ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ, ПРОБЛЕМЫ И ОПЫТ СОЗДАНИЯ КРИОГЕННЫХ ЗАПРАВОЧНЫХ КОМПЛЕК СОВ ДЛЯ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

Хранение водорода

Hydrogen storage

УДК 621.59:04-182.1

ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ, ПРОБЛЕМЫ И ОПЫТ СОЗДАНИЯ КРИОГЕННЫХ ЗАПРАВОЧНЫХ КОМПЛЕКСОВ ДЛЯ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ

А. М. Домашенко н^н, В. Н. Криштал

Н^К Member of the International Editorial Board

ОАО «Криогенмаш» пр. Ленина, 67, г. Балашиха, Московская обл., 143907, Россия Тел.: (495) 521-40-84, факс: (495) 521-57-22, 521-59-66 E-mail: root@cryogenmash.ru; http://www.cryogenmash.ru

Сведения об авторе: главный специалист ОАО «Криогенмаш», член-корр. Международной академии холода, кандидат техн. наук, старший научн. сотрудник, лауреат премий Совета Министров СССР и Комитета СССР по народному образованию.

Область научных интересов: тепломассообмен и гидродинамика в криогенных системах, безопасность технологии эксплуатации. Публикации: 165 работ, из них 40 изобретений и патентов.

Домашенко Анатолий Митрофанович

Сведения об авторе: главный специалист ОАО «Криогенмаш», конструктор-разработчик криогенных систем и оборудования, награжден орденом Трудового Красного знамени, медалью ФК РФ им. Гагарина Ю. А.

Публикации: более 10 работ, имеет более 50 авторских свидетельств и патентов.

Криштал Виля Нафтулович

Peculiarities and principles underlying the process of designing of several generations of launcher systems assigned for fueling spaceborn equipment with cryogenic components are being considered. The paper analyzes the methods and the systems intended for cooling liquid oxygen and hydrogen, as well as for deep cooling of oxygen at "Energiya-Buran" spaceborn complex. The number of cooling stages for liquid hydrogen is substantiated from the standpoint of energy consumption, reliability and mass-dimension ratio. The technology of simultaneous operation of land-based fueling complex/ carrier fueling tanks and spacecraft "Buran" is described in fueling and thermostating modes. Prospective updating of cryogenic equipment is being discussed.

Развитие ракетно-космической техники, использующей высокоэффективные криогенные топлива — жидкие кислород и водород, стимулировало создание крупнотоннажных производств жидких кислорода, водорода, а также технологически необходимого жидкого азота и привело к появлению нового направления криогенной техники, связанного с созданием стендовых и стартовых комплексов. На протяжении почти сорока лет ОАО «Криогенмаш», как

и зарубежные фирмы, занимающиеся освоением космоса, создавало испытательные и стартовые комплексы, составной частью которых являются криогенные системы для накопления, хранения, заправки изделий, термостатирования стендовых и бортовых баков, выдачи в двигательные установки и бортовые баки рабочих продуктов с требуемыми параметрами (расходом, давлением и температурой). Первая крупномасштабная, уникальная в мировой практике кри-

Статья поступила в редакцию 13.12.2007 г. Ред. per. № 182. The article has entered in publishing office 13.12.2007. Ed. reg. No. 182.

International Scientific Journal for Alternative Energy and Ecology №9 (53) 2007 . -

© 2007 Scientific Technical Centre «TATA»

огенная стартовая система [1] на жидком кислороде была разработана ОАО «Криогенмаш» в сотрудничестве со многими предприятиями страны и смонтирована в 1962-1968 гг. (рис. 1). При создании системы были решены новые для отечественной техники проблемы: накопление, длительное хранение и охлаждение ниже температуры кипения при атмосферном давлении значительных количеств жидкого кислорода, заправка баков изделия с большими и малыми расходами в сочетании с достаточно точным дозированием заправляемой жидкости и поддержанием ее уровня и температуры в условиях существенных теплопритоков из окружающей среды к бакам изделия. Система позволяла накапливать и длительное время хранить 3000 т кислорода, обеспечивала его глубокое (до 70 К) охлаждение, скоростную заправку в баки 1400 т кислорода с расходом до 200 кг/с и температуру кислорода на уровне 81 ± 0,5 К при теплопритоке 60 кВт в конце заправки и в процессе длительного (до 10 сут.) термостатирования. Для реализации скоростной заправки с учетом гидравлических характеристик системы были применены два центробежных насоса (подача каждого 750 т/ч). Равномерное поле температур жидкого кислорода по высоте устанавливалось за счет его подачи снизу и сверху баков. Термостатирование в циркуляционном контуре осуществлялось центробежными насосами с подачей 148 т/ч. Одна из самых ответственных и сложных технологических операций — охлаждение жидкого кислорода — проводилась непосредственно в резервуарах в период подготовки к заправке изделия методом ваку-умирования одно-и двухступенчатыми эжекторами с суммарной холодопроизводительностью 100 кВт на температурном уровне 70 К. Среди множества проблем, которые были решены при создании крупнотоннажных заправочных систем, особо следует отметить проблемы, связанные с различными формами образования паровой фазы и возникновением неустановившихся гидравлических процессов на переходных режимах эксплуатации при многократных переключениях запорной и регулирующей арматуры.

Были разработаны методики расчетов и рекомендаций по снижению гидродинамических нагрузок в созданной системе, что способствовало повышению ее надежности и работоспособности [2]. В процессе создания системы отрабатывались не только новые схемно-технологические решения, но и новое криогенное оборудование. Прежде всего, это крупнотоннажные конструкции резервуаров (вместимостью 230 м3) с высокоэффективной экранно-вакуумной изоляцией, потери жидкого кислорода в которых от испарения не превышали 0,1 % в сутки, а также криогенные трубопроводы и арматура диаметром до 250 мм, насосные агрегаты с подачей 148 и 750 т/ч, эжекторы, криосорбционные насосы, фильтры, подвижные коммуникации для стыковок с изделием. В

Рис. 1. Принципиальная схема системы заправки и термостатирования охлажденным кислородом ракеты-носителя: 1 — испаритель наддува резервуаров; 2 — резервуар (V = 230 м3); 3 — блок эжекторов; 4 — компрессор; 5 — бортовые резервуары; 6 — главный центробежный насос; 7 — малый центробежный насос Fig. 1. Basic outlay of the system for fueling and ther-mostating of the carrier by cooled oxygen: 1 — evaporator of receiver unit booster; 2 — receiver (V = 230 m3); 3 — ejector unit; 4 — compressor; 5 — vehicle-born receivers; 6 — main centrifugal pump; 7 — backup centrifugal pump

процессе отработки системы совершенствовалась технология эксплуатации и характеристики оборудования, анализировались процессы охлаждения оборудования и криопродуктов, неустановившиеся процессы в магистралях, теплообмен при хранении, транспортировании и газификации криогенных продуктов, накопление микропримесей и фильтрационная очистка криопродуктов и др.

Новые принципы построения технологических схемных решений заправочных стартовых и стендово-стартовых систем нового поколения и организация безопасной эксплуатации были использованы при создании Криогенного центра в Байконуре, обеспечивающего криогенным топливом ракетно-космический комплекс «Энергия-Буран». Прежде всего, все криогенные системы для водорода, кислорода и азота были построены на базе, специально разработанных для этих систем шаровых резервуаров вместимостью 1400 м3 с экранно-вакуумной изоляцией, рабочим давлением 1,0 МПа и суточными потерями 0,033-0,130 % (резервуары по этому показателю относятся к лучшим в мире конструкциям). Такое решение позволило создать хранилища с минимальным числом резервуаров, сократить стоимость систем и повысить их надежность в основном за счет уменьшения количества единиц запорной, регулирующей и предохранительной арматуры. Система для хранения 4600 т жидкого кислорода (три шаровых резервуара) позволяла заправлять баки изделия охлажденным до температуры 85 и 78 К жидким кислородом и термостатировать его. Система была решена по разомкнутой схеме с использованием вытеснительной схемы подачи жидкости при заправке и термостатировании баков. Охлаждение и термостатирование кислородного бака цен-

Международный научный журнал «Альтернативная энергетика и экология» №9 (53) 2007 © 2007 Научно-технический центр «TATA»

Водородная экономика Хранение водорода

трального блока осуществлялось с использованием разомкнутого контура циркуляции через рекуперативный теплообменник, помещенный в азотную ванну, со сливом прогретого кислорода в один из резервуаров хранилища, а баки боковых баков только подпитывались, охлажденным в азотной ванне кислородом. Такое схемное решение предельно упростило систему и повысило ее надежность. Впервые появилась возможность создания реальных конструкций мощных охладителей потока жидкости непосредственно в процессе заправки и термостатирования изделий в отличие от охлаждения методом вакуумирова-ния в резервуаре. При этом повышалась чистота охлаждаемого продукта, поскольку исключался подсос к нему воздуха из атмосферы.

Система для хранения 372 т жидкого водорода (четыре шаровых резервуара, рис. 2) позволяла заправлять изделие жидким, охлажденным до температуры 16,5-17 К водородом, и термостатировать его для снятия внешнего теплопритока. Общая хо-лодопроизводительность системы охлаждения составляла 1000 кВт при заправке и 730 кВт при термостатировании на температурном уровне 17 К.

Система решена по принципу вытеснитель-ной подачи водорода и его охлаждения в ваннах-охладителях, в которых под вакуумом кипит жидкий водород. Поскольку термостатирование заправленной в баки жидкости по разомкнутой схеме приводило к ощутимым потерям дорогостоящего жидкого водорода, была реализована полузамкнутая схема циркуляции с использованием струйного насоса, что сократило число переключений резервуаров и, соответственно, потери. Отметим, что еще более целесообразно перейти на замкнутую схему циркуляции центробежным водородным насосом.

Рис. 2. Принципиальная схема системы заправки и тер-мостатирования охлажденным водородом ракеты-носителя «Энергия»: 1 — резервуар (V = 1400 м3); 2, 6 — эжекторы; 3 — теплообменник (кислород — гелий); 4 — теплообменник (водород — гелий); 5 — контур циркуляции гелия; 7 — бак ракеты; 8 — ванны-охладители; 9 — струйный насос; 10 — рекуперативный теплообменник; 11 — испаритель наддува резервуаров Fig. 2. Basic outlay of the system for fueling and ther-mostating of the carrier "Energy" by cooled hydrogen: 1 — receiver (V = 1400 m3); 2, 6 — ejectors; 3 — heat exchanger (oxygen, helium); 4 — heat exchanger (hydrogen, helium), 5 — helium circulation loop; 7 — rocket tank; 8 — cooler baths; 9 — jet pump; 10 — recuperative heat exchanger; 11 — evaporator of receiver boosters

Принятая схема блока охлаждения системы заправки и термостатирования РН «Энергия» включает в себя две последовательно установленные ступени (8) охлаждения, состоящие из теплообменников-охладителей с встроенными трубными теплообменниками, имеющими, для существенного увеличения коэффициента теплопередачи, пористое покрытие со стороны кипящего водорода. Выбор такой схемы был осуществлен в результате термодинамического анализа и с учетом фактора увеличения сложности, металлоемкости и снижения надежности системы с увеличением количества ступеней охлаждения. Параметры, по которым производилась оптимизация, определялись из выражения холодильного коэффициента

^ = гн — гк

т (е. п+£ в)

где гн, гк — удельные энтальпии жидкого водорода на входе и выходе из системы охлаждения; тп — удельное количество паров, которое образуется в цикле при охлаждении единицы массы водорода; I п — затраты работы на получение единицы массы испарившегося водорода; 1в — затраты работы на откачку единицы массы паров. Анализ этого выражения показывает, что увеличение холодильного коэффициента возможно за счет уменьшения тп и Iв. Удельное количество паров тп за счет теплофизичес-ких свойств водорода (увеличивается теплота испарения и уменьшается теплоемкость) уменьшается по мере понижения температуры, что приводит к уменьшению работы откачных средств. Основной выигрыш по энергозатратам реализуется за счет уменьшения работы откачки в приближении к «идеальному» циклу (многоступенчатое охлаждение) по сравнению с циклом Карно в его нижней части при одноступенчатой схеме охлаждения. Работа на получение единицы массы конечного продукта в двухступенчатом цикле определялась по зависимости:

-1Ц- + и К'

где и = (тп/та), и1, и2 — коэффициент эжекции на первой и второй ступенях охлаждения, та — расход азота; I___ I г, I сж — соответственно,

ож 1 сж

удельные затраты энергии на ожижение азота его газификацию и сжатие жидкости перед подачей на газификацию.

Технология заправки и термостатирования РН заключалась в следующем. Жидкий водород из хранилища 1 с температурой 21,8 К поступает на вход в первый теплообменник-охладитель, где в результате теплообмена с водородом, кипящим под вакуумом, охлаждается до промежуточной температуры, а затем, пройдя второй теплообменник-охладитель, охлаждается до конечной температуры, после чего поступает в бак РН. Циркуляция жидкого водорода при термостатировании произ-

18

International Scientific Journal for Alternative Energy and Ecology №9 (53) 2007

© 2007 Scientific Technical Centre «TATA»

иШШШ

водится с помощью струйного насоса 9, в который в качестве рабочей среды подается жидкий водород с массовым расходом 20 т/ч под давлением 1,0 МПа с промежуточной температурой, увлекая за собой циркулирующий по контуру системы водород. Подпитка теплообменников-охладителей производится жидким водородом с температурой «19,5 К, сливаемым из бака РН.

В качестве откачивающих устройств были выбраны газовые сверхзвуковые эжекторы 2, 6, рабочей средой которых является газообразный азот с давлением Рэ = 1,0 МПа и температурой 323 К. Эта система обеспечивала заправку изделия охлажденным до 17,5-18 К жидким водородом с расходом 100 т/ч. Термостатирование осуществлялось через ту же систему охлаждения с расходом 80 т/ч в течении 10 ч, из которых в непрерывном режиме от 3 до 7 ч.

Сложные конструкторские, научные и технологические проблемы были решены также в процессе создания системы, предназначенной для заправки 32 т жидкого кислорода в баки космического корабля «Буран» и его термостатирования на уровне температуры 65 К (рис. 3). Учитывая технические трудности глубокого охлаждения жидкого кислорода, связанные с чрезвычайно низким давлением насыщенных паров, для его охлаждения было принято эффективное, но одновременно и сложное решение по использованию в специальном теплообменнике «холода» отходящих паров водорода. С целью обеспечения безопасной работы он был выполнен с контуром естественной циркуляции газообразного гелия под высоким давлением, что гарантировало, даже при потере герметичности в кислородном и водородном теплообменниках, полную безопасность ввиду невозможности смешения компонентов. Кислород охлаждался в процессе его циркуляции через теплообменник с помощью насоса. Такая схема с плавным выходом жидкого кислорода на требуемый температурный уровень обеспечивала надежную и безопасную технологию охлаждения. Необходимо отметить, что схемное решение системы удачно проиллюстрировало возможность и целесообразность взаимодействия криогенных систем стартовых комплексов. В целом использование в ракетно-космическом комплексе «Энергия- Буран» охлажденного кислорода и водорода позволило получить ощутимый выигрыш полезной нагрузки.

Анализ результатов испытаний Криогенного центра, который с полным правом можно отнести к уникальным сооружениям в мировой практике создания стартовых комплексов, подтвердил работоспособность, надежность и эффективность всех систем.

Параллельно с исследованием технологических процессов в ОАО «Криогенмаш» проводилась серьезная работа по совершенствованию основного криогенного оборудования, которая позволила

Рие. 3. Принципиальная схема системы заправки и тер-мостатирования глубокоохлажденным кислородом космического корабля «Буран»: 1 — резервуары; 2 — эжектор; 3 — теплообменник (воздух — гелий); 4 — ванна-охладитель; 5 — бак космического корабля; 6 — контур циркуляции гелия; 7 — теплообменник (кислород — гелий); 8 — испарители наддува резервуаров; 9 — насосы

Fig. 3. Basic outlay of fueling and thermostating of spacecraft "Buran" by strongly cooled oxygen: 1 — receivers; 2 — ejector; 3 — heat exchanger (air-helium); 4 — cooling bath; 5 — spacecraft tank; 6 — helium circulation loop; 7 — heat exchanger (oxygen-helium); 8 — evaporators of receiver boosters; 9 — pumps

разработать новое оборудование высокого качества, низкой металлоемкости с высокой технологичностью изготовления. К основным достижениям следует отнести разработку унифицированного ряда криогенных стационарных резервуаров вместимостью 8, 25, 63, 75 м3 вертикального типа (РЦВ); вместимостью 50, 100, 230, 250 м3 горизонтального типа (РЦГ) и вместимостью 1400 м3 сферического типа для хранения кислорода, водорода, азота, аргона и метана, а также транспортных водородных емкостей: автомобильной цистерны для индийского стартового комплекса «Шар» вместимостью 45 м3 с рабочим давлением 1,0 МПа и суточными потерями 0,8 % и железнодорожной цистерны вместимостью 100 м3, рабочем давлении 0,3 МПа и суточными потерями 0,5 ± 0,1 % для Китая. В будущем, вероятнее всего, возникнет необходимость в разработке более крупных криогенных резервуаров до 4000 м3, например, при создании аэродромных комплексов. Перспективными направлениями развития криогенного оборудования систем являются разработки турбонасосов для перекачки жидкостей и холодных турбокомпрессоров для откачки паров. Особо следует отметить, что принципы построения криогенного оборудования и комплексов с жидким водородом и для ракетно-космической техники и для потребителей народнохозяйственных отраслей, в том числе, для водородной энергетики, практически одинаковы.

Список литературы

1.Горбатский Ю. В., Домашенко А. М., Криштал В. Н. Этапы развития криогенных систем для ракетно-космической техники // Хим. и нефт. маш-ние. 2002. №10. С. 17-20.

2. Филин Н. В., Буланов А. Б. Жидкостные криогенные системы. М.-Л.: Машиностроение, 1985.

Международный научный журнал «Альтернативная энергетика и экология» №9 (53) 2007 © 2007 Научно-технический центр «TATA»