CC BY
24УДК 629.7.085:629.764.7 DOI: 10.18698/2308-6033-2020-3-1965
Анализ эффективности охлаждения углеводородного топлива с использованием жидкого азота и комбинации рекуперативных теплообменников
© А. А. Александров1, И.В. Бармин1' 2, А.В. Золин1, В.В. Чугунков1
1МГТУ им. Н.Э. Баумана, Москва, 105005, Россия 2ФГУП «ЦЭНКИ», Москва, 107996, Россия
Приведено описание системы охлаждения топлива с применением жидкого азота и комбинации рекуперативных теплообменников, включающей секции теплообменника «труба в трубе» и витого теплообменника, размещенного в резервуаре с антифризом, охлаждаемым газообразным азотом, выходящим из секций теплообменника «труба в трубе». Рассмотрены математические модели процессов охлаждения для двух вариантов движения топлива и жидкого азота в каналах секций теплообменника «труба в трубе». Их применение позволяет анализировать эффективность операций охлаждения топлива в зависимости от его массы, конструктивных параметров емкостей и теплообменников системы, расходных характеристик азота и топлива, а также прогнозировать потребную массу жидкого азота и время операций охлаждения топлива при эксплуатации систем заправки стартовых комплексов. Представлены расчетные зависимости и результаты моделирования охлаждения топлива и антифриза в резервуаре с витым теплообменником. Проанализировано влияние вариантов организации процессов охлаждения топлива и расхода жидкого азота на эффективность системы охлаждения. Выявлены возможности сократить время проведения операции охлаждения топлива посредством оборудования стартовых комплексов и уменьшить затраты жидкого азота по сравнению с существующими системами.
Ключевые слова: жидкое углеводородное топливо, охлаждение, жидкий азот, комбинация теплообменников, резервуар с антифризом, теплообменник в антифризе
Введение. Охлаждение углеводородного ракетного топлива проводится в космических ракетных комплексах для повышения плотности, обеспечения необходимых свойств топлива и характеристик двигательных установок ракет космического назначения (РКН) и осуществляется посредством охлаждающих сред: воздуха, антифризов и жидкого азота.
Применение жидкого азота для охлаждения ракетного топлива связано с тем, что его производят на космодромах в больших объемах. Кроме того, значительные массы ракетного топлива охлаждаются за относительно короткие промежутки времени. Вместе с тем отмечается невысокая интенсивность пусков, выполняемых различными стартовыми комплексами, — как правило, несколько пусков в год. По этим причинам на многих стартовых комплексах охлаждение ракетного топлива осуществляется за счет жидкого азота [1].
Охлаждение топлива жидким азотом, как правило, осуществляется в рекуперативных теплообменниках при теплообмене с жидким азотом. Данный способ широко применяется на стартовых комплексах РКН «Союз» [2]. Процесс охлаждения окислителя на стартовом комплексе «Рокот» осуществляется в рекуперативном теплообменнике при теплообмене с антифризом, охлаждаемым жидким азотом [3]. В ракетно-космическом комплексе Sea launch для охлаждения углеводородного горючего жидкий азот вводят через барботер в емкость с топливом [1, 3]. Более подробно процессы взаимодействия жидкого азота и других криогенных продуктов с жидкими средами рассмотрены в публикациях [1, 4-13].
Отметим, что охлаждение топлива с использованием рекуперативных теплообменников при теплообмене с жидким азотом характеризуется повышенными затратами жидкого азота, чего не наблюдается при охлаждении, обусловленном контактом жидкого азота с топливом или антифризом [14-16]. Это обусловлено значительными потерями охлаждающей способности жидкого азота от недореку-перации выходящего из теплообменника потока азота, величина которой может превышать 100 K.
Вместе с тем при использовании рекуперативных теплообменников отсутствует непосредственный контакт топлива с жидким азотом в процессе охлаждения, что позволяет обеспечить неизменность состава и кондиционность ракетного топлива по его газосодержанию. Для уменьшения массы жидкого азота, затрачиваемой на охлаждение топлива при теплообмене с жидким азотом, рассмотрены варианты построения систем охлаждения с применением комбинации рекуперативных теплообменников. Проведена оценка повышения эффективности использования холода жидкого азота для охлаждения ракетного топлива.
Обзор источников. На стартовых комплексах РКН «Союз» функционируют 12 систем охлаждения горючего путем бесконтактного теплообмена с жидким азотом в рекуперативных теплообменниках типа «труба в трубе» [2]. При этом керосин Т1 охлаждается до среднеба-ковой температуры -3±2,5 °С, а горючее РГ1 — до -20±2,5 °С. На стартовом комплексе РКН «Союз» в Гвианском космическом центре охлаждение топлива осуществляется до температуры -29 °С. Процесс охлаждения горючего следующий: насосные установки перекачивают его через две секции рекуперативных теплообменников «труба в трубе» по замкнутому контуру емкость — насосная установка — тепло-обменный аппарат — емкость. Типовая схема охлаждения горючего на комплексах ракеты «Союз» приведена на рис. 1 [2].
Жидкий азот подается в теплообменники при его выдавливании из стационарных или транспортных резервуаров, заполненных жидким азотом. Потоки горючего и жидкого азота по секциям тепло-
обменных аппаратов распределяются в блоке арматуры. После испарения и отвода от горючего необходимого количества теплоты газообразный азот выбрасывается в дренажную систему стартового комплекса.
Газообразный азот из системы обеспечения сжатыми газами
Рис. 1. Схема охлаждения ракетного топлива с использованием рекуперативных теплообменников «труба в трубе» и жидкого азота на стартовых комплексах
РКН «Союз»:
1 — керосин; 2 — жидкий азот; 3 — газообразный азот; 4 — электрическая цепь
Процесс создания подобных систем охлаждения осложнен тем, что топливо может намерзать на поверхностях секций теплообменников из-за низкой температуры кипения жидкого азота и необходимости выдерживать допуски на расходные характеристики топлива и жидкого азота, которые влияют на температурные характеристики поверхностей теплообмена. Недостатками данных систем являются большие объемы жидкого азота, затрачиваемого на охлаждение топлива, что обусловлено значительными потерями охлаждающей способности жидкого азота от недорекуперации выходящего из теплообменника потока азота, величина которой может превышать 100 К. Преимуществами построения систем охлаждения топлива с использованием жидкого азота и рекуперативных теплообменников «труба в трубе» являются исключение загрязнения окружающей среды и сохранение горючего при охлаждении в кондиции по его составу и газосодержанию [2].
В ходе проведенных исследований по охлаждению топлива в теплообменнике посредством теплообмена с жидким теплоносителем, охлаждаемым при контактном теплообмене с жидким азотом [8, 9, 14, 15], были выявлены возможности уменьшения затрат жидкого
азота при охлаждении топлива за счет снижения недорекуперации выходящего из системы потока азота.
Для того чтобы повысить эффективность охлаждения топлива жидким азотом и уменьшить его массу, затрачиваемую на процесс охлаждения топлива, в настоящей статье рассмотрены варианты модернизации системы охлаждения с теплообменниками «труба в трубе» с введением в нее дополнительного витого теплообменника, размещенного в резервуаре с антифризом, который охлаждается азотом, выходящим из секций теплообменников «труба в трубе».
Модернизированная схема системы охлаждения ракетного топлива. Система охлаждения топлива жидким азотом с помощью комбинации рекуперативных теплообменников «труба в трубе» с витым теплообменником, размещенным в резервуаре с антифризом, охлаждаемым азотом, выходящим из теплообменников «труба в трубе», показана на рис. 2.
Рис. 2. Схема системы охлаждения топлива жидким азотом посредством теплообменников «труба в трубе» и дополнительного витого теплообменника
Помимо двух секций теплообменника-охладителя, выполненного по схеме «труба в трубе», система имеет дополнительный контур циркуляции топлива через витой теплообменник, находящийся в резервуаре с антифризом. Охлаждение топлива при прохождении витого теплообменника достигается за счет теплообмена с антифризом, который охлаждается посредством барботажа антифриза азотом, выходящим из секций теплообменника «труба в трубе» и обладающим
запасом холода за счет недорекуперации в конструкции данного теплообменника.
Витой теплообменник 1 (рис. 3) выполняется из тонкостенных коррозионно-стойких труб и размещается в резервуаре 2, заполненном антифризом, между внутренней поверхностью резервуара и наружной поверхностью полого цилиндрического стакана 3. Последний предназначен для уменьшения массы антифриза во внутреннем пространстве резервуара 2.
Рис. 3. Схема температурной подготовки топлива в витом теплообменнике, размещенном в резервуаре с антифризом:
1 — витой теплообменник; 2 — резервуар с антифризом; 3 — полый цилиндрический стакан; 4 — барботер; 5 — трубчатые электрические нагреватели; 6 — дренажный трубопровод
Подача газообразного азота, выходящего из секций теплообменника-охладителя, в резервуар с антифризом и витым теплообменником осуществляется через барботер 4 в нижнюю часть резервуара. При теплообмене с антифризом газообразный азот обеспечивает его охлаждение и интенсивное движение антифриза относительно поверхности теплообменника и отводится через дренажный трубопровод 6. В нижней части резервуара можно разместить трубчатые электрические нагреватели 5 для обеспечения нагрева топлива, если его исходная температура ниже требуемой. Для оценки эффективности применения холода жидкого азота для охлаждения ракетного топлива с применением комбинации рекуперативных теплообменников разработаны математические модели теплообмена в модернизированной системе охлаждения ракетного топлива.
Математические модели охлаждения топлива при использовании комбинации теплообменников. Уравнения теплообмена при
охлаждении топлива были составлены для двух вариантов движения топлива и жидкого азота в каналах секций теплообменника-охладителя «труба в трубе».
Вариант I: топливо подается во внутреннюю трубу, жидкий азот — в кольцевой канал между внутренней и внешней трубами.
Вариант II: топливо подается в кольцевой канал между внутренней и внешней трубами, жидкий азот — во внутреннюю трубу.
При допущении о квазистационарном протекании процессов теплообмена в конструкциях рассматриваемой системы изменение температуры топлива Тв в емкости-хранилище и температуры антифриза
Тан в резервуаре с дополнительным теплообменником опишем системой уравнений теплообмена:
А ~Г + 4Тв = в + E2TШ; (1)
ах
А аТан+Сдан = Е + к2тъ, (2)
ат
где А1, Д, Б2, Е1, Е2 — коэффициенты, определяемые едиными зависимостями для вариантов I и II системы:
А1 = твСв + тесе + П (ттСт + £ тС ) + тдтрСдтр; А = танСан + тра Сра + тст Сст + тдт Сдт; А = kрa Ера + ^дт Едт + П^астСа; Е1 = краЕраГн + П°астСаТгавых ; Е2 = кдтЕдт; тв, Св — масса и удельная
теплоемкость топлива; тг, Се — масса и удельная теплоемкость емкости-хранилища; п — число секций теплообменника-охладителя, задействованных в процессе охлаждения топлива; тт, Ст — масса и удельная теплоемкость секции теплообменника-охладителя; т1, С1 — массы и удельные теплоемкости элементов в циркуляционном контуре топлива в секции теплообменника; тдтр, Сдтр — масса и удельная
теплоемкость дополнительного трубопровода контура циркуляции топлива через витой теплообменник; тан, Сан — масса и удельная
теплоемкость антифриза; тра, Сра — масса и удельная теплоемкость резервуара антифриза; тст, Сст — масса и удельная теплоемкость полого цилиндрического стакана; тдт, Сдт — масса и удельная теплоемкость дополнительного витого теплообменника; k, Е — коэф-
фициент теплопередачи и площадь поверхности резервуара антифриза; кдт, р — коэффициент теплопередачи и площадь поверхности
дополнительного витого теплообменника; Оаст, са — массовый расход и удельная теплоемкость газообразного азота, подаваемого в секцию теплообменника-охладителя; Тн — температура окружающей
среды; Тгавых — температура газообразного азота на выходе из секции теплообменника.
Коэффициенты А2 и В1 в уравнении (1) определяются специфическими зависимостями для вариантов подачи топлива и азота в секции теплообменника-охладителя. Для варианта I значения этих коэффициентов определяются следующими зависимостями:
А2 = кере + П
В1 = кеРеТн + П
к р + ПИ (к Т + к Т )1 + к Р + к Г •
Лтр^ тр 1 '"^вн V зкв^зк 1 ^знв^зн/^ Лдтр^ дтр 1 ""д^ дт'
&н + ктрРтрТн + ^вн (кзквТзкТка + кзнвТзнТгазн ) + бдн + кдтр рдтрТн .
Здесь ке, Ге — коэффициент теплопередачи и площадь поверхности емкости-хранилища; ктр, Ртр — коэффициент теплопередачи и площадь поверхности трубопроводов в контуре циркуляции топлива через секцию теплообменника охладителя; Ивн — средний диаметр внутренней трубы теплообменника-охладителя; кзкв, кзнв — коэффициенты теплопередачи внутренней трубы теплообменника-охладителя для зон кипения и нагрева азота; Тзк, Тзн — длины зон кипения и нагрева азота в секции теплообменника-охладителя:
О г
Тзк = -т-:--=т; = - т
зк
П
к И
зкв вн
(Твзк Тка ) + кзкнИн (Тн Тка )
зн ст зк'
(где га — удельная теплота кипения жидкого азота; Тв^ — средняя
температура топлива в теплообменнике-охладителе в зоне кипения азота; кзкн — коэффициент теплопередачи наружной трубы в зоне
кипения азота; Тка — температура кипения азота; Ин — средний диаметр наружной трубы секции теплообменника-охладителя; Тст — длина труб секции теплообменника-охладителя); кдтр, рдтр — коэффициент теплопередачи и площадь поверхности дополнительного трубопровода контура циркуляции топлива через витой теплообменник; &н — тепловой поток от насоса циркуляционного контура
секции теплообменника-охладителя; 7азн — средняя температура
газообразного азота в зоне его нагрева в теплообменнике-охладителе; Qдн — тепловой поток от дополнительного насоса циркуляционного
контура топлива через дополнительный витой теплообменник.
Средняя температура топлива в зоне кипения азота и температура топлива в конце этой зоны определяются уравнениями:
__( кзк-впдвн ^зк
Т = Т + (т — Т V
взк ка V ввх ка/
Ов свк
^зквЯ^вн ^зк
1 — е
7взк (зк ) = 7ка + (Тввх 7ка V
О с
где Тв — температура топлива на входе в секцию теплообменника-охладителя; Ов — массовый расход топлива в секции теплообменника; свк — удельная теплоемкость топлива при средней температуре топлива 7в в зоне кипения азота.
взк
Изменение температуры топлива и газообразного азота в зоне нагрева азота в теплообменнике-охладителе опишем системой уравнений:
дх
зн-+АТвзн = АТгаз„ ; (3)
дТга
зн- + ВТ = БТн + ЕТв . (4)
зн н взн
дх
Здесь А = ^знвпдвн . В = ^зннпдн + кзнвпдвн . ^ = кзннпдн . Е = ^знвпдвн .
Ос Ос Ос Ос
в вн аст а аст а аст а
кзнв, кзнн — коэффициенты теплопередачи наружной и внутренней труб теплообменника-охладителя в зоне нагрева азота; свн — удельная теплоемкость топлива при средней температуре топлива Тв
в зоне нагрева азота.
Из совместного решения уравнений (3) и (4) определим: • среднюю температуру топлива в зоне нагрева азота
Твзн = Тн + (е^ — 1)+ (е221ЗН — 1) ;
среднюю температуру азота в зоне нагрева азота
Т = Т +
(н -1)
Тзн
г А+^1л
V Аг1 У Тзн
с
1. (зн -1)
Г А + г- ^
V Аг2 У
• температуру топлива и азота на выходе из секции теплообменника
Твзн (Тзн ) = Тн + С^Лн + С2егТн;
Тгазн (Тзн ) = Тн + С^ Г1 + А) + С2еГ2Тзн Г1 + А).
Здесь числовые значения г2, С1, С2 определяются следующими соотношениями:
г1 = -
А + В (А + В)2
-А (В-Е );
*=- А+В-А (В-Е);
С1 =
2 V 4 А (Тка- Твзк (Тзк )) + Г2 (Тн - Твзк (Ьш ))
г1 г2
С2 = ^ (Тзк ) Тн С1.
Для варианта II значения коэффициентов А2 и В1 в уравнении (1) определяются следующими зависимостями:
А2 = кере + П
к Р + (к Т + к Т ) I + к Р + к Р ;
Лтр^ тр 1 '"^н V зкн^зк 1 ^знн^зн/^ ""дтр^ дтр 1 ""д^ дт' В1 = (кеРе + кдтрРдтр ) Тн + вдн +
'{вн +[ ктр Ртр + пИн (кзкнТзк + кзннТзн Д Тн - Оа
Тзк = ■
г + с (т - Т
а аГ гавых ка
)1};
О г
аст а
пкзкв Ивн ( Твзк Тка )
Средняя температура топлива в зоне кипения азота и температура топлива в конце этой зоны определяются уравнениями:
1 - е-аТ-ж
Т = Т +(т - Т )-
взк впзк V ввх впзк)
аЬ„
Твзк (зк) Твпзк +(Тввх Твпзк
кзкн дт + * 1т
зкн н н зкв вн ка .
т = ■ впзк ккн дн + кзкв
л
а = •
зкн н зкв вн
( кзкн дн + кзкв двн )
Ос
Для варианта II изменение температуры топлива и газообразного азота в зоне нагрева азота можно описать системой уравнений:
дх
зн + АнТвзн = В0 + В2Тга;
дТга
+ВТ =ВТ ■
н га н взн >
(5)
(6)
А = кзннпдн + кзнвлдвн ; В = кзннпдн Т ; Ан - ; В0 - ^ — 7 н;
Ов св
В = кзнвпдвн ;
Овсв
Ов св
В = кзнвпдвн н
^^^Т с /1
Из совместного решения уравнений (5) и (6) для варианта II определим:
• среднюю температуру топлива в зоне нагрева азота
т = Тн —
С12 (1 + Вн ) (1 — е^зн ) С22 ( + Вн ) (1 — е^н ) ;
¿зн Вн Г1
¿зн ВнГ2
• среднюю температуру азота в зоне нагрева азота
С12 (1 — е^зн ) С22 (1 — е^зн )
Т = Т —-ган
¿зн Г1
¿зн Г2
• температуру топлива и азота на выходе из секции теплообменника
Твзн (¿зн ) = Тн + С^
Тга (¿зн ) = Тн + С12е^зн + С22е12¿зн .
Г г Л 1+1
V Вн У
+ С22е^-
Г г Л 1+1 V Вн У
Здесь числовые значения г1, г2, С12, С22 определяются соотношениями:
г1 = -
Ан + Ан , (н + Ан )
2
И н Л -°н (Ан-В2);
г2 =-
Ан + Ан (н + Ан )
2 V 4
-Вн (Ан-В);
Вн ( (Тзк ) Тка ) + г2 (Тн Тка )
__\ зк 4 / / 4 / _ ГТ1 ГГ1 ^
С12 = ; С22 =Тка " Тн ~ С12.
г1 -г2
В ходе проведения расчетов представленные выше зависимости были дополнены уравнениями, описывающими изменение тепло-физических свойств топлива, азота и антифриза от температуры. Изменение температуры топлива Тв в емкости-хранилище и температуры
антифриза Тан в резервуаре с дополнительным теплообменником было
вычислено при совместном решении уравнений (1) и (2) для различных вариантов проведения процессов охлаждения топлива. При этом эффективность охлаждения ракетного топлива жидким азотом оценивалась по показателю эффективности системы охлаждения [16]:
вСв (Твн -Твк )
л = —
тв-
та
Г т + т
г + ^ вн ' ^вк - Т а а I „ ка
где Твн, Твк — начальная и конечная температура топлива при проведении операции охлаждения; mа — масса жидкого азота, затраченного на процесс охлаждения.
Анализ полученных результатов. Эффективность охлаждения углеводородного топлива с использованием жидкого азота и комбинации рекуперативных теплообменников оценена на примере охлаждения горючего РГ1 для теплообменника-охладителя с геометрическими параметрами, соответствующими штатной системе охлаждения. Расчетный анализ проведен при изменении расхода жидкого азота, подаваемого в одну секцию теплообменника-охладителя в диапазоне 0,2...0,5 кг/с для охлаждения горючего РГ1 массой 10 500 кг от начальной температуры 34 °С до температуры -29 °С в емкости массой 3300 кг при температуре окружающей среды 34 °С.
На рис. 4 приведены расчетные изменения температуры в течение времени т для вариантов I (а) и II (б) движения топлива и жидкого
азота в каналах секции теплообменника-охладителя «труба в трубе» с расходом 0,5 кг/с при наличии и отсутствии дополнительного теплообменника в системе охлаждения.
Рис. 4. Охлаждение топлива в системах охлаждения вариантов I (а) и II (б) движения топлива с использованием жидкого азота и рекуперативных теплообменников:
1 — температура топлива в системе без дополнительного теплообменника; 2 — температура топлива при охлаждении с дополнительным теплообменником; 3 — температура антифриза в резервуаре с дополнительным теплообменником
В приведенных вариантах за счет использования в системе комбинации одной секции рекуперативного теплообменника «труба в трубе» с витым теплообменником, размещенным в резервуаре с антифризом, удалось сократить на 20...30 % временные затраты и расход жидкого азота при выполнении операции охлаждения топлива. При этом наибольший эффект отмечен для варианта II системы охлаждения при подаче жидкого азота во внутреннюю трубу теплообменника.
При подаче жидкого азота с тем же расходом в две секции рекуперативного теплообменника «труба в трубе» увеличиваются разность между температурами топлива и антифриза (в 2,2 раза, рис. 5) и теплового потока, отводимого от топлива в дополнительном витом
Анализ эффективности охлаждения углеводородного топлива...
Т,° С 25 15 5 -5 -15 -25 -35 -45 -55 -65
Рис. 5. Изменение температуры топлива (1, 3) и антифриза (2,4) при подаче жидкого азота в одну (1, 2) и две (3, 4) секции теплообменника-охладителя
Ч 0,60 0,55 0,50 0,45 0,40 0,35 0,30
0,20 0,25 0,30 0,35 0,40 0,45 Оаст, кг/с Ч
0,65 0,60 0,55 0,50 0,45 0,40
0,20 0,25 0,30 0,35 0,40 0,45 Оаст, кг/с
б
4
_ - - ~ "
_____— ----
У У ✓ 1
У У У
у у
у /
а
- - " ~ ~
У У У ' V. Ч 2 /
У
/ 1 *ч
Рис. 6. Эффективность охлаждения топлива в системах охлаждения вариантов I (а) и II (б) с использованием жидкого азота и рекуперативных теплообменников:
1,2 — одной и двумя секциями теплообменника-охладителя без дополнительного теплообменника; 3, 4 — одной и двумя секциями теплообменника-охладителя с дополнительным теплообменником
теплообменнике. Это способствует сокращению времени, выделенного на операцию охлаждения топлива, в 4,8 раза по сравнению с существующим нормативом времени на данную операцию в штатной системе охлаждения горючего РГ1 на стартовом комплексе РКН «Союз» при уменьшении затрат жидкого азота на 30 %.
Изменение эффективности штатной и модернизированной схемы охлаждения ракетного топлива жидким азотом для вариантов I и II движения топлива и жидкого азота в каналах секции теплообменника-охладителя «труба в трубе» при изменении расходов жидкого азота, подаваемого в секцию теплообменника «труба в трубе», приведено на рис. 6.
Полученные результаты служат подтверждением возможности увеличивать эффективность охлаждения топлива с использованием жидкого азота и комбинации рекуперативных теплообменников на 15.. .30 % по сравнению с существующими системами.
Заключение. Рассмотренное построение системы охлаждения топлива с использованием жидкого азота и комбинации рекуперативных теплообменников позволяет сократить длительность операции охлаждения топлива посредством оборудования стартовых комплексов и уменьшить затраты жидкого азота по сравнению с существующими системами. Введение в систему резервуара с дополнительным витым теплообменником, находящимся в среде антифриза, позволяет при необходимости нагревать топливо с помощью электрических нагревателей, размещенных в нижней части резервуара.
Разработанные математические модели охлаждения топлива могут быть использованы для выполнения проектных и эксплуатационных расчетов процессов температурной подготовки ракетного топлива на стартовых комплексах. Их применение позволяет анализировать эффективность операций охлаждения топлива в зависимости от его массы, конструктивных параметров емкостей и теплообменников системы, расходных характеристик азота и топлива. Кроме того, это позволяет прогнозировать потребную массу жидкого азота и время операций охлаждения топлива при эксплуатации систем заправки стартовых комплексов при различных значениях параметров окружающей среды, начальных и требуемых конечных значений температуры топлива.
ЛИТЕРАТУРА
[1] Александров А.А., Денисов О.Е., Золин А.В., Чугунков В.В. Охлаждение ракетного топлива стартовым оборудованием с применением жидкого азота. Известия высших учебных заведений. Машиностроение, 2013, № 4, с. 24-29.
[2] Александров А.А., Бармин И.В., Кунис И.Д., Чугунков В.В. Особенности создания и развития криогенных систем ракетно-космических стартовых
комплексов «Союз». Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. Машиностроение, 2016, № 2, с. 7-27.
[3] Комлев Д.Е., Соловьев В.И. Охлаждение нафтила методом криогенного барботажа. Новости техники. Москва, КБТМ, 2004, с. 137-141.
[4] Домашенко А.М., Блинова И.Д. Исследования тепломассообмена при сбросе криогенных продуктов в воду. Химическое и нефтегазовое машиностроение, 2007, № 12, с. 17-19.
[5] Накоряков В.Е., Цой А.Н., Мезенцев И.В., Мелешкин А.В. Вскипание струи жидкого азота, инжектированного в воду. Современная наука: исследования, идеи, результаты, технологии, 2013, № 1 (12), с. 260-264.
[6] Nakoryakov V.E., Tsoi A.N., Mezentsev I.V., Meleshkin A.V. Boiling-up of liquid nitrogen jet in water. Thermophysics and Aeromechanics, 2014, vol. 21, iss. 3, рр. 279-284.
[7] Накоряков В.Е., Цой А.Н., Мезенцев И.В., Мелешкин А.В. Экспериментальные исследования процесса инжекции жидкого азота в воду. Теплофизика и аэромеханика, 2014, т. 21, № 3, с. 293-298.
[8] Александров А.А., Бармин И.В., Павлов С.К., Чугунков В.В. Результаты экспериментальных исследований процессов температурной подготовки углеводородного топлива с использованием теплообменника, размещенного в антифризе. Инженерный журнал: наука и инновации, 2019, № 1 (85). DOI: 10.18698/2308-6033-2019-1-1842
[9] Александров А.А., Бармин И.В., Павлов С.К., Чугунков В.В. Исследование параметров теплообмена витого теплообменника в двухфазной среде. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. Естественные науки, 2019, № 3 (84), с. 22-33. DOI: 10.18698/1812-3368-2019-3-22-33
[10] Кобызев С.В. Методика расчета коэффициентов массоотдачи при осушке углеводородного ракетного топлива. Наука и образование. МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2011, № 11. URL: http://engineering-science.ru/doc/245147.html (дата обращения: 20.01.2020).
[11] Кобызев С.В. Моделирование массообменных процессов при обезвоживании углеводородного ракетного горючего барботированием азотом. Актуальные проблемы Российской космонавтики: Материалы XXXVI Академических чтений по космонавтике. Москва, Комиссия РАН, 2012, с. 356-357.
[12] Кобызев С. В. Методика поверочного расчета процесса осушки углеводородного горючего методом барботажа газообразным азотом. Актуальные проблемы российской космонавтики: Материалы XXXVII академических чтений по космонавтике. Москва, Комиссия РАН, 2013, с. 385-386.
[13] Домашенко О.Е. Системы термостатирования. В кн. История развития отечественной наземной ракетно-космической инфраструктуры. Москва, ООО «Издательский дом «Столичная энциклопедия», 2017, с. 299-301.
[14] Павлов С.К., Чугунков В.В. Повышение эффективности системы охлаждения ракетного топлива с использованием теплообменника и антифриза, охлаждаемого жидким азотом. Инженерный журнал: наука и инновации, 2016, вып. 1 (49), с. 2. DOI: 10.18698/2308-6033-2016-1-1461
[15] Александров А.А., Бармин И.В., Павлов С.К., Чугунков В.В. Аналитическая модель эффективной технологии температурной подготовки ракетного топлива в емкостях заправочных систем наземных комплексов. Известия выс-шихучебных заведений. Машиностроение, 2017, № 4 (685), с. 86-95.
[16] Chugunkov V.V., Denisova K.I., Pavlov S.K. Effective models of using liquid nitrogen for cooling liquid media. AIP Conference Proceedings — XLIII Academic Space Conference, 2019, vol. 2171, no. 200002. DOI: 10.1063/1.5133360
Статья поступила в редакцию 29.01.2020
Ссылку на эту статью просим оформлять следующим образом: Александров А.А., Бармин И.В., Золин А.В., Чугунков В.В. Анализ эффективности охлаждения углеводородного топлива с использованием жидкого азота и комбинации рекуперативных теплообменников. Инженерный журнал: наука и инновации, 2020, вып. 3. http://dx.doi.org/10.18698/2308-6033-2020-3-1965
Александров Анатолий Александрович — д-р техн. наук, ректор МГТУ им. Н.Э. Баумана, профессор кафедры «Стартовые ракетные комплексы» МГТУ им. Н.Э. Баумана. Автор более 100 научных работ в области обеспечения безопасности, организации хранения и транспортирования углеводородного топлива. e-mail: [email protected]
Бармин Игорь Владимирович — д-р техн. наук, чл.-корр. РАН, профессор, заведующий кафедрой «Стартовые ракетные комплексы» МГТУ им. Н.Э. Баумана, советник по науке генерального директора ФГУП «Центр эксплуатации объектов наземной космической инфраструктуры». Автор более 300 научных работ в области ракетно-космической техники. e-mail: [email protected]
Золин Анатолий Владимирович — старший преподаватель кафедры «Стартовые ракетные комплексы» МГТУ им. Н.Э. Баумана, ведущий инженер АО «Особое конструкторское бюро Московского энергетического института». Автор 22 публикаций в области ракетно-космической техники. e-mail: [email protected]
Чугунков Владимир Васильевич — д-р техн. наук, профессор кафедры «Стартовые ракетные комплексы» МГТУ им. Н.Э. Баумана. Автор более 140 научных работ в области наземного оборудования ракетно-космической техники. e-mail: [email protected]
Analysis of the efficiency of hydrocarbon propellant cooling using liquid nitrogen...
Analysis of the efficiency of hydrocarbon propellant cooling using liquid nitrogen and a combination of recuperative
heat exchangers
© A.A. Aleksandrov1, I.V. Barmin1, 2, A.V. Solin1, V.V. Chugunkov1
:Bauman Moscow State Technical University, Moscow, 105005, Russia 2 Federal State Unitary Enterprise "Center for Operation of Space Ground Based Infrastructure", Moscow, 107996, Russia
The paper describes the propellant cooling system using liquid nitrogen and a combination of recuperative heat exchangers, including sections of the double pipe heat exchanger and a twisted heat exchanger located in a tank with antifreeze, cooled by nitrogen gas coming out of the sections of the double pipe heat exchanger. Mathematical models of cooling processes for two variants of movement of propellant and liquid nitrogen in the channels of the double pipe heat exchanger sections are considered. Their using makes it possible to analyze the efficiency of propellant cooling operations depending on its mass, design parameters of the system tanks and heat exchangers, consumption characteristics of nitrogen and propellant, as well as to predict the required mass of liquid nitrogen and the time of propellant cooling during the operation of launching complex propellant-feed systems. Calculated dependences and simulation results of propellant and antifreeze cooling in a tank with a twisted heat exchanger are presented. The influence of variants of arranging propellant cooling processes and liquid nitrogen consumption on the efficiency of the cooling system is analyzed. Comparing to the available systems the capability of reducing the cost of liquid nitrogen are identified as well as reducing time of the propellant cooling operations by means of equipping launch complexes.
Keywords: liquid hydrocarbon fuel, cooling, liquid nitrogen, combination of heat exchangers, antifreeze tank, heat exchanger in antifreeze
REFERENCES
[1] Aleksandrov A.A., Denisov O.E., Zolin A.V., Chugunkov V.V. Izvestiya vys-shikh uchebnykh zavedeniy. Mashinostroenie — Proceedings of Higher Educational Institutions. Маchine Building, 2013, no. 4, pp. 24-29.
[2] Aleksandrov A.A., Barmin I.V., Kunis I.D., Chugunkov V.V. Vestnik MGTU im. N.E. Baumana. Ser. Mashinostroyeniye — Herald of the Bauman Moscow State Technical University. Series: Mechanical Engineering, 2016, no. 2, pp. 7-27.
[3] Komlev D.E., Solovyov V.I. Okhlazhdenie naftila metodom kriogennogo bar-botazha [Naphthyl cooling by cryogenic bubbling]. In: Novosti tekhniki [Technology news]. Moscow, Konstruktorskoe buro tochnogo mashinostroeniya Publ., 2004, pp. 137-141.
[4] Domashenko A.M., Blinova I.D. Khimicheskoe i neftegazovoe mashinostroenie — Chemical and Petroleum Engineering, 2007, no. 12, pp. 17-19.
[5] Nakoryakov V.E., Tsoi A.N., Mezentsev I.V., Meleshkin A.V. Sovremennaya Nauka: issledovaniya, idei, rezultaty, tekhnologii — Modern Science: Researches, Ideas, Results, Technologies, 2013, no. 1 (12), pp. 260-264.
[6] Nakoryakov V.E., Tsoi A.N., Mezentsev I.V., Meleshkin A.V. Thermophysics and Aeromechanics, 2014, vol. 21, iss. 3, pp. 279-284.
[7] Nakoryakov V.E., Tsoi A.N., Mezentsev I.V., Meleshkin A.V. Teplofizika i aero-mekhanika — Thermophysics and Aeromechanics, 2014, vol. 21, no. 3, pp. 293-298.
[8] Aleksandrov A.A., Barmin I.V., Pavlov S.K., Chugunkov V.V. Inzhenernyy zhurnal: nauka i innovatsii — Engineering Journal: Science and Innovation, 2019, iss. 1 (85). DOI: 10.18698/2308-6033-2019-1-1842
[9] Aleksandrov A.A., Barmin I.V., Pavlov S.K., Chugunkov V.V. Vestnik MGTU im. N.E. Baumana. Seria Estestvennye nauki — Herald of the Bauman Moscow State Technical University. Series: Natural Sciences, 2019, no. 3 (84), pp. 22-33. DOI: 10.18698/1812-3368-2019-3-22-33
[10] Kobyzev S.V. Nauka i obrazovanie: electronnyy nauchno-tekhnicheskiy zhurnal — Science and Education: Electronic Scientific and technical Journal, 2011, no. 11. Available at: http://engineering-science.ru/doc/245147.html (accessed January 20, 2020).
[11] Kobyzev S.V. Modelirovanie maccoobmennykh protsessov pri obezvozhivanii uglevodorodnogo raketnogo goruchego barbotirovaniem azotom [Simulation of mass transfer processes during dewatering of hydrocarbon rocket fuel by nitrogen bubbling]. Materialy XXXVI Akademicheskikh chteniy po kosmonavtike "Aktualnye problemy Rossiyskoy kosmonavtiki" [Proceedings of XXXVI Academic readings on cosmonautics "Actual problems of Russian cosmonautics"]. Moscow, Komissiya RAN Publ., 2012, pp. 356-357.
[12] Kobyzev S.V. Metodika poverochnogo rascheta protsessa osushki uglevodorodnogo goruchego metodom barbotazha gazoobraznym azotom [Method of confirmatory analysis of the process of hydrocarbon fuel dehydration by gaseous nitrogen bubbling]. Materialy XXXVII Akademicheskikh chteniy po kosmonavtike "Aktualnye problemy Rossiyskoy kosmonavtiki" [Proceedings of XXXVII Academic readings on cosmonautics "Actual problems of Russian cosmonautics"]. Moscow, Komissiya RAN Publ., 2013, pp. 385-386.
[13] Domashenko A.M. Sistemy termostatirovaniya [Temperature control systems]. In: Istoriya razvitiya otechestvennoy nazemnoy raketno-kosmicheskoy infrastruktury [History of Russian ground-based rocket and space infrastructure development]. Moscow, JSC "Stolichnaya entsiklopediya" Publ., 2017, pp. 299-301.
[14] Pavlov S.K., Chugunkov V.V. Inzhenernyy zhurnal: nauka i innovatsii — Engineering Journal: Science and Innovation, 2016, iss. 1 (49), p. 2.
DOI: 10.18698/2308-6033-2016-1-1461
[15] Aleksandrov A.A., Barmin I.V., Pavlov S.K., Chugunkov V.V. Izvestiya vys-shikh uchebnykh zavedeniy. Mashinostroenie — Proceedings of Higher Educational Institutions. Маchine Building, 2017, no. 4 (685), pp. 86-95.
[16] Chugunkov V.V., Denisova K.I., Pavlov S.K. Effective models of using liquid nitrogen for cooling liquid media. AIP Conference Proceedings — XLIII Academic Space Conference, 2019, vol. 2171, no. 200002. DOI: 10.1063/1.5133360
Aleksandrov A.A., Dr. Sc. (Eng.), Rector, Professor, Department of Rocket Launch Systems, Bauman Moscow State Technical University. Author of over 100 research publications in the field of safety, organization of storage and transportation of hydrocarbon pro-pellant. e-mail: [email protected]
Barmin I.V., Dr. Sc. (Eng.), Corresponding Member of the Russian Academy of Sciences, Professor, Head of the Department of Rocket Launch Systems, Bauman Moscow State Technical University, Advisors for Science to the General Director of the Federal state unitary enterprise "Center for Operation of Space Ground Based Infrastructure". Author of over 300 research publications in the field of rocket and space technology. e-mail: [email protected]
Analysis of the efficiency of hydrocarbon propellant cooling using liquid nitrogen...
Zolin A.V., Senior Lecturer, Department of Rocket Launch Systems, Bauman Moscow State Technical University, Leading Engineer of JSC "Special design Bureau of the Moscow power engineering Institute". Author of 22 research publications in the field of rocket and space technology. e-mail: [email protected]
Chugunkov V.V., Dr. Sc. (Eng.), Professor, Department of Rocket Launch Systems, Bauman Moscow State Technical University. Author of over 140 research publications in the field of ground- based equipment of rocket and space technology. e-mail: [email protected]
