тепла, снабженный схемой (17) охлаждения, подсоединенной к упомянутому первому теплообменнику (18) схемы (6) питания.

9. Узел по п. 8, в котором упомянутый источник тепла представляет собой топливный элемент (16).

10. Летательный аппарат (1), содержащий ракетный двигатель

(2) с, по меньшей мере, одной схемой (6) питания по п. 1 и источником питания, снабженным схемой (17) охлаждения, подсоединенной к упомянутому первому теплообменнику (18) схемы (6) питания.

11. Способ охлаждения источника тепла, в котором с помощью схемы (17) охлаждения упомянутого источника тепла передают тепло, генерируемое источником тепла, первому жидкому топливу ракетного двигателя (2) через первый теплообменник (18), встроенный в буферный бак (20) схемы (6) питания для снабжения упомянутого ракетного двигателя (2), по меньшей мере, упомянутым первым жидким топливом.

НАВИГАЦИЯ

РЕКЛАМА

Архив новостей

РЕКЛАМА

Календарь

РЕКЛАМА

rss