DE19632801A1 - Verfahren und Vorrichtung zur Verdichtung eines flüssigen Treibstoffs - Google Patents
Verfahren und Vorrichtung zur Verdichtung eines flüssigen TreibstoffsInfo
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Description
Antriebssysteme unter Verwendung von tiefgekühltem, flüssi
gem Sauerstoff und/oder Wasserstoff, wie das Space-Shuttle,
Atlas/Centaur, Delta usw., werden aktuell aus Anlagenvor
ratstanks gefüllt, und sie können anschließend in den Flug
tanks abkühlen, um Wärme freizusetzen, wie sie von der
Flüssigkeit als Ergebnis von Wärmelecks der Übertragungslei
tung zur Umgebung und der Abkühlung der Tankwand absorbiert
wurde. Ein Kühlen des Flüssigkeitsvolumens ist erwünscht, um
die Flüssigkeitsdichte zu erhöhen, damit im Tank mehr Im
pulsmasse eingelagert werden kann, und um auch den Flüssig
kelts-Dampfdruck zu verringern, so daß der Tankbetriebsdruck
und das Tankgewicht minimiert sind.
Wärmefreisetzung aus dem Flüssigkeitsvolumen ist ein relativ
langsamer Prozeß, da er vom natürlichen Konvektionsmechanis
mus und der Verdampfung an der Flüssigkeitsoberfläche ab
hängt. Das Ausmaß der Flüssigkeitskühlung durch Oberflächen
bedampfung ist auch durch den Strömungswiderstand des Belüf
tungssystems (Belüftungsventil und Leitung) und den Umge
bungsdruck (1014 hPa) begrenzt. Eine Verringerung des Strö
mungswiderstands des Belüftungssystems zum Verbessern der
Abkühlzeit und zum Minimieren der schließlich erreichten
Volumentemperatur führt zu einer relativ großen Konstruktion
für das Belüftungsventil und die Leitung, was einen Mehrauf
wand für das Nutzgewicht des Flugobjekts darstellt. Die ak
tuellen Einrichtungen zum Verdichten tiefgekühlter Flüssig
keiten durch Verdampfung sind einfach, jedoch ist der Prozeß
auf die Sättigungsdichte und den Flüssigkelts-Dampfdruck
beim Atmosphärendruck beschränkt.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren und
eine Vorrichtung zum Verdichten eines flüssigen Treibstoffs
zu schaffen, die zu hoher Flüssigkeitsdichte bei gleichzei
tig geringem Gewicht der Kühlvorrichtung führen.
Diese Aufgabe ist hinsichtlich der Vorrichtung durch die
Lehre von Anspruch 1 und hinsichtlich des Verfahrens durch
die Lehre von Anspruch 10 gelöst.
Gemäß der Erfindung ist eine Vorrichtung zum weiteren Abküh
len flüssigen Treibstoffs unter den normalen Siedepunkt ge
schaffen, um die Größe und das Gewicht des Vorratstanks und
des angetriebenen Objekts zu verringern. Die Neuerung umfaßt
ein im Tank liegendes Umwälzsystem und eine auf dem Boden
positionierte Kühleinheit. Von der Oberseite des Tanks wird
warme Flüssigkeit abgezogen, und diese wird über den Vertei
ler des Umwälzsystems und eine Übertragungsleitung zur am
Boden befindlichen Kühleinheit transportiert. Anschließend
wird die Flüssigkeit in der am Boden befindlichen Kühlein
heit abgekühlt und unter Verwendung einer Umwälzpumpe am Bo
den des Tanks in diesen zurückgeleitet. Die eintretende,
unterkühlte Flüssigkeit verdrängt die wärmere Flüssigkeits
schicht über ihr, bis die gesamte Tankflüssigkeitsmasse auf
die gewünschte höhere Dichte und das niedrigere Dampfdruck
niveau unterkühlt ist. Die höhere Flüssigkeitsdichte führt
zu einer kleineren Tankgröße, und der niedrigere Dampfdruck
führt zu niedrigerem Tankbetriebsdruck. Diese beiden Effek
te, nämlich das kleinere Tankvolumen und der niedrigere Be
triebsdruck, führen zu einem leichteren Tank und demgemäß zu
einer leichteren Flugobjektkonstruktion. Die unterkühlte,
dichtere Flüssigkeit ermöglicht auch eine Verkleinerung des
Durchmessers des Hauptspeisesystems sowie von Raketenmotor
komponenten (Pumpe, Ventile, Leitungen) , was weiter zu einer
Gewichtsverringerung des gesamten Systems beiträgt. Da die
Abkühlung des Flüssigkeitsvolumens mittels einer Umwälzströ
mung erzielt wird, kann auch die zum Verdichten des Treib
stoffvolumens erforderliche Zeit deutlich im Vergleich mit
der beim viel langsameren Konvektionswärmeübertragungsprozeß
verringert werden. Das Verringern der zum Verdichten des
flüssigen Treibstoffs erforderlichen Zeit führt zu einem
kürzeren Beladevorgang und niedrigeren Abschußkosten.
Da der Umwälzverteiler, der an der Oberseite des Tanks
liegt, während des Vorgangs der Tankabkühlung und -befüllung
auch als Belüftungssystem dienen kann, kann das Belüftungs
ventil, das normalerweise auf dem Tank liegt, an den Boden
verlegt werden. Das Anbringen des Belüftungsventils am Boden
statt am Flugtank führt zu einer zusätzlichen Gewichtsver
ringerung des Flugobjekts und zu niedrigeren Betriebskosten,
da das Belüftungsventil wiederverwendet und leicht ausge
tauscht werden kann.
Dank der Erfindung kann tiefgekühlter, flüssiger Treibstoff
im Tank eines Raketenflugobjekts unterkühlt werden, wodurch
die Dichte des Flüssigkeitsvolumens erhöht werden kann und
der Flüssigkeitsdampfdruck verringert werden kann.
Außerdem können die Größe und das Gewicht der Vorratstanks
des Raketenflugobjekts unter Verwendung des dichteren Zu
stands des Treibstoffs und des niedrigeren Tankbetriebs
drucks verringert werden.
Außerdem kann das Gewicht eines Raketenmotors unter Verwen
dung dichteren Treibstoffs verringert werden.
Schließlich kann das Gewicht eines Raketenflugobjekts ver
ringert werden, und die Nutzlast kann erhöht werden.
In der Figur ist schematisch ein erfindungsgemäßes Treib
stoff-Verdichtungssystem dargestellt.
In der Figur ist ein Flugobjekttank 1 dargestellt, der eine
tiefgekühlte Flüssigkeit 25 enthält. Diese Flüssigkeit 25
trat ursprünglich über eine Haupt-Anlagenversorgungsleitung
20, die mit einer nicht dargestellten Quelle verbunden ist,
in den Tank 1 ein. Wenn ein Füll- und Ablaßventil 19 geöff
net ist, läuft Flüssigkeit durch eine Hauptspeiseleitung 17
und beginnt damit, den Tank 1 zu kühlen und zu füllen. Ein
am Boden befindliches Lüftungsventil 5 ist während der Bela
dung des Tanks 1 geöffnet, da die Siedemenge, wie sie auf
grund des Befüllens des warmen Tanks und des Abkühlens des
selben auftritt, Überdruck im Tank hervorrufen würde. Wenn
das Belüftungsventil 5 offen ist, entweicht das im Tank 1
erzeugte Gas durch eine Belüftungsleitung 13 in eine Anla
genleitung 14, in der es wieder aufgefangen werden kann oder
aus der es abgelassen werden kann. Das Wegnehmen des Belüf
tungsventils vom Tank 1 und das Anbringen desselben am Boden
verringert das Gewicht des Flugobjekts, an dem der Tank 1
angebracht ist. (Am Tank 1 ist ein Notentspannventil 3 für
Druckentspannung während eines Flugs im Fall eines Ausfalls
des Drucksystems während des Anstiegs des Flugobjekts ange
bracht. Das Notentspannventil 3 wird nicht am Boden verwen
det. Es ist nur vorhanden, um das Flugobjekt nach dem Abhe
ben zu schützen.) Wenn das Flüssigkeitsniveau im Tank 1 über
einen Umwälzverteiler 2 ansteigt, tritt ein Übergang vom
Einströmen von Gas in eine Umwälzleitung 4 in ein Einströmen
einer Flüssigkeit auf. Die Flüssigkeit 25 im Tank 1 muß den
Umwälzverteiler 2 bedecken, damit sie in ihn eintreten kann
und in der Umwälzleitung 4 aus dem Flugobjekt in die Kühl
anlage auf dem Boden transportiert wird. Dann wird das auf
dem Boden befindliche Belüftungsventil 5 geschlossen, ein
Wärmeaustauscher 11 und eine Umwälzpumpe 7 werden gestartet,
und es beginnt ein Unterkühlen der Flüssigkeit mittels des
Wärmeaustauschers 11.
Die Strömung von der Umwälzleitung 4 zu einem Wärmeaustau
schertank 30 ist in zwei Pfade aufgeteilt. Ein Pfad dient
für ein Flüssigkeitsbad 26 im Wärmeaustauschertank 30, das
dazu verwendet wird, die Flüssigkeit im Wärmeaustauscher 11
durch Verdampfen zu kühlen. Diese Strömung durchläuft ein
Pumpenabtrennventil 6, ein Wärmeaustauscher-Strömungsein
stellventil 8 und eine Dosieröffnung 9 zum Erwärmen des Aus
tauschertanks 30. Ein Kompressor 10 mit einem Motor 40 ver
ringert den Druck im Wärmeaustauschertank auf ≈14 hPa über
dem Tripelpunktdruck des Fluids, so daß nur Flüssigkeit und
Dampfphase (keine feste Phase) im Wärmeaustauschertank 30
vorhanden sind. Dieses niedrige Druckniveau im Wärmeaustau
schertank 30 verringert auch die Badtemperatur und den Druck
der in den Wärmeaustauschertank 30 eintretenden Flüssigkeit,
und zwar aufgrund des Übergangs der Flüssigkeit auf den
niedrigen Baddruck. Der vom Wärmeaustauschertank 30 ausgege
bene Dampf wird anschließend mittels der Leitung 14 an eine
für die Umgebung geeignete Auffangvorrichtung (nicht darge
stellt) für Umwälz- oder Entsorgungszwecke, oder zum Verwer
fen, gegeben, falls dies sicher ist. Ein Flüssigkeitsniveau
sensor 12 innerhalb des Wärmeaustauschertanks 30 wird dazu
verwendet, das Wärmeaustauscher-Strömungseinstellventil 8
einzustellen, das die Menge an Flüssigkeit im Flüssigkeits
bad 26 so dosiert, daß sie Wärmeaustauscherrohre 11 bedeckt.
Eine Variation der vorstehend erörterten Kühlmittelströmung
besteht darin, eine andere Flüssigkeit als die gekühlte
Flüssigkeit zum Erzeugen einer niedrigeren Wärmeaustauscher
badtemperatur zu verwenden. Als Beispiel führt die Verwen
dung von flüssigem Stickstoff, der bei Unteratmosphärendruck
siedet, zu einer viel niedrigeren Badtemperatur als flüssi
ger Sauerstoff, der beim selben Druck siedet. Demgemäß führt
die Verwendung von flüssigem Stickstoff zum Kühlen von flüs
sigem Sauerstoff zu einer niedrigeren Temperatur von flüssi
gem Sauerstoff, zu höherer Dichte und zu niedrigerem Dampf
druck als dann, wenn flüssiger Sauerstoff als Kühlfluid ver
wendet wird. Wenn eine andere Flüssigkeit verwendet wird,
wird die Kühlmittelströmung von einem Kühlmittel-Vorratstank
(nicht dargestellt) über das Wärmeaustauscher-Strömungsein
stellventil 8 und die Strömungsdosieröffnung 9 zugeführt.
Der zweite Pfad für Flüssigkeit von der Umwälzleitung 4 ist
ein solcher über das Pumpenabtrennventil 6 und die Umwälz
pumpe 7 zu Wärmeaustauscherschlangen 11, die durch die bei
kälterer Temperatur siedende Flüssigkeit im Flüssigkeitsbad
26 gekühlt werden. Die gekühlte Flüssigkeit verläßt den Wär
meaustauschertank 30 über eine Rücklaufleitung 16 zur Haupt
speiseleitung 17 für Einleitung an der Unterseite des Flug
objekttanks 1. Die relativ hohe Umwälzströmung von Flüssig
keit 25 im Tank 1, wie durch Pfeile im Tank veranschaulicht,
führt zu einer viel schnelleren Abkühlung der Flüssigkeit
25, als dies derzeit möglich ist. Aktuelle Systeme stützen
sich auf eine Flüssigkeitsbewegung durch natürliche Konvek
tion, wie durch Verdampfung an der Flüssigkeitsoberfläche
hervorgerufen. Da der Kompressor im Wärmeaustauschertank 30
eine Abkühlung der Flüssigkeit auf eine niedrigere Tempera
tur erlaubt, als es Abkühlen durch Verdampfen ermöglicht,
kann ferner die Flüssigkeit 25 im Tank 1 kälter und damit
dichter sein, als dies andernfalls möglich wäre. Dadurch
kann der Flugobjekttank 1 mehr Treibstoff mitnehmen. Die Be
füll- und Abkühlzeiten werden durch dieses Kühlverfahren für
den Treibstoff verringert, was eine Ersparnis hinsichtlich
der Verweilzeit des Flugobjekts ist. Ferner kann das Fenster
für Abschußzeitpunkte dadurch erweitert werden, daß die
Tanks für längere Zeitspannen voll und gekühlt gehalten wer
den können.
Wenn sich die Flüssigkeit im Flugobjekttank 1 abkühlt und
sie fest wird, muß mehr Treibstoff in den Tank 1 gefüllt
werden. Mehr Treibstoff muß auch hinzugefügt werden, um den
jenigen zu ersetzen, der über den Kompressor und Belüftungs
leitungen verlorengeht, wenn dieselbe Flüssigkeit als Kühl
mittelfluid verwendet wird.
Um dem System weiteren kälteren, dichteren, flüssigen Treib
stoff zuzuführen, tritt der Treibstoff von der Quelle über
die Haupt-Anlagentransportleitung 20 in das System ein. Das
Füll- und Ablaßventil 19 wird geschlossen, und ein am Boden
befindliches Auffüllventil 18 wird geöffnet, was es ermög
licht, daß der Treibstoff durch die Wärmeaustauscherschlan
gen 11 fließt, um gekühlt und verdichtet zu werden, bevor er
über die Hauptspeiseleitung 17 in den Tank 1 eintritt.
Eine wahlweise vorhandene Triebwerks-Kühlleitung 50 kann da
zu verwendet werden, die Triebwerkspumpen und -ventile vor
einem Zündvorgang dadurch zu kühlen, daß ein Teil der Um
wälzströmung zum Kühlen der Triebwerkskomponenten abgezweigt
wird. Derzeit sind an Bord befindliche Umwälzpumpen oder
nicht an Bord befindliche Lecksysteme erforderlich, um das
Triebwerk vor dem Start auf der Temperatur der tiefgekühlten
Flüssigkeit zu halten. Die Umwälzpumpen- oder Lecksysteme
arbeiten für viele Stunden, um zu gewährleisten, daß sich
die Triebwerkskomponenten vor dem Zünden auf der Flüssig
keitstemperatur befinden. Mittels der am Boden befindlichen
Kühleinheit kann die Umwälzpumpe 7 für den erforderlichen
Druckanstieg sorgen, um die Strömung über die Triebwerkskom
ponenten zuzuführen. Durch Rohrverlegung und Strömungsher
beiführung unterkühlter Flüssigkeit von der Hauptspeiselei
tung 17 durch die Triebwerke können die an Bord befindlichen
Umwälzpumpen oder das nicht an Bord befindliche Lecksystem
weggelassen werden, was zu zusätzlichen Ersparnissen beim
Fahrzeuggewicht und den Kosten führt.
Während der Kühlung des Flüssigkeitsvolumens und dem Ver
dichtungsprozeß wird der Flugobjekttank 1 mittels eines
nicht kondensierbaren Gases 22 wie Helium auf das
Triebwerk-Vorverdichtungsniveau gebracht. Der Tank 1 wird unter Druck
gesetzt, um unterkühlte Flüssigkeit am Einlaß des Umwälzver
teilers 2 zu liefern, wobei an der Umwälzpumpe ein positiver
Nettosaugdruck geliefert wird und im Tank ein Überdruck ge
liefert wird. Es existieren zwei weitere Vorteile, die da
durch erzielt werden, daß Flüssigkeit 25 in den unter Druck
befindlichen Tank 1 eingefüllt wird. Einer der Vorteile ist
der, daß zusätzliches Tankvolumen zum Beladen mit mehr Flüs
sigkeitsmasse verfügbar ist, da das Tankvolumen mit dem
Druck zunimmt.
Der andere Vorteil des Befüllens des unter Druck stehenden
Tanks 1 für 1 bis 2 Stunden, während der flüssige Treibstoff
25 gekühlt wird, besteht darin, daß in den Leerraum des
Tanks 1 mehr Helium-Druckgas eingefüllt werden kann, als
dies bei derzeitigen Abschuß-Flugobjekten erfolgt, wie beim
Space Shuttle, das während der letzten 2-3 Minuten unter
Druck gesetzt wird. Durch Einfüllen der unter Druck stehen
den Flüssigkeit für eine längere Zeitspanne kann das Helium
gas bis auf nahe die Temperatur des Flüssigkeitsvolumens ab
kühlen, was zu einem dichteren Gas führt, das in dasselbe
Volumen eingefüllt ist. Der Vorteil, wenn mehr Heliumgas mit
flüssigem Sauerstoff zusammen vorliegt, ist der, daß weniger
gasförmiger Sauerstoff dazu erforderlich ist, den Tank wäh
rend des Anstiegs unter Druck zu setzen, was beim Abschalten
des Triebwerks zu einer leichteren Gasmasse und zu mehr
Flüssigkeit führt, die als Impuls-ausübender Treibstoff zur
Verfügung steht. Sowohl die geringere Gasmasse als auch der
zusätzliche, Impuls-ausübende, flüssige Treibstoff führen
zur Möglichkeit weiterer Nutzlastbeförderung.
Die Verwendung von Helium mit flüssigem Wasserstoff führt
nicht zu einer geringeren Gasmasse, jedoch ist dies immer
noch von Vorteil, da das Leerraumgas beim Triebwerksstart
und beim Abhebeübergang stabiler ist, da es mit nicht kon
densierbarem Heliumgas gesättigt ist.
Da der unterkühlte flüssige Sauerstoff und der Wasserstoff
dichter als die Flüssigkeit am normalen Siedepunkt sind,
können Triebwerks-Turbopumpen kleiner sein oder sie können
bei niedrigerer Drehzahl arbeiten, was zu einer Zunahme der
Lebensdauer der Einheit führt. Dadurch kann eine weitere
Gewichtsverringerung des Flugobjekts erzielt werden, da die
Größe der Einheit der Triebwerkskomponenten verringert wer
den kann, wenn unterkühlte, dichtere Treibstoffe verwendet
werden.
Claims (14)
1. Vorrichtung zur Flüssigkeitsverdichtung in einem Flug
objekttank für flüssigen Treibstoff, mit:
- - einem Flugobjekttank (1) zum Aufnehmen eines flüssigen Treibstoffs (25) und
- - einem Wärmeaustauscher (26) zum Kühlen des flüssigen Treibstoffs;
gekennzeichnet durch
- - einen Umwälzverteiler (2) im Tank zum Ableiten von flüssi gem Treibstoff aus dem Tank;
- - eine Umwälzleitung (4), die den Umwälzverteiler im Tank mit dem Wärmeaustauscher verbindet, um flüssigen Treibstoff zum Wärmeaustauscher zu transportieren, damit er dort ge kühlt wird; und
- - eine Rücklaufleitung (16), die den Wärmeaustauscher mit dem Tank verbindet, um gekühlten, flüssigen Treibstoff zum Tank zu transportieren und um die Temperatur des Treibstoffs in diesem zu erniedrigen.
2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß
- a) der Wärmeaustauscher aus folgendem besteht:
- a1) einem Wärmeaustauschertank (30) zum Aufnehmen eines flüssigen Kühlmittels (26);
- a2) einer Wärmeaustauscherschlange (11) im Wärmeaustauscher tank, die in das flüssige Kühlmittel eingetaucht ist;
- b) die Umwälzleitung (4) in einen ersten Teil zum Zuführen von flüssigem Treibstoff zum Wärmeaustauschertank und einen zweiten Teil zum Transportieren von flüssigem Treibstoff zum Wärmeaustauscher unterteilt ist;
- c) ein Kompressor (10) am Wärmeaustauschertank angebracht ist, um den Dampfdruck und die Temperatur des flüssigen Treibstoffs zu erniedrigen, um dadurch den flüssigen Treib stoff in der Wärmeaustauscherschlange zu kühlen; und
- d) die Rücklaufleitung (16) mit der Wärmeaustauscherschlange verbunden ist, um den gekühlten, flüssigen Treibstoff zum Flugobjekttank (1) zurückzuführen.
3. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 oder 2, dadurch
gekennzeichnet, daß eine Hauptspeiseleitung (20) mit dem
Flugobjekttank (1) verbunden ist, um diesen aus einer Quelle
flüssigen Treibstoffs aufzufüllen, nachzufüllen und abzulas
sen.
4. Vorrichtung nach einem der vorstehenden Ansprüche, da
durch gekennzeichnet, daß eine Umwälzpumpe (7) mit der Um
wälzleitung (4) verbunden ist, um den flüssigen Treibstoff
durch das System zu pumpen.
5. Vorrichtung nach einem der vorstehenden Ansprüche, da
durch gekennzeichnet, daß ein Notbelüftungsventil zur Belüf
tung am Flugobjekt-Treibstofftank (1) vorhanden ist.
6. Vorrichtung nach einem der vorstehenden Ansprüche, da
durch gekennzeichnet, daß ein am Boden befindliches Belüf
tungsventil (5) mit der Umwälzleitung (4) verbunden ist, um
den Flugobjekttank (1) zu belüften.
7. Vorrichtung nach einem der vorstehenden Ansprüche, da
durch gekennzeichnet, daß der Flugobjekttank (1) über einen
oberen und einen unteren Teil verfügt, wobei der Umwälzver
teiler (2) nahe dem oberen Teil und die Rücklaufleitung (16)
nahe dem unteren Teil liegt, um den flüssigen Treibstoff im
Tank umzuwälzen.
8. Vorrichtung nach einem der vorstehenden Ansprüche, da
durch gekennzeichnet, daß ein Flüssigkeitsniveausensor (12)
ein Wärmeaustauscher-Strömungseinstellventil (8) ansteuert,
um die Wärmeaustauscherschlangen (11) im in den flüssigen
Treibstoff eingetauchten Zustand zu halten.
9. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß
- a) der Wärmeaustauscher aus folgendem besteht:
- a1) einem Wärmeaustauschertank (30) zum Aufnehmen eines flüssigen Kühlmittels (26);
- a2′) einer Wärmeaustauscherschlange (11) im Wärmeaustau schertank, die in ein Kühlmittel eintaucht, das die Wärme austauscherschlange umgibt und einen niedrigeren Siedepunkt aufweist als der flüssige Treibstoff innerhalb der Wärmeaus tauscherschlange, um diesen flüssigen Treibstoff zu kühlen;
- c) ein Kompressor (10) am Wärmeaustauschertank angebracht ist, um den Dampfdruck und die Temperatur des flüssigen Treibstoffs zu erniedrigen, um dadurch den flüssigen Treib stoff in der Wärmeaustauscherschlange zu kühlen; und
- d) die Rücklaufleitung (16) mit der Wärmeaustauscherschlange verbunden ist, um den gekühlten, flüssigen Treibstoff zum Flugobjekttank (1) zurückzuführen.
10. Verfahren zur Flüssigkeitsverdichtung in einem Flugob
jekttank für flüssigen Treibstoff, gekennzeichnet durch:
- - Aufbewahren eines flüssigen Treibstoffs (25) in einem Flugobjekttank (1)
- - Transportieren des flüssigen Treibstoffs vom Tank über eine Umwälzleitung (4) an einen Wärmeaustauscher;
- - Kühlen des flüssigen Treibstoffs (26) im Wärmeaustauscher und
- - Transportieren des gekühlten, flüssigen Treibstoffs vom Wärmeaustauscher über eine Hauptspeiseleitung (17) an den Flugobjekttank, um dadurch den flüssigen Treibstoff im Flug objekt zu kühlen.
11. Verfahren nach Anspruch 10, gekennzeichnet durch:
- - Einfüllen eines Bads aus flüssigem Kühlmittel (26) in den Wärmeaustauscher;
- - Hindurchführen von flüssigem Treibstoff durch eine Wärme austauscherschlange (11) , die in das Kühlmittelbad einge taucht ist; und
- - Verringern des Dampfdrucks im Wärmeaustauscher durch einen Kompressor, um dadurch den flüssigen Treibstoff im Wärmeaus tauscher durch Verdampfen zu kühlen.
12. Verfahren nach einem der Ansprüche 10 oder 11, gekenn
zeichnet durch Belüften der Umwälzleitung (4).
13. Verfahren nach Anspruch 10, gekennzeichnet durch das
Durchpumpen von flüssigem Treibstoff durch die Wärmeaustau
scherschlange (11).
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