RU2252180C2 - Mode of filling a rocket-cosmic system with liquid cryogenic component - Google Patents
Mode of filling a rocket-cosmic system with liquid cryogenic component Download PDFInfo
- Publication number
- RU2252180C2 RU2252180C2 RU2003123182/11A RU2003123182A RU2252180C2 RU 2252180 C2 RU2252180 C2 RU 2252180C2 RU 2003123182/11 A RU2003123182/11 A RU 2003123182/11A RU 2003123182 A RU2003123182 A RU 2003123182A RU 2252180 C2 RU2252180 C2 RU 2252180C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- tank
- component
- liquid
- cryogenic
- filling
- Prior art date
Links
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано при заправке жидкими криогенными компонентами ракетного топлива, такими как жидкий кислород и жидкий водород, топливных баков двигательных установок ракетно-космических систем (РКС), преимущественно баков первой и второй ступеней РКС.The invention relates to the field of rocket and space technology and can be used when refueling with liquid cryogenic components of rocket fuel, such as liquid oxygen and liquid hydrogen, fuel tanks of propulsion systems of rocket and space systems (CS), mainly tanks of the first and second stages of CS.
Известен способ заправки жидкими криогенными компонентами ракетного топлива - жидким кислородом и жидким водородом - баков РКС путем подачи в бак жидкого переохлажденного криогенного компонента (жидкого кислорода или жидкого водорода) и дренажирования образующихся паров, включающий заполнение бака жидким переохлажденным криогенным компонентом до заданного уровня заправки и термостатирование криогенной жидкости в баке (см. Ракетно-космический комплекс “Космодром”, под ред. проф. А.П.Вольского, изд. МО СССР, М., 1977. с.142-158, 179). Поскольку криогенные компоненты ракетного топлива представляют собой сжиженные взрыво- и пожароопасные газы высокой чистоты с очень низкой температурой кипения, при заправке ими баков РКС должны соблюдаться требования, обеспечивающие безаварийность и безопасность заправки и сохранение требуемых параметров чистоты заправляемых компонентов. Необходимо учитывать, что при нахождении РКС на стартовом комплексе воздействие на РКС ветровых нагрузок может вызвать ее колебания и, соответственно, колебания бака. Возникающие при этом колебания поверхности и выплески в свободный объем бака заправляемой криогенной жидкости, при наличии в баке относительно теплой газовой среды могут привести к смятию бака из-за создающегося в нем локального разрежения вследствие охлаждения и конденсации воздуха (или иного газа) на каплях или поверхности заправляемой жидкости. Согласно известному способу заправки бак, перед подачей в него переохлажденного жидкого криогенного компонента, должен быть заполнен нейтральным и неконденсируемым газом - гелием, а заправку ведут с закрытыми дренажно-предохранительными клапанами при избыточном давлении наддува бака гелием. Это предохраняет от попадания в бак атмосферного воздуха, ухудшающего чистоту жидкого переохлажденного кислорода (или водорода) и образующего взрывоопасную смесь с водородом, а также предотвращает возможность смятия бака при его колебаниях от ветровых нагрузок. Однако необходимость предварительного заполнения полости бака РКС дорогостоящим гелием и ведения заправки бака при избыточном давлении наддува гелием в значительной степени усложняет технологию работ при заправке бака жидким переохлажденным криогенным компонентом ракетного топлива, требует использования соответствующего наземного оборудования, приводит к повышению температуры криогенного компонента в баке, а также увеличивает продолжительность заправочных работ и затраты на них. При этом из-за значительного растворения гелия в жидком водороде, существенно превышающего степень растворения гелия в жидком кислороде, такой способ заправки приводит к существенному насыщению водорода гелием, что требует увеличения давления в баке при выработке топлива во время работы двигателя и приводит к утяжелению конструкции бака, увеличению конечной массы газа в баке и уменьшению выводимого РКС полезного груза. Кроме того, осуществляемое в известном способе термостатирование жидкого криогенного компонента после заполнения им бака также связано со значительными дополнительными затратами и увеличением времени проведения заправочных работ.A known method of filling liquid cryogenic components of rocket fuel - liquid oxygen and liquid hydrogen - tanks RKS by feeding the tank liquid supercooled cryogenic component (liquid oxygen or liquid hydrogen) and draining the generated vapor, including filling the tank with liquid supercooled cryogenic component to a predetermined level of refueling and thermostating cryogenic liquid in the tank (see the Cosmodrome rocket and space complex, under the editorship of Prof. A.P. Volsky, published by the USSR Ministry of Defense, M., 1977. p.142-158, 179). Since the cryogenic components of rocket fuel are liquefied explosive and flammable gases of high purity with a very low boiling point, when refueling the CS tanks, the requirements must be met to ensure trouble-free and safe refueling and preservation of the required cleanliness parameters of the refueling components. It should be borne in mind that when the RCS is at the launch complex, the effect of wind loads on the RCS can cause its fluctuations and, accordingly, tank oscillations. The surface oscillations that occur during this and splashes into the free volume of the tank to be filled with cryogenic liquid, in the presence of a relatively warm gaseous medium in the tank, can lead to crushing of the tank due to the local rarefaction created in it due to cooling and condensation of air (or other gas) on the droplets or surface refill fluid. According to the known refueling method, the tank must be filled with a neutral and non-condensable gas - helium before it is fed with a supercooled liquid cryogenic component, and refueling is carried out with the drainage safety valves closed with an excess pressure of the tank pressurization with helium. This prevents atmospheric air from entering the tank, which worsens the purity of liquid supercooled oxygen (or hydrogen) and forms an explosive mixture with hydrogen, and also prevents the tank from collapsing due to wind loads. However, the need to pre-fill the cavity of the CSW tank with expensive helium and to refuel the tank with excess boost pressure with helium greatly complicates the technology of work when refueling the tank with the liquid supercooled cryogenic component of rocket fuel, requires the use of appropriate ground equipment, leads to an increase in the temperature of the cryogenic component in the tank, and also increases the duration of refueling and the cost of them. Moreover, due to the significant dissolution of helium in liquid hydrogen, significantly exceeding the degree of dissolution of helium in liquid oxygen, this refueling method leads to a significant saturation of hydrogen with helium, which requires an increase in pressure in the tank when fuel is generated during engine operation and leads to a heavier tank design , an increase in the final mass of gas in the tank and a decrease in the payload output by the CSW. In addition, carried out in the known method, thermostating of the liquid cryogenic component after filling the tank is also associated with significant additional costs and an increase in the time for refueling.
Наиболее близким к предложенному является способ заправки жидким криогенным компонентом (кислородом) топливного бака ракетно-космической системы путем подачи на днище бака жидкого переохлажденного криогенного компонента и отвода в дренаж его паров, включающий заполнение бака жидким переохлажденным криогенным компонентом до заданного уровня заправки и обеспечение равномерного поля заданной среднемассовой температуры жидкого криогенного компонента в баке, согласно которому температуру жидкого переохлажденного криогенного компонента на входе в бак поддерживают ниже значения заданной среднемассовой температуры жидкого криогенного компонента в баке на величину прогрева заправленного в бак криогенного компонента (пат. РФ. №2155147, кл. B 64 G 5/00, F 17 C 6/00, 1999).Closest to the proposed method is a method for refueling a liquid cryogenic component (oxygen) of a fuel tank of a rocket-space system by supplying a liquid supercooled cryogenic component to the tank bottom and draining its vapor into the drain, including filling the tank with liquid supercooled cryogenic component to a predetermined level of refueling and ensuring a uniform field a given mass average temperature of the liquid cryogenic component in the tank, according to which the temperature of the liquid supercooled cryogenic component nta at the entrance to the tank is maintained below the specified mass average temperature of the liquid cryogenic component in the tank by the amount of heating of the cryogenic component charged into the tank (US Pat. RF. No. 2155147, CL B 64 G 5/00, F 17 C 6/00, 1999) .
Данный способ заправки позволяет отказаться от проведения термостатирования жидкого криогенного компонента после заполнения им топливного бака РКС, однако при осуществлении данного способа сохраняется необходимость предварительного заполнения полости бака гелием и ведения заправки при постоянном избыточном давлении наддува бака гелием, что связано с усложнением технологии работ и увеличением продолжительности и затрат при заправке, повышением температуры криогенной жидкости в баке, а при использовании жидкого водорода - приводит к дополнительному утяжелению конструкции бака и дополнительной потере полезного груза.This refueling method eliminates the need for temperature control of the liquid cryogenic component after filling it with an RKS fuel tank, however, when implementing this method, it remains necessary to prefill the tank cavity with helium and to refuel with constant helium pressurization, which is associated with a complication of the work technology and an increase in the duration and costs when refueling, increasing the temperature of the cryogenic liquid in the tank, and when using liquid hydrogen - leads to additional weighting of the tank design and additional loss of payload.
Задачей, решаемой изобретением, является упрощение технологии работ и снижение затрат при заправке топливного бака РКС жидким переохлажденным криогенным компонентом ракетного топлива, а также сокращение времени проведения заправочных работ и увеличение массы выводимого полезного груза.The problem solved by the invention is to simplify the technology of work and reduce costs when refueling an RKS fuel tank with a liquid supercooled cryogenic component of rocket fuel, as well as reducing the time of refueling and increasing the mass of the payload.
Решение поставленной задачи обеспечивается за счет того, что при заправке жидким криогенным компонентом топливного бака ракетно-космической системы путем подачи на днище бака жидкого переохлажденного криогенного компонента и отвода в дренаж его паров, включающей заполнение бака жидким переохлажденным криогенным компонентом до заданного уровня заправки и выравнивание температуры жидкого криогенного компонента в баке, в соответствии с изобретением, непосредственно перед подачей в бак жидкого переохлажденного криогенного компонента в нижнюю часть бака вводят жидкий криогенный компонент в кипящем состоянии, создающий поверхностный слой жидкого кипящего криогенного компонента над жидким переохлажденным криогенным компонентом при заполнении им бака, при этом кипящий криогенный компонент вводят в бак в количестве, соответствующем сохранению поверхностного слоя этого компонента в процессе заполнения бака, прикрывающего уровень переохлажденного криогенного компонента.The solution to this problem is provided due to the fact that when refueling a liquid cryogenic component of a fuel tank of a rocket-space system by supplying a liquid supercooled cryogenic component to the tank bottom and draining its vapor into the drain, including filling the tank with liquid supercooled cryogenic component to a predetermined level of refueling and equalizing the temperature the liquid cryogenic component in the tank, in accordance with the invention, immediately before the liquid supercooled cryogenic component is supplied to the tank a boiling liquid cryogenic component is introduced into the lower part of the tank, creating a surface layer of the liquid boiling cryogenic component over the liquid supercooled cryogenic component when filling the tank with it, while the boiling cryogenic component is introduced into the tank in an amount corresponding to the preservation of the surface layer of this component during the filling of the tank covering the level of the supercooled cryogenic component.
Введение в нижнюю часть бака жидкого криогенного компонента в кипящем состоянии, то есть в состоянии интенсивного парообразования, сопровождается образованием над поверхностью криогенной жидкости плотной “завесы” из холодных паров компонента, изолирующей жидкость от контакта с газом, заполняющим полость бака. При заполнении бака жидким переохлажденным криогенным компонентом жидкий кипящий компонент образует над ним поверхностный слой, поднимающийся вверх по мере заполнения бака и прикрывающий уровень переохлажденного криогенного компонента, при этом паровая “завеса” надежно прикрывает поверхность криогенной жидкости, не допуская ее контакта с исходной газовой средой бака. Поскольку температура паров криогенного компонента в районе поверхности криогенной жидкости соответствует температуре этой жидкости, то есть имеет равное или близкое к ней значение, то колебания поверхности и всплески криогенной жидкости в газовую область из поверхностного слоя при колебаниях бака не сопровождаются охлаждением газа в свободном объеме бака, что исключает провалы давления, вызывающие смятие бака. А так как кипящий криогенный компонент вводят в бак в количестве, сооветствующем сохранению устойчивого поверхностного слоя этого компонента в процессе заполнения бака, прикрывающего уровень переохлажденного криогенного компонента, полностью исключается выплеск переохлажденного компонента в свободный объем бака и конденсация паров на каплях этого компонента, то есть исключается опасность смятия бака при колебаниях ракетно-космической системы от воздействия ветровых нагрузок при заправке бака без предварительного заполнения его дорогостоящим гелием и без использования системы поддержания избыточного давления гелия в баке. Это позволяет упростить технологию работ и снизить затраты при заправке бака РКС жидким переохлажденным криогенным компонентом ракетного топлива, сократить время заправочных работ. Возможность отказа от наддува бака при заправке его позволяет обеспечить минимальную среднемассовую температуру криогенного компонента на конец заправки и увеличить массу выводимого полезного груза.The introduction into the lower part of the tank of a liquid cryogenic component in a boiling state, that is, in a state of intense vaporization, is accompanied by the formation of a dense “curtain” of cold vapor of the component above the surface of the cryogenic liquid that insulates the liquid from contact with the gas filling the tank cavity. When filling the tank with a liquid supercooled cryogenic component, the liquid boiling component forms a surface layer above it, rising upward as the tank is filled and covering the level of the supercooled cryogenic component, while the steam “curtain” reliably covers the surface of the cryogenic liquid, preventing its contact with the initial gas medium of the tank . Since the temperature of the vapors of the cryogenic component in the region of the surface of the cryogenic liquid corresponds to the temperature of this liquid, that is, has an equal or close value to it, surface vibrations and bursts of cryogenic liquid into the gas region from the surface layer during tank oscillations are not accompanied by gas cooling in the free volume of the tank, which eliminates pressure drops causing the tank to collapse. And since the boiling cryogenic component is introduced into the tank in an amount corresponding to the preservation of a stable surface layer of this component during the filling of the tank, which covers the level of the supercooled cryogenic component, the outflow of the supercooled component into the free volume of the tank and vapor condensation on drops of this component are completely eliminated, i.e. the danger of collapse of the tank during fluctuations of the space-rocket system from the effects of wind loads when refueling the tank without first filling it rogostoyaschim helium and without the use of excessive pressure to maintain the system in the helium tank. This allows us to simplify the technology of work and reduce costs when refueling an RKS tank with the liquid supercooled cryogenic component of rocket fuel, and reduce the time for refueling. The possibility of refusing to pressurize the tank when refueling it allows to ensure a minimum mass-average temperature of the cryogenic component at the end of the refueling and increase the mass of the payload.
Сущность предлагаемого способа заправки поясняется с помощью чертежа, где приведена схема заправки жидким переохлажденным водородом бака горючего ракетно-космической системы.The essence of the proposed refueling method is illustrated using the drawing, which shows a diagram of refueling with a liquid supercooled hydrogen of a fuel tank of a space rocket system.
Топливный бак 1, снабженный внешней теплоизоляцией 2, предназначенный для заправки в него криогенного компонента топлива - жидкого водорода, является составной частью ракетного блока первой или второй ступени ракетно-космической системы 3, находящейся на стартовой позиции космодрома. Нижняя часть бака 1 бортовым трубопроводом заправки 4 с клапаном 5 через бортовое разъемное соединение б подключена к наземному трубопроводу заправки 7, в верхней части бака 1 установлен дренажный патрубок 8 с клапаном 9. Наземный трубопровод заправки 7 через клапан 10, трубопровод 11 и насос жидкого водорода 12 соединен с параллельно установленными криогенными емкостями 13 и 14 для жидкого непереохлажденного (кипящего) водорода, подключенными к насосу 12 через клапаны 15 и 16. Наземный трубопровод заправки 7 через клапан 17 также соединен с выходом теплообменника 18, вход которого через клапан 19 подключен к трубопроводу 11.The fuel tank 1, equipped with external thermal insulation 2, designed to refuel the cryogenic component of the fuel, liquid hydrogen, is an integral part of the rocket block of the first or second stage of the space-rocket system 3, located at the starting position of the cosmodrome. The lower part of the tank 1 with an onboard refueling pipe 4 with a valve 5 is connected to the ground refueling pipe 7 through an on-board detachable connection b, in the upper part of the tank 1 there is a drainage pipe 8 with a valve 9. The ground pipe of the refueling 7 through valve 10, pipe 11 and a liquid hydrogen pump 12 is connected to parallel mounted cryogenic tanks 13 and 14 for liquid uncooled (boiling) hydrogen, connected to the pump 12 through valves 15 and 16. The ground pipe for filling 7 through valve 17 is also connected to the outlet a heat exchanger 18, the inlet of which through the valve 19 is connected to the pipe 11.
Теплообменник 18 выполнен в виде криогенной емкости с жидким водородом, в жидкостной полости которой расположен змеевик 20, подключенный через клапан 19 к трубопроводу 11, а газовая полость емкости теплообменника 18 сообщена с вакуумирующим устройством, например, газовым эжектором 21 или вакуум-насосом. В верхней части бака 1 размещен коллектор 22 для подачи или слива жидкого водорода, расположенный несколько ниже заданного уровня заправки бака жидким водородом. Коллектор 22 бортовым трубопроводом 23 через бортовое разъемное соединение 24, трубопровод 25 с клапаном 26, трубопровод 27 с клапаном 28 и трубопроводы 29 и 30 с клапанами 31 и 32 подключен к внутренним полостям криогенных емкостей 13 и 14. На верхнем и нижнем днищах топливного бака 1 установлены уровнемеры, соответственно 33 и 34, для контроля уровня жидкого водорода, в верхней части бака 1 установлен также датчик температуры жидкого водорода 35 и патрубок 36 подачи гелия.The heat exchanger 18 is made in the form of a cryogenic tank with liquid hydrogen, in the liquid cavity of which there is a coil 20 connected via a valve 19 to the pipe 11, and the gas cavity of the tank of the heat exchanger 18 is in communication with a vacuum device, for example, a gas ejector 21 or a vacuum pump. In the upper part of the tank 1 there is a collector 22 for supplying or discharging liquid hydrogen, located slightly below a predetermined level of filling the tank with liquid hydrogen. The collector 22 by the on-board pipe 23 through the on-board detachable connection 24, the pipe 25 with the valve 26, the pipe 27 with the valve 28 and the pipes 29 and 30 with the valves 31 and 32 are connected to the internal cavities of the cryogenic tanks 13 and 14. On the upper and lower bottoms of the fuel tank 1 level gauges 33 and 34, respectively, are installed to monitor the level of liquid hydrogen; a liquid hydrogen temperature sensor 35 and a helium supply pipe 36 are also installed in the upper part of the tank 1.
Перед подачей в бак 1 жидкого водорода производится предварительная подготовка внутренней полости бака, включающая в себя вытеснение атмосферного воздуха из полости бака холодным газообразным азотом и последующую замену азотной среды в баке на среду газообразного водорода. После этого включается подача в нижнюю часть бака 1 через бортовой трубопровод заправки 4 жидкого кипящего (непереохлажденного) водорода из одной из двух содержащих его криогенных емкостей, например емкости 14, при открытом клапане 10 на трубопроводе 11 и закрытых клапанах 17 и 19. Поступающий в бак 1 жидкий кипящий водород, вследствие подогрева его от стенок бака, интенсивно испаряется, а холодные равновесные пары водорода создают над кипящей криогенной жидкостью плотную паровую “завесу”, отделяющую жидкость от исходного теплого газа (водорода), находящегося в полости бака. В процессе поступления в бак 1 жидкого кипящего водорода газообразный водород отводится из бака 1 через дренажный патрубок 8 и далее подается на оборудование стартового комплекса на сжигание или флегматизацию. После накопления в нижней части бака 1 заданного, заранее определенного, количества жидкого кипящего водорода, контролируемого по уровнемеру 34, подача его в бак прекращается, для чего закрывается клапан 10 на трубопроводе 11, и производится включение подачи в бак 1, с номинальным расходом заправки, жидкого переохлажденного водорода из теплообменника 18. Для этого открываются клапаны 17 и 19, обеспечивающие поступление жидкого кипящего водорода из трубопровода 11 в змеевик 20 теплообменника 18 и последующую подачу переохлажденного водорода в бортовой трубопровод заправки 4 бака. При поступлении в бак 1 жидкого переохлажденного водорода жидкий кипящий водород образует над ним поверхностный слой, который перемещается вверх по мере заполнения бака. Соприкасаясь с теплыми стенками бака 1, перемещающийся вверх кипящий водород интенсивно испаряется, отбирая тепло у стенок бака, а паровая “завеса” над кипящим водородом надежно прикрывает поверхность криогенной жидкости в процессе заполнения ею бака от контакта с исходной газовой средой бака. Это исключает при колебаниях бака 1 возможность образования локального разрежения вблизи зеркала жидкого водорода, могущего вызвать смятие бака. А поскольку в бак 1 кипящий водород заливается в заданном, заранее определенном, количестве, соответствующем сохранению устойчивого поверхностного слоя кипящего водорода при заполнении бака, прикрывающего уровень переохлажденного водорода и предотвращающего выплескивание переохлажденного водорода из основной массы жидкости в процессе заполнения бака до заданного уровня заправки, устраняется опасность смятия бака при его заправке от воздействия на бак колебаний ракетно-космической системы 3 при ветровых нагрузках, установленной на заправочной площадке стартовой позиции космодрома. При этом не требуется использования при проведении заправки дорогостоящего гелия, который, к тому же, хорошо растворяется в жидком водороде, значительно ухудшая его эксплуатационные характеристики. Количество первоначально вводимого в бак 1 кипящего криогенного компонента (в данном случае - жидкого водорода), соответствующее сохранению поверхностного слоя этого компонента в процессе заполнения бака, прикрывающего уровень переохлажденного криогенного компонента, определяется расчетным путем с учетом геометрических размеров бака, амплитуды колебаний РКС на ее стартовой позиции, вида заправляемого криогенного компонента топлива и продолжительности процесса заправки. При достижении заданного уровня заправки бака 1 закрывается клапан 9 на дренажном трубопроводе 8 и производится наддув бака газообразным гелием. Далее производится выравнивание температуры жидкого переохлажденного водорода в баке 1 путем снижения температуры верхнего слоя водорода за счет подачи переохлажденного водорода на днище бака при одновременном отводе прогретого жидкого водорода через коллектор 22 из верхней части бака при поддержании постоянного уровня криогенной жидкости в баке. Для этого открывают клапаны 26 и 28 на трубопроводах 25 и 27 и клапан 31 на трубопроводе 29, подключенном к криогенной емкости 13. Такое выравнивание температуры переохлажденного криогенного компонента позволяет, по сравнению с прототипом, где прогретый верхний слой компонента замешивается в объеме жидкости, дополнительно снизить среднемассовую температуру компонента на момент окончания заправки бака.Before feeding liquid hydrogen into the tank 1, preliminary preparation of the internal cavity of the tank is carried out, which includes the displacement of atmospheric air from the tank cavity by cold gaseous nitrogen and the subsequent replacement of the nitrogen medium in the tank with a hydrogen gas medium. After that, the supply to the lower part of the tank 1 through the on-board pipeline of the gas station 4 of the liquid boiling (uncooled) hydrogen from one of the two cryogenic tanks containing it, for example, tank 14, with the open valve 10 on the pipe 11 and the closed valves 17 and 19, enters the tank 1 liquid boiling hydrogen, due to its heating from the walls of the tank, intensively evaporates, and cold equilibrium hydrogen vapors create a dense vapor “curtain” above the boiling cryogenic liquid, which separates the liquid from the initial warm gas (hydrogen a) present in the tank cavity. In the process of entering into the tank 1 of liquid boiling hydrogen, gaseous hydrogen is discharged from the tank 1 through the drain pipe 8 and then fed to the equipment of the launch complex for burning or phlegmatization. After the accumulation in the lower part of the tank 1 of a predetermined, predetermined amount of liquid boiling hydrogen, controlled by the level gauge 34, its supply to the tank is stopped, for which the valve 10 on the pipe 11 is closed, and the supply to the tank 1 is turned on, with a nominal charge flow rate, liquid supercooled hydrogen from the heat exchanger 18. For this, valves 17 and 19 are opened, ensuring the flow of liquid boiling hydrogen from the pipe 11 into the coil 20 of the heat exchanger 18 and the subsequent supply of supercooled hydrogen to the side The new pipeline of refueling 4 tanks. When liquid supercooled hydrogen enters the tank 1, liquid boiling hydrogen forms a surface layer above it, which moves upward as the tank fills. In contact with the warm walls of tank 1, boiling hydrogen moving upward intensively evaporates, taking away heat from the walls of the tank, and the steam “curtain” over boiling hydrogen reliably covers the surface of the cryogenic liquid during filling of the tank from contact with the initial gas medium of the tank. This excludes the possibility of the formation of local rarefaction near the mirror of liquid hydrogen during tank oscillations 1, which can cause crushing of the tank. And since boiling hydrogen is poured into tank 1 in a predetermined, predetermined amount corresponding to the preservation of a stable surface layer of boiling hydrogen when filling the tank, which covers the level of supercooled hydrogen and prevents the supercooled hydrogen from spilling out of the bulk of the liquid during filling the tank to a predetermined level of filling, is eliminated the danger of collapse of the tank when refueling from exposure to the tank oscillations of the space-rocket system 3 at wind loads installed on apravochnoy site Baikonur launch pad. It does not require the use of expensive helium during refueling, which, moreover, dissolves well in liquid hydrogen, significantly impairing its performance. The amount of the boiling cryogenic component (in this case, liquid hydrogen) initially introduced into the tank 1, which corresponds to the preservation of the surface layer of this component during the filling of the tank covering the level of the supercooled cryogenic component, is determined by calculation taking into account the geometric dimensions of the tank and the amplitude of the oscillations of the RCS at its starting position, type of refueling cryogenic component of the fuel and the duration of the refueling process. Upon reaching a predetermined level of filling the tank 1, the valve 9 on the drain pipe 8 closes and the tank is pressurized with gaseous helium. Next, the temperature of the liquid supercooled hydrogen in the tank 1 is equalized by lowering the temperature of the upper hydrogen layer by supplying supercooled hydrogen to the bottom of the tank while simultaneously discharging the heated liquid hydrogen through the collector 22 from the upper part of the tank while maintaining a constant level of cryogenic liquid in the tank. To do this, open the valves 26 and 28 on the pipelines 25 and 27 and the valve 31 on the pipe 29 connected to the cryogenic tank 13. This alignment of the temperature of the supercooled cryogenic component allows, in comparison with the prototype, where the heated upper layer of the component is mixed in the volume of liquid, further reduce mass average temperature of the component at the time the tank is refueling.
При заправке бака РКС жидким переохлажденным кислородом согласно предлагаемому способу предварительная подготовка внутренней полости бака не требуется, то есть внутренняя полость бака может быть заполнена атмосферным воздухом. После подачи в бак заданного количества кипящего кислорода, необходимого для формирования поверхностного кипящего слоя, процесс заправки переохлажденным кислородом аналогичен процессу заправки водородом. При подаче в бак переохлажденного кислорода равновесные пары жидкого кипящего кислорода (паровая “завеса”), образующиеся над его поверхностным слоем в баке, вытесняют от зеркала жидкого кислорода атмосферный воздух, не допуская их взаимного контакта и исключая возможность смятия бака от воздействия на РКС ветровых нагрузок. В то же время, не происходит снижения чистоты заправляемого жидкого кислорода, поскольку температура ожижения азота, содержащегося в воздухе, значительно ниже температуры паров кислорода. При заправке же бака переохлажденным кислородом по известному способу необходимо, для исключения смятия бака от ветровых нагрузок, предварительное заполнение полости бака гелием и наддув им бака в процессе заправки.When filling the tank of the CSW with liquid supercooled oxygen according to the proposed method, preliminary preparation of the internal cavity of the tank is not required, that is, the internal cavity of the tank can be filled with atmospheric air. After supplying a predetermined amount of boiling oxygen to the tank necessary for the formation of a surface fluidized bed, the process of filling with supercooled oxygen is similar to the process of filling with hydrogen. When supercooled oxygen is supplied to the tank, the equilibrium vapor of liquid boiling oxygen (steam “curtain”) formed above its surface layer in the tank displaces atmospheric air from the liquid oxygen mirror, avoiding their mutual contact and eliminating the possibility of the tank being squeezed by exposure to wind loads . At the same time, there is no decrease in the purity of refueling liquid oxygen, since the temperature of the liquefaction of nitrogen contained in the air is much lower than the temperature of oxygen vapors. When refueling the tank with supercooled oxygen according to the known method, it is necessary, in order to prevent the tank from crushing due to wind loads, pre-filling the tank cavity with helium and pressurizing the tank during refueling.
Таким образом, предложенный способ позволяет значительно снизить затраты при заправке топливного бака ракетно-космической системы переохлажденным криогенным компонентом ракетного топлива и упростить технологию работ при заправке, а также сократить время проведения заправочных работ и увеличить массу выводимого полезного груза.Thus, the proposed method can significantly reduce costs when refueling a rocket and space system fuel tank with a supercooled cryogenic component of rocket fuel and simplify refueling technology, as well as reduce the time of refueling and increase the mass of the payload.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003123182/11A RU2252180C2 (en) | 2003-07-22 | 2003-07-22 | Mode of filling a rocket-cosmic system with liquid cryogenic component |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003123182/11A RU2252180C2 (en) | 2003-07-22 | 2003-07-22 | Mode of filling a rocket-cosmic system with liquid cryogenic component |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2003123182A RU2003123182A (en) | 2005-02-10 |
| RU2252180C2 true RU2252180C2 (en) | 2005-05-20 |
Family
ID=35208323
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2003123182/11A RU2252180C2 (en) | 2003-07-22 | 2003-07-22 | Mode of filling a rocket-cosmic system with liquid cryogenic component |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2252180C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2537204C1 (en) * | 2013-11-12 | 2014-12-27 | Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Научно-Производственное Объединение "Техномаш" | Method of chilldown of the tank with cryogenic fuel during the testing of rocket unit |
-
2003
- 2003-07-22 RU RU2003123182/11A patent/RU2252180C2/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Ракетно-космический комплекс "Космодром". Под ред. проф. А.П.ВОЛЬСКОГО. - М.: Воениздат, 1977, с.142-158, 179. * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2537204C1 (en) * | 2013-11-12 | 2014-12-27 | Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Научно-Производственное Объединение "Техномаш" | Method of chilldown of the tank with cryogenic fuel during the testing of rocket unit |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2003123182A (en) | 2005-02-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3784952B1 (en) | Cryogenic fluid dispensing system having a chilling reservoir | |
| US7497180B2 (en) | Gas supply arrangement of a marine vessel and method of providing gas in a gas supply arrangement of a marine vessel | |
| US2964918A (en) | Method and apparatus for dispensing gas material | |
| CN107735613B (en) | Multi-container fluid storage and delivery system | |
| JPH10512940A (en) | Method and apparatus for supplying liquefied cryogenic fuel to a vehicle | |
| WO2019008923A1 (en) | Ship | |
| US6131395A (en) | Propellant densification apparatus and method | |
| JP7500598B2 (en) | Apparatus and method for storing and delivering fluid fuels - Patents.com | |
| KR20210070293A (en) | Methods and equipment for storing and distributing liquid hydrogen | |
| KR20160005715A (en) | Liquid natural gas cooling on the fly | |
| US9746132B2 (en) | Self-saturating liquefied natural gas delivery system utilizing hydraulic pressure | |
| US6453681B1 (en) | Methods and apparatus for liquid densification | |
| JP2013500192A (en) | Combustion gas systems, especially for merchant ships | |
| US20100326097A1 (en) | Methods and systems for densifying a liquid fuel using a liquid nitrogen bath | |
| CN109563968A (en) | Equipment for supplying fuel gas and from the fuel gas that is used to liquefy to gas consumption component | |
| JP2018508695A (en) | Pressure device for liquid oxygen tank of rocket engine | |
| JP6416905B2 (en) | Equipment for supplying propellant to rocket engine propulsion room | |
| US3962882A (en) | Method and apparatus for transfer of liquefied gas | |
| RU2252180C2 (en) | Mode of filling a rocket-cosmic system with liquid cryogenic component | |
| RU2616147C1 (en) | Cryoprovision system | |
| RU2386890C2 (en) | Spacecraft cryogenic refueling system | |
| JP2011247368A (en) | Device for transfer and filling of lpg liquid | |
| CN107923350A (en) | Vehicle including pressurized liquid fuel system and the method for running pressurized liquid fuel system | |
| RU2155147C1 (en) | Method of charging space cryogenic stage tank with liquid oxygen | |
| RU2297373C2 (en) | System for filling the upper stage oxidizer tank with supercooled oxygen |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20110723 |