Переохлажденный кислород, страница 4

топлива в космических условиях

При исследовании космического пространства в ряде случаев необходимо обеспечить длительное пребывание блоков в космосе. На практике для питания двигателей используются высококипящие компоненты топлива, такие, как несимметричный диметил гидразин, азотный тетраксид и др. Как правило, эти компоненты высокотоксичны (предельно допустимая концентрация керосина – 300, АТ-1, пентоборана – 0,1), и поэтому при производстве и испытании ракетных двигателей и ракет окружающей среде наносится огромный вред. В ряде стран принят закон, запрещающий использовать такое топливо.

В настоящее время в некоторых отечественных космических блоках (блоки Д и И, объединенная двигательная установка «Буран») используются нетоксичные высокоэффективные компоненты топлива – жидкий кислород, керосин и др.

При длительном пребывании таких блоков в космосе и хранении криогенных компонентов в баке с закрытым дренажом пассивные средства поддержания теплового режима (теплоизоляция, термомосты, обеспечение оптимальной ориентации блока, экранирование) уже не обеспечивают необходимой температуры топлива при требуемом давлении в баке. Поэтому реальное время функционированиея таких блоков в космосе ограничено и не превышает 20 ч.

Если пассивные средства поддержания теплового режима себя исчерпывают или становится менее эффективными по сравнению с другими способами хранения, необходимую температуру компонентов топлива можно обеспечить, используя активные средства термостатирования. К их числу следует отнести охлаждение с использованием теплоты фазового перехода одного из компонентов топлива (термодинамический дренаж), теплоты сублимации отвержденного газа (метана) или газовой криогенной машины (рис.1).

Термодинамический дренаж предусматривает сброс в космическое пространство паров криогенного компонента топлива.

Если гарантированно сбрасывать из криогенного бака газ, например через предохранительный клапан, система может быть достаточно простой и никаких дополнительных приспособлений, приводящих к затратам массы, не требуется.

Однако в космическом полете при низком уровне нагрузок жидкость из-за смачивания стенок покрывает всю поверхность бака и при дренаже выходит из него, что делает этот способ термостатирования неэффективным. Идея использовать теплоту фазового перехода при испарении жидкости может быть реализована только с помощью теплообменника термодинамического дренажа, смонтированного внутри бака. Для этого на входе жидкости в теплообменник под капиллярным заборным устройством устанавливается дроссель. Теплообменник, находящийся на другой стороне бака, сообщается с вакуумом. В этих условиях жидкость выкипает в теплообменнике и отдает теплоту фазового перехода одному из компонентов топлива в баке.

Поддержание температурного режима жидкого кислорода с помощью термодинамического дренажа приводит в конце концов к полной потере криогенного вещества.

Для поддержания температурного режима в баке с жидким кислородом можно, сохраняя массу криогенного топлива, сбрасывать в космический вакуум пары сублимирующего отвержденного газа.

Преимущества системы с твердым криоагентом является сравнительно простая конструкция сублиматора, а также относительная надежность и экономичность, так как отсутствуют движущиеся части и затраты энергии на работу сублиматора от систем блока или корабля в полете.

У многих веществ теплота фазового перехода при сублимации превышает скрытую теплоту испарения жидкого кислорода. Но необходимая тепловая эффективность может быть достигнута только в случае достаточного контакта бака с этим веществом. Возможен вариант связи сублиматора с кислородом через теплообменник, по которому с помощью нагнетателя циркулирует гелий.

В температурном диапазоне 65…90° К единственным близким к кислороду веществом является метан. При термостатировании с применением метана время хранения криогенной жидкости определяется запасом сублимирующего газа и не превышает 30 суток.

Другим способом активного термостатирования является использование газовой криогенной машины, работающей от бортовых источников электроэнергии. Такая машина имеет следующие составляющие: источник электрической энергии, электродвигатель газовой криогенной машины, рефрижератор, циркуляционный контур с теплообменником в баке и нагревателем, контур сброса тепла с системой циркуляции теплоносителя на излучатель или бак горючего, включая насос и его привод. Газовая криогенная машина должна работать в космосе автономно и управляться от автоматики блока или корабля. К ней практически нет доступа, поэтому ее нельзя осмотреть и в силу необходимости отремонтировать. Исходя из этого, надежность функционирования ГКМ должна быть очень высокой: отказ машины может привести к сокращению выполняемой программы.

Основным показателем эффективности использования активных средств термостатирования для поддержания необходимого температурного режима являются затраты массы по времени функционирования блока в космосе. В РКК «Энергия» применительно к существующему блоку был выполнен соответствующий анализ. На рис. 2 приведены результаты сравнения изменения масс m_тем при применении одного из опасных способов термостатирования, с учетом и без учета затрат электроэнергии на термостатирование элементов конструкции, приборов, горючего. В затраченную массу m_к входят такие составляющие, как масса холодильной машины (сублимационного охладителя), элементы пневмогидросхемы, солнечные батареи, излучатели и пр. Из графика следует, что холодильная машина после 3…6 суток пребывания блока в космосе имеет преимущество перед другими средствами термостатирования. Таким образом, единственным наиболее эффективным средством поддержания температурного режима блока является холодильная машина, обеспечивающая термостатирование в течение всего времени ее работы. По данным Грузинского технического университета и ВО «Сибкриотехника», ресурс холодильной машины может изменяться от 4000 до 20 000 ч.

Литература

1. Использование метода Taguchi для оптимизации двигательной установки с двумя соотношениями расходов кислорода и водорода на траектории взлета одноступенчатого ТКА – Астронавтика и ракетодинамика, 1993, №3.

1. Кислород. Справочник. Часть I. Под редакцией канд. техн. наук Д.Л.Глизманенко. – М.: Металлургия, 1967.

1. Конструирование и проектирование ЖРД. Под общей редакцией проф. Г.Г. Гахуна. – М.: Машиностроение, 1989.

1. Расчет, проектирование, конструирование и испытания космических систем. Сборник статей под редакцией проф. В.А.Соколова. Ракетно-космическая техника. Серия XII. Выпуск №1-2 – М.: РКК «Энергия» им. С.П.Королева, 2000.

1. Реферативный журнал «Исследования космического пространства 1989-1991 гг.»

1. Трофимов Р.С. Оптимизация методов обеспечения надежности двигателей летательных аппаратов при использовании систем аварийной защиты // Отчет по теме №202-91-04. – М.: МАИ, 1991.

1. Черток Б.Е. Ракеты и люди. 2-е изд. – М.: Машиностроение, 1999.

19