RU2225813C2

RU2225813C2 - Method of filling oxidizer tank of rocket engine plant with liquid oxygen

Info

Publication number: RU2225813C2
Application number: RU2002103109/11A
Authority: RU
Inventors: А.М. Егоров; нова Э.А. Лукь; Э.А. Лукьянова; Ю.Н. Сидоров; гин Е.В. Сул; Е.В. Сулягин; О.В. Сухачева; М.Н. Сыровец; Н.Н. Тупицын; В.И. Федоров; В.Г. Хаспеков
Original assignee: Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П.Королева"
Priority date: 2002-02-04
Filing date: 2002-02-04
Publication date: 2004-03-20

Abstract

FIELD: rocketry and space engineering; pre-launch filling systems of launch vehicles. SUBSTANCE: proposed method includes filling the oxidizer tank with liquid oxygen to required volume at control of temperature of liquid oxygen contained in tank. At the beginning of filling, tank is filled with oxygen at boiling point and normal atmospheric pressure in the amount lesser than volume of full filling. Under-filling corresponds to amount of sub-cooled oxygen required for delivery to tank bottom for reducing temperature of liquid oxygen at service line inlet before oxidizer pump. This reduction ensures cavitation-free start of oxidizer pump. Control of oxygen temperature in tank is performed immediately before launch of launch vehicle by replenishing the tank with sub-cooled oxygen of above- mentioned under-filling. EFFECT: facilitated procedure of filling; reduced power requirements; increased mass of payload injected by launch vehicle. 1 dwg

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при заправке жидким кислородом бака окислителя жидкостной ракетной двигательной установки ракеты-носителя (РН) космического назначения, входящей в состав ракетно-космической системы (РКС).The invention relates to rocket and space technology and can be used when refueling a liquid oxygen tank of an oxidizer of a liquid rocket propulsion system of a space launch vehicle (LV), which is part of the space rocket system (RCC).

Известен способ заправки жидким кислородом бака окислителя двигательной установки ракеты - носителя РКС путем насосной подачи в бак жидкого кислорода и отвода в дренаж паров кислорода, включающий заполнение бака жидким кислородом и поддержание заданного уровня заправки бака до старта РН, при этом заполнение бака окислителя производят жидким непереохлажденным кислородом с температурой, соответствующей температуре его кипения при атмосферном давлении, а компенсацию потерь кислорода в баке от испарения осуществляют за счет подпитки жидким кислородом из заправочной емкости (Ракетно-космический комплекс. Космодром. Под ред. проф. А.П. Вольского. - М.: МО СССР, 1977, с.158, рис.5.2). Недостатком известного способа заправки является то, что при запуске ракетной двигательной установки поступление непереохлажденного жидкого кислорода в расходную магистраль окислителя, связывающую бак окислителя с насосом жидкого кислорода турбонасосного агрегата ракетной двигательной установки, приводит вследствие вскипания жидкого кислорода к присутствию значительной паровой фазы в насосе жидкого кислорода (Ракеты-носители. Под ред. проф. С.О.Осипова. - М.: МО СССР, 1981, с.216-217. А.А.Козлов и др. Системы питания и управления жидкостных ракетных двигательных установок. - М.: Машиностроение, 1988, с.233-234). Наличие паровой фазы в насосе жидкого кислорода ухудшает работу насоса и может привести к его кавитационному разрушению и, соответственно, к незапуску и выходу из строя жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). Кроме того, в начальный момент подачи жидкого кислорода в расходную магистраль, вследствие инерционности столба жидкости в магистрали окислителя, имеет место падение давления на входе в насос жидкого кислорода, приводящее к образованию паровой фазы в жидкости. Поэтому в известном способе заправки для обеспечения бескавитационной работы насоса жидкого кислорода и обеспечения надежного запуска ЖРД необходимо увеличивать давление кислорода на входе в насос за счет повышения давления наддува бака окислителя, что ведет к ухудшению эксплуатационных характеристик ракеты-носителя и снижает массу выводимого полезного груза вследствие увеличения толщины стенок и массы бака окислителя.A known method of refueling with an oxygen tank of an oxidizer tank of a propulsion system of a rocket-carrier of the CSW by pumping liquid oxygen into a tank and draining oxygen vapor into the drain, including filling the tank with liquid oxygen and maintaining a predetermined level of the tank refueling before the launch of the launch vehicle, while filling the oxidizer tank with liquid non-cooled oxygen with a temperature corresponding to its boiling point at atmospheric pressure, and the compensation of oxygen losses in the tank from evaporation is carried out by feeding Kim oxygen from a gas tank (Rocket and Space Complex Baikonur Ed Prof. AP Wolski -..... M .: MO USSR, 1977, p.158, Fig.5.2). A disadvantage of the known refueling method is that when a rocket propulsion system is launched, uncooled liquid oxygen enters the oxidizer supply line connecting the oxidizer tank to the liquid oxygen pump of the turbo pump unit of the rocket engine installation and, as a result of boiling liquid oxygen, leads to the presence of a significant vapor phase in the liquid oxygen pump ( Carrier rockets, edited by Prof. S.O. Osipov, Moscow: Moscow: USSR Ministry of Defense, 1981, pp. 216-217, A.A. Kozlov, et al. ketnyh propulsion -. M .: Engineering, 1988, s.233-234). The presence of a vapor phase in a pump of liquid oxygen impairs the operation of the pump and can lead to cavitation destruction and, accordingly, to failure and failure of a liquid propellant rocket engine (LRE). In addition, at the initial moment of supplying liquid oxygen to the supply line, due to the inertia of the liquid column in the oxidizer line, a pressure drop occurs at the inlet of the liquid oxygen pump, leading to the formation of a vapor phase in the liquid. Therefore, in the known refueling method, to ensure cavitation-free operation of the liquid oxygen pump and to ensure reliable start of the liquid propellant rocket engine, it is necessary to increase the oxygen pressure at the pump inlet by increasing the boost pressure of the oxidizer tank, which leads to a deterioration in the performance of the launch vehicle and reduces the mass of the payload due to the increase wall thickness and oxidizer tank mass.

Наиболее близким к предложенному является способ заправки жидким кислородом бака окислителя ракетной двигательной установки, включающий заполнение бака жидким переохлажденным кислородом до заданного уровня (объема) заправки и последующее регулирование среднемассовой температуры жидкого кислорода в баке, осуществляемое его термостатированием с использованием теплообменника с жидким азотом и дополнительной емкости, для обеспечения заданной среднемассовой температуры жидкого кислорода в конце заправки, позволяющего провести бескавитационный запуск насоса жидкого кислорода турбонасосного агрегата ракетной двигательной установки при заданном давлении наддува бака (пат. РФ №2090468, кл. B 64 G 5/00, F 17 C 6/00, 1994). Данный способ заправки позволяет по сравнению с заправкой непереохлажденным жидким кислородом уменьшить давление наддува бака окислителя за счет снижения среднемассовой температуры (т.е. переохлаждения) жидкого кислорода в баке перед стартом ракеты-носителя до значения, обеспечивающего бескавитационный запуск насоса жидкого кислорода при пониженном давлении наддува бака. Однако термостатирование большого количества жидкого кислорода, масса которого может составлять десятки и более тонн, требует значительных энергозатрат и связана с эксплуатацией сложного технологического оборудования, что является существенным недостатком данного способа заправки. Кроме того, при использовании переохлажденного жидкого кислорода требуется нанесение теплоизоляции на поверхность бака, что связано с увеличением массы бака окислителя и затрат на его изготовление.Closest to the proposed one is a method of filling liquid tank of an oxidizer of a rocket propulsion system with liquid oxygen, comprising filling the tank with liquid supercooled oxygen to a predetermined level (volume) of filling and then controlling the mass-average temperature of liquid oxygen in the tank, carried out by thermostating using a heat exchanger with liquid nitrogen and additional capacity , to ensure a predetermined mass-average temperature of liquid oxygen at the end of the refueling, allowing to spend rotational start-up of a liquid oxygen pump of a turbopump unit of a rocket propulsion system at a given tank boost pressure (US Pat. RF No. 2090468, class B 64 G 5/00, F 17 C 6/00, 1994). This refueling method allows, in comparison with refueling with uncooled liquid oxygen, to reduce the pressure of the oxidizer tank pressurization due to a decrease in the mass-average temperature (i.e. supercooling) of liquid oxygen in the tank before the launch of the launch vehicle to a value that ensures a cavitation-free start of the liquid oxygen pump at a lower boost pressure tank. However, thermostating of a large amount of liquid oxygen, the mass of which can be tens or more tons, requires significant energy consumption and is associated with the operation of complex technological equipment, which is a significant drawback of this refueling method. In addition, when using supercooled liquid oxygen, applying thermal insulation to the surface of the tank is required, which is associated with an increase in the mass of the oxidizer tank and the cost of its manufacture.

Технической задачей, решаемой настоящим изобретением, является упрощение технологии заправки жидким кислородом бака окислителя ракеты-носителя, снижение энергозатрат при заправке и увеличение массы выводимого полезного груза.The technical problem solved by the present invention is to simplify the technology of refueling with liquid oxygen the oxidizer tank of the launch vehicle, reducing energy consumption during refueling and increasing the mass of the payload.

Решение поставленной задачи обеспечивается за счет того, что при заправке жидким кислородом бака окислителя ракетной двигательной установки, включающей заполнение бака жидким кислородом до заданного объема заправки и регулирование температуры жидкого кислорода в баке для обеспечения ее заданного значения перед запуском насоса жидкого кислорода двигательной установки, в соответствии с изобретением в начале заправки бак окислителя заполняют жидким кислородом с температурой, соответствующей температуре его кипения при атмосферном давлении, в количестве, меньшем заданного объема заправки бака на фиксированную расчетную величину, а регулирование температуры жидкого кислорода в баке проводят перед стартом ракеты-носителя посредством дозаправки бака переохлажденным жидким кислородом, подаваемым на днище бака, имеющим температуру переохлаждения, обеспечивающую в конце дозаправки локальное снижение температуры жидкого кислорода в районе расположения заборного устройства в баке окислителя до ее заданного значения перед запуском насоса жидкого кислорода.The solution to this problem is provided due to the fact that when refueling an oxidizer tank with liquid oxygen, a rocket propulsion system, including filling the tank with liquid oxygen to a predetermined refueling volume and adjusting the temperature of liquid oxygen in the tank to ensure its predetermined value before starting the liquid oxygen pump of the propulsion system, in accordance with the invention, at the beginning of refueling, the oxidizer tank is filled with liquid oxygen with a temperature corresponding to its boiling point at atmospheric temperature occurrence in an amount less than the specified tank refueling volume by a fixed calculated value, and the temperature of liquid oxygen in the tank is controlled before the launch of the launch vehicle by refueling the tank with supercooled liquid oxygen supplied to the tank bottom having a supercooling temperature that provides a local decrease at the end of refueling temperature of liquid oxygen in the vicinity of the intake device in the oxidizer tank to its predetermined value before starting the liquid oxygen pump.

Заполнение бака окислителя ракетной двигательной установки в начале заправки непереохлажденным жидким кислородом в количестве, меньшем заданного объема заправки на фиксированную расчетную величину, с последующей дозаправкой бака до заданного объема заправки переохлажденным кислородом, осуществляемой непосредственно перед стартом РН, позволяет существенно упростить технологию и снизить затраты по сравнению с известным способом заправки бака окислителя, согласно которому бак в начале заправки полностью заполняют переохлажденным кислородом и затем осуществляют термостатирование (криостатирование) кислорода в баке до старта РКН. Подача переохлажденного кислорода на днище бака окислителя, заполненного непереохлажденным кислородом, вызывает снижение температуры криогенной жидкости только в нижней части бака, поэтому фиксированное расчетное количество переохлажденного кислорода, обеспечивающее локальное снижение температуры жидкого кислорода в месте расположения в баке заборного устройства окислителя до ее заданного значения перед запуском насоса жидкого кислорода, является незначительным и составляет не более 10% от общего объема заправки бака. Это количество переохлажденного кислорода в зависимости от выбранной температуры его переохлаждения легко определяется расчетным путем с экспериментальным подтверждением полученной расчетной величины. Кроме того, так как переохлажденный кислород располагается локально в нижней части бака окислителя, имеется необходимость теплоизолировать только эту часть бака, составляющую не более 10% площади его поверхности. Возможность отказа от теплоизоляции не менее 90% поверхности бака окислителя позволяет существенно уменьшить трудоемкость изготовления и массу бака и увеличить массу выводимого РН полезного груза.Filling the oxidizer tank of a rocket propulsion system at the beginning of refueling with uncooled liquid oxygen in an amount less than a given refueling volume by a fixed design value, followed by refueling the tank to a predetermined refueling oxygen volume immediately before the launch of the rocket, can significantly simplify the technology and reduce costs compared with a known method of filling the oxidizer tank, according to which the tank at the beginning of the filling is completely filled with subcooled to oxygen and then carry out thermostating (cryostation) of oxygen in the tank before the launch of the rocket launcher. The supply of supercooled oxygen at the bottom of the oxidizer tank filled with uncooled oxygen causes a decrease in the temperature of the cryogenic liquid only in the lower part of the tank, therefore, a fixed calculated amount of supercooled oxygen, providing a local decrease in the temperature of liquid oxygen at the location in the tank of the oxidizer intake device to its predetermined value before starting liquid oxygen pump is insignificant and does not exceed 10% of the total tank refueling volume. This amount of supercooled oxygen, depending on the selected temperature of its supercooling, is easily determined by calculation with experimental confirmation of the calculated value. In addition, since supercooled oxygen is located locally in the lower part of the oxidizer tank, there is a need to insulate only this part of the tank, which makes up no more than 10% of its surface area. The possibility of rejection of thermal insulation of at least 90% of the surface of the oxidizer tank can significantly reduce the complexity of manufacturing and the mass of the tank and increase the mass of the payload payload.

Сущность предлагаемого способа заправки жидким кислородом бака окислителя ракетной двигательной установки поясняется с помощью прилагаемого чертежа.The essence of the proposed method of refueling with liquid oxygen an oxidizer tank of a rocket propulsion system is explained using the attached drawing.

Ракета-носитель, установленная на пусковом столе стартовой площадки космодрома, включает ракетный блок первой ступени (первую ступень) 1, ракетный блок второй ступени (вторую ступень) 2 и головной (космический) блок 3. Ракетная двигательная установка первой ступени 1 содержит бак окислителя (жидкого кислорода) 4 и бак горючего (керосина) 5, сообщенные расходными магистралями 6 и 7, в которых установлены соответственно насос окислителя 8 и насос горючего 9, соединенные с турбиной 10 турбонасосного агрегата, с жидкостным ракетным двигателем (ЖРД) 11 первой ступени РН. Двигательная установка второй ступени 2 РН содержит бак жидкого кислорода 12 и бак керосина 13, сообщенные расходными магистралями и насосами окислителя и горючего (не показано) с жидкостным ракетным двигателем 14 второй ступени. Космический блок 3 содержит полезный груз (например, космический аппарат) 15 и разгонный блок, включающий бак жидкого кислорода 16, бак керосина 17 и жидкостный ракетный двигатель 18. Вблизи днища баков окислителя 4 и 12 РН размещены заправочные патрубки соответственно 19 и 20, соединенные через бортовые клапаны 21 и 22 с трубопроводами заправки соответственно 23 и 24. Бортовые трубопроводы 23 и 24 через клапаны 25 и 26 подсоединены к наземному трубопроводу заправки 27 заправочной криогенной емкости 28, содержащей жидкий непереохлажденный кислород с температурой, соответствующей температуре его кипения при атмосферном давлении. К наземному трубопроводу заправки кислорода 27 через клапан 29 подключен наземный трубопровод подачи переохлажденного кислорода 30, проходящий через теплообменник-охладитель 31, выполненный в виде криогенной емкости, заполненной жидким азотом. Внутри этой криогенной емкости (теплообменника-охладителя) 31с помощью эжектора 32 поддерживается разрежение, соответствующее температуре жидкого азота, обеспечивающей заданную температуру переохлаждения жидкого кислорода, проходящего по трубопроводу 30. Бак жидкого кислорода 16 разгонного блока подключен к трубопроводу подачи переохлажденного кислорода 30 бортовым трубопроводом 33, к днищу бака 16 подключен также трубопровод 34 отвода жидкого кислорода при термостатировании. В верхней части бака окислителя 4 первой ступени РН установлен уровнемер 35 для контроля уровня жидкого кислорода, а на днище бака 4 вблизи заборного устройства 36 расходной магистрали окислителя 6 размещен датчик температуры жидкого кислорода 37. Заправочный патрубок 19 бака окислителя 4 трубопроводом 38 с клапаном 39 соединен с наземным трубопроводом подачи переохлажденного кислорода 30. Заправочный патрубок 20 бака окислителя 12 второй ступени, внутри которого имеются уровнемер и датчик температуры (не показаны), трубопроводом 40 с клапаном 41 также соединен с трубопроводом подачи переохлажденного кислорода 30. Баки окислителя 4, 12 и 16 ракеты-носителя имеют дренажные магистрали соответственно 42, 43 и 44.The launcher installed on the launch pad of the launch pad of the launch site includes a rocket block of the first stage (first stage) 1, a rocket block of the second stage (second stage) 2 and a head (space) block 3. The rocket propulsion system of the first stage 1 contains an oxidizer tank ( liquid oxygen) 4 and a fuel tank (kerosene) 5, communicated by consumable lines 6 and 7, in which an oxidizer pump 8 and a fuel pump 9 are installed, connected to a turbine 10 of a turbopump unit, with a liquid rocket engine (LRE) 11 ervoy stage of the launch. The propulsion system of the second stage 2 PH contains a tank of liquid oxygen 12 and a tank of kerosene 13, communicated by consumable lines and pumps of the oxidizer and fuel (not shown) with a liquid rocket engine 14 of the second stage. The space unit 3 contains a payload (for example, a spacecraft) 15 and an accelerating unit, including a liquid oxygen tank 16, a kerosene tank 17 and a liquid rocket engine 18. Near the bottom of the oxidizer tanks 4 and 12, filling stations are located 19 and 20, respectively, connected through on-board valves 21 and 22 with refueling pipelines 23 and 24, respectively. On-line pipelines 23 and 24 are connected via valves 25 and 26 to the ground refueling pipeline 27 of the refueling cryogenic tank 28 containing liquid uncooled oxygen with a temperature ture corresponding to its boiling temperature at atmospheric pressure. To the ground pipeline for refueling oxygen 27 through the valve 29 is connected to the ground pipe supplying supercooled oxygen 30, passing through the heat exchanger-cooler 31, made in the form of a cryogenic tank filled with liquid nitrogen. Inside this cryogenic tank (heat exchanger-cooler) 31, using the ejector 32, a vacuum is maintained corresponding to the temperature of liquid nitrogen, providing a predetermined supercooling temperature of liquid oxygen passing through the pipeline 30. The liquid oxygen tank 16 of the booster unit is connected to the supercooled oxygen supply pipe 30 by an onboard pipe 33, to the bottom of the tank 16 is also connected to the pipeline 34 of the removal of liquid oxygen during temperature control. In the upper part of the oxidizer tank 4 of the first stage of the PH, a level gauge 35 is installed to monitor the level of liquid oxygen, and on the bottom of the tank 4 near the intake device 36 of the oxidizer supply line 6, a liquid oxygen temperature sensor 37 is placed. The filling pipe 19 of the oxidizer tank 4 is connected to a valve 38 by a pipe 38 with a valve 39 with a ground pipe for supplying supercooled oxygen 30. Filling pipe 20 of the oxidizer tank 12 of the second stage, inside which there is a level gauge and temperature sensor (not shown), pipe 40 with a valve 41 it is also connected to the supercooled oxygen supply pipe 30. The oxidizer tanks 4, 12 and 16 of the launch vehicle have drain lines 42, 43 and 44, respectively.

Перед заполнением жидким кислородом баков окислителя ракеты-носителя проводится захолаживание заправочных магистралей баков жидким кислородом, подаваемым из заправочной емкости 28 по наземному трубопроводу заправки 27 при закрытом клапане 29 со сбросом паров кислорода через баки окислителя 4 и 12 и дренажные магистрали 42, 43. Заполнение бака окислителя 4 первой ступени РН производится жидким непереохлажденным кислородом из емкости 28 через заправочный патрубок 19 при открытых клапанах 25 и 21, уровень жидкости в баке фиксируется с помощью уровнемера 35. При этом в бак 4 заливают жидкий кислород в количестве, меньшем заданного объема заправки бака на фиксированную расчетную величину жидкого кислорода, после чего закрывают клапаны 25 и 21. Это фиксированное количество недозаправленного кислорода, предварительно определяемое расчетно-экспериментальным путем, соответствует количеству переохлажденного кислорода с заданной температурой переохлаждения, которое необходимо подать на днище бака 4, содержащего непереохлажденный жидкий кислород, для обеспечения локального снижения температуры кислорода на входе в расходную магистраль окислителя 6 до значения, позволяющего провести бескавитационный запуск насоса жидкого кислорода 8 двигательной установки первой ступени РН при заданном давлении наддува бака 4. Для каждого конкретного случая заправки фиксированное расчетное количество недозаправляемого в бак окислителя жидкого кислорода устанавливается исходя из заданного значения температуры переохлаждения кислорода, обеспечиваемой теплообменником-охладителем 31. Аналогичным образом производится заполнение непереохлажденным кислородом бака окислителя 12 РН через заправочный патрубок 20 при открытых клапанах 26 и 22. Заполнение бака окислителя 16 космического блока 3 осуществляют переохлажденным кислородом, поступающим из теплообменника-охладителя 31 по наземному трубопроводу заправки 30 и бортовому трубопроводу 33, при закрытых клапанах 39 и 41. После заполнения бака 16 проводится термостатирование в нем жидкого кислорода посредством отвода части кислорода по трубопроводу 34 в емкость 28 с одновременной подачей в бак переохлажденного кислорода по трубопроводу 33 при поддержании заданного уровня заправки.Before filling the tanks of the launch vehicle oxidizer with liquid oxygen, the filling lines of the tanks are cooled with liquid oxygen supplied from the filling tank 28 via the ground filling pipe 27 with the valve 29 closed and oxygen vapor discharged through the oxidizing tanks 4 and 12 and drain lines 42, 43. Filling the tank oxidizer 4 of the first stage of the pH is produced by liquid non-cooled oxygen from the tank 28 through the filling pipe 19 with the valves 25 and 21 open, the liquid level in the tank is fixed using the level 35. At the same time, liquid oxygen is poured into the tank 4 in an amount less than the specified tank refueling volume by a fixed calculated value of liquid oxygen, then the valves 25 and 21 are closed. This fixed amount of uncharged oxygen, previously determined by calculation and experimental means, corresponds to the amount of supercooled oxygen with a predetermined supercooling temperature, which must be supplied to the bottom of the tank 4 containing uncooled liquid oxygen to provide a local reduction in the oxygen temperature at the inlet to the oxidizer supply line 6 to a value that allows for cavitation-free start-up of the liquid oxygen pump 8 of the first stage engine of the LV at a given boost pressure of the tank 4. For each specific case of refueling, a fixed estimated amount of liquid oxygen not refilled into the oxidizer tank is set based on the specified the temperature of the oxygen subcooling provided by the heat exchanger-cooler 31. Similarly, the filling re-cooled oxygen of the oxidizer tank 12 PH through the filling pipe 20 with the open valves 26 and 22. Filling the oxidizer tank 16 of the space unit 3 is carried out with supercooled oxygen coming from the heat exchanger-cooler 31 through the ground filling pipe 30 and the side pipe 33, with closed valves 39 and 41 After filling the tank 16, thermostatic control of liquid oxygen is carried out by withdrawing part of the oxygen through the pipe 34 to the tank 28 with the simultaneous supply of supercooled oxygen to the tank through the pipe rovodu 33 while maintaining a predetermined filling level.

Перед стартом ракеты-носителя производится дозаправка бака окислителя 4 первой ступени жидким переохлажденным кислородом из наземного трубопровода заправки 30 через трубопровод 38, для чего открывают клапаны 39 и 21. Так как подача переохлажденного кислорода идет на днище бака 4, при дозаправке происходит локальное снижение температуры жидкого кислорода в нижней части бака, где размещено заборное устройство окислителя 36. Поскольку при дозаправке бака 4 в него подается фиксированное расчетное количество жидкого кислорода с заданной температурой переохлаждения, при достижении в баке заданного уровня (объема) заправки температура жидкого кислорода в месте расположения заборного устройства 36 (т.е. на входе в расходную магистраль окислителя 6) снижается до значения, обеспечивающего бескавитационный запуск насоса жидкого кислорода 8 двигательной установки первой ступени РН при заданном давлении наддува бака 4. Аналогичным образом производится дозаправка переохлажденным кислородом бака окислителя 12 второй ступени РН через трубопровод 40 при открытых клапанах 41 и 22, при этом в конце заправки температура жидкого кислорода в месте расположения заборного устройства окислителя в баке 12 снижается до значения, обеспечивающего бескавитационный запуск насоса жидкого кислорода двигательной установки второй ступени РН.Before the launch of the launch vehicle, the oxidizer tank 4 of the first stage is refilled with liquid supercooled oxygen from the ground refueling pipe 30 through the pipe 38, for which valves 39 and 21 are opened. Since the supply of supercooled oxygen goes to the bottom of the tank 4, a local decrease in the liquid temperature occurs during refueling oxygen in the lower part of the tank, where the oxidizer 36 intake device is located. Since, when refueling the tank 4, a fixed calculated amount of liquid oxygen is supplied to it at a given temperature overcooling, when the tank reaches a predetermined level (volume) of refueling, the temperature of liquid oxygen at the location of the intake device 36 (i.e., at the inlet to the oxidizer supply line 6) decreases to a value that ensures a cavitation-free start of the liquid oxygen pump 8 of the first stage engine installation PH at a given boost pressure of the tank 4. In a similar manner, the supercooled oxygen of the oxidizer tank 12 of the second stage of the PH is refilled through line 40 with valves 41 and 22 open, while in NCU filling temperature of the liquid oxygen at the location of intake oxidizer unit in the tank 12 is reduced to a value that ensures beskavitatsionny launching pump liquid oxygen propulsion second stage ROP.

Таким образом, предложенный способ позволяет существенно упростить технологию заправки жидким кислородом бака окислителя ракетной двигательной установки при снижении необходимых энергозатрат, а также позволяет увеличить массу выводимого РН полезного груза за счет возможности отказа от теплоизолирования большей части поверхности бака окислителя.Thus, the proposed method allows to significantly simplify the technology of refueling an oxidizer tank of a rocket propulsion system with liquid oxygen while reducing the required energy consumption, and also allows to increase the mass of the payload payload due to the possibility of refusing to insulate most of the surface of the oxidizer tank.

Claims

A method of refueling an oxidizer tank of a rocket propulsion system with liquid oxygen, the method comprising filling the tank with liquid oxygen to a predetermined amount of refueling and adjusting the temperature of liquid oxygen in the tank to obtain its predetermined value, ensuring an oxidation-free start of the oxidizer pump, characterized in that the oxidizer tank is filled with liquid oxygen at the beginning of refueling with a temperature corresponding to its boiling point at normal atmospheric pressure in an amount less than the volume of the tank’s full refueling by f ixed calculated value corresponding to the amount of supercooled oxygen with a given supercooling temperature necessary to supply the bottom of the tank to provide a local decrease in the temperature of liquid oxygen at the inlet to the oxidizer supply line to a value corresponding to the cavitation-free start of the oxidizer pump, and the liquid oxygen temperature in the tank is controlled directly before the launch of the launch vehicle by refueling the tank with supercooled liquid oxygen supplied to the bottom its tank bottom and having a supercooling temperature, after refueling providing said local reduction of the temperature of the liquid oxygen.