СЖИЖАЮЩАЯ УСТАНОВКА ДЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
LIQUIDISING PLANT FOR AIRCRAFT

Изобретение относится к авиационно-космической технике и связанным с ней технологиям и устройствам для сжижения газов и разделения газовых смесей.
Изобретение может быть эффективно использовано в летательных аппаратах, оснащенных как двигателями ВРД, ПВРД, ГПВРД, использующими в качестве окислителя кислород воздуха, так и в аэрокосмических самолетах с ядерным реактивным двигателем, работающим на атмосферной (воздушной) среде /1/, и предназначенных для выполнения долговременных полетов одновременно в атмосфере и в безвоздушном пространстве.
Известна «Система запуска и транспортирования полезной нагрузки», в которой для увеличения высоты взлета на ПВРД аэрокосмический аппарат (АКА) оснащен оборудованием для сжижения и накопления забираемого за время взлета атмосферного воздуха /2/.
Известен также воздушно-космический самолет (ВКС) с ВРД, который оборудован ожижителем атмосферного воздуха теплообменного типа, выполненным в виде установленного на корпусе фюзеляжа отдельного блока с возможностью его отделения и сброса после взлета /3/.
Используемое в этих аналогах сжижающее оборудование «теплообменного типа», в котором сжижение воздуха осуществляется путем теплообмена с ожижителем, обладает значительным весом и недостаточно высокой производительностью. Это ограничивает возможность накопления необходимого для осуществления долговременных полетов в безвоздушном пространстве бортового запаса сжиженного воздуха (окислителя).
Известны способы сжижения газов, включающие процессы сжатия и предварительного охлаждения, осевого закручивания газового потока и его последующего расширения до точки росы в сверхзвуковом сопле с отделением жидкой фазы за счет действия центробежных сил (/4/, /5/).
Устройства для реализации этих процессов содержат средства для подвода (трубопровод) и нагнетания (компрессор) газа в камеру давления для его сжатия, устройства для его предварительного охлаждения (теплообменник) и закручивания (шнек, циклон), сверхзвуковое адиабатическое сопло для образования жидкой фазы (за счет расширения газового потока до точки росы), а также устройства для отбора жидкой фазы. Например, в аналоге /4/ отбор жидкой фазы осуществляется с помощью перфорированной стенки сверхзвукового сопла, на которую направляется парожидкостная смесь. В аналоге /5/ отбор жидкой фазы производится с помощью кольцевой щели, образованной стенками сверхзвукового сопла и установленного в нем с зазором полого усеченного конуса.
Аналоги /4/ и /5/ не предназначены и не могут осуществлять разделение жидких фаз в сжижаемой газовой смеси на отдельные компоненты (фракции), например сжижаемого воздуха на жидкий кислород и жидкий азот.
Наиболее близким изобретению является известная аэродинамическая (то есть использующая для сжижения атмосферной среды энергию напора набегающего воздушного потока) сжижающая установка аэрокосмического самолета (АКС). При этом АКС может быть оснащен как ВРД, ПВРД, так и работающим на забираемой при полете воздушной среде ядерным реактивным двигателем (ЯРД) /6/.
Данная аэродинамическая сжижающая установка - прототип - размещена на (в) корпусе фюзеляжа летательного аппарата и содержит охлаждаемый воздухозаборник с устройством для закрутки входящего потока (шнеком, циклоном), охлаждаемое сверхзвуковое сопло для расширения до точки росы забираемой при полете воздушной среды и устройство для отвода образующейся жидкой фазы в виде кольцевого щелевого канала, образованного стенками сопла и полого конуса с каналом для выброса не сконденсировавшейся в сопле части потока. Щелевой канал сообщен с бортовым криогенным баком для накопления и хранения сжиженной воздушной среды. Особенность ее работы заключается в том, что подвод воздушной массы осуществляется с помощью воздухозаборника за счет и в процессе полета летательного аппарата в атмосфере. А сжатие и осевое закручивание воздушного потока с расчетным центробежным ускорением, а также последующее расширении его до точки росы в сверхзвуковом сопле осуществляются исключительно за счет использования кинетической энергии скоростного напора воздушного потока.
Недостатком данной сжижающей установки-прототипа является то, что она не разделяет жидкие фазы сжижаемой атмосферной газовой (воздушной) смеси на отдельные компоненты (фракции), в частности, воздуха на жидкий кислород и жидкий азот. Применительно к летательным аппаратам такое разделение важно не само по себе, а дает возможность существенно повысить эффективность работы и их двигателей, и длительности их полета в безвоздушном пространстве.
Так, для летательных аппаратов с ВРД, ПВРД такое разделение дает возможность накапливать на борту и использовать не сжиженную газовую смесь (78% азота и 21% кислорода), а чистый кислород и тем самым повысить и эффективность работы двигателей, и длительность полета в безвоздушном пространстве. А применительно к ЯРД разделение жидких компонентов газовой смеси, в частности воздушной среды, на жидкий кислород и жидкий азот позволяет использовать в качестве рабочего тела компонент, создающий при прочих равных условиях более высокую удельную тягу.
Другим недостатком прототипа является то, что не сконденсировавшаяся в сжижающей установке часть низкотемпературной (приближающейся к точке росы) атмосферной среды не используется полезно, а выбрасывается наружу. При этом теряется и часть (до двух третей) забираемой из атмосферы для сжижения воздушной среды, которая потенциально могла бы быть полезно использована (и повторно, и в качестве охладителя сопла, воздухозаборника) и затраченная на ее охлаждение энергия. Этот недостаток снижает эффективность работы (термодинамический КПД) сжижающей установки и, соответственно, эффективность осуществления полета.
С целью повышения эффективности работы двигателей летательных аппаратов и продолжительности полета в безвоздушном пространстве за счет разделения жидких фаз при сжижении атмосферной газовой, в частности, воздушной смеси на отдельные компоненты, в частности на жидкий кислород и жидкий азот, и их более эффективного раздельного использования и предлагается настоящее изобретение.
Поставленная цель (технический результат) достигается тем, что в дополнение к имеющемуся щелевому каналу для отвода жидкой фазы газа с более низкой температурой точки росы, применительно к воздуху - азота, стенки сверхзвукового сопла на расчетном расстоянии от его входа в сопло выполнены перфорированными с возможностью отвода из состава сжижаемой газовой смеси жидкой фазы газа с более высокой температурой точки росы, применительно к воздуху - кислорода, с их накоплением и хранением в раздельных баках.
С целью повышения эффективности работы (термодинамического КПД) аэродинамической сжижающей установки за счет использования несконденсировавшейся части сжижаемой газовой (воздушной) смеси для охлаждения с последующим возвращением в сопло, канал для выброса не сконденсировавшейся в сопле части газового (воздушного) потока подключен к каналу охлаждения сопла, воздухозаборника с возможностью последующего тангенциального ввода этого потока в полость сопла.
Изобретение поясняется на следующих чертежах.
На фиг.1 показана конструкция описываемой аэродинамической сжижающей установки для летательного аппарата.
На фиг 2 показана конструкция описываемой сжижающей установки с отводом несконденсировавшейся части воздушного потока для охлаждения и последующего сжижения.
Описываемая сжижающая установка размещена на (в) корпусе фюзеляжа летательного аппарата (на чертеже не показан) и содержит воздухозаборник 1, оборудованный устройствами для охлаждения (за счет охлаждения стенок) и закручивания, например, с помощью шнеков 2 входящего в него (при полете летательного аппарата) воздушного потока (показано стрелкой 3) и соединенное с воздухозаборником 1 в единый термодинамический канал сверхзвуковое сопло 4 со щелевым каналом 5 для отвода (стрелка 6), жидкой фазы. Щелевой канал 5 образован между стенками сопла 4 и установленным в нем полым коническим элементом 7 с каналом 8 для выброса (показано стрелкой 9) не сконденсировавшейся в сопле 4 части газового (воздушного) потока.
10 - сборный коллектор, 11 - криогенные трубопровод и насос 12 для отвода сжиженной фракции газа в бортовой накопительный бак 13.
Подвод воздушной среды осуществляется за счет полета, а сжатие и закрутка потока до расчетных значений давления, придание ему необходимого (расчетного) центробежного ускорения (с помощью шнека 2) и последующее расширение в сверхзвуковом сопле 4 до точки росы производятся исключительно за счет кинетической энергии создаваемого при полете скоростного напора воздушного потока.
Применительно к летательным аппаратам разделение жидких фаз кислорода и азота важно не само по себе, а тем, что дает возможность за счет их раздельного использования повысить эффективность работы двигателей и увеличить продолжительность полета в безвоздушном пространстве.
Так, для ВРД, ПВРД такое разделение дает возможность использовать в них не смесь (78% азота и 21% кислорода), а чистый кислород, что существенно повышает эффективность их работы. При этом бортовые криогенные баки полностью заняты необходимым жидким кислородом (окислителем), а не ненужным жидким азотом. То есть при неизменном объеме криогенных баков бортовой запас окислителя (кислорода) возрастает почти в четыре раза. Соответственно, при прочих равных условиях может быть увеличена продолжительность полета в безвоздушном пространстве.
Применительно к ЯРД разделение жидких компонентов газовой смеси, в частности воздушной среды на жидкий кислород и жидкий азот, позволяет использовать в качестве рабочего тела компонент, создающий при прочих равных условиях более высокую удельную тягу.
Для разделения жидких фаз при сжижении газовой смеси на отдельные компоненты (фракции), в частности воздуха на жидкий кислород и жидкий азот, в дополнение к имеющемуся щелевому каналу 5 стенки сверхзвукового сопла 4 на расчетном расстоянии от входа в него и перед щелевым каналом 5 выполнены перфорированными с каналами 14. При этом с возможностью отвода через эти каналы и коллектор 15 насосом 16 из состава сжижаемой газовой (воздушной) смеси жидкой фазы газа с более высокой температурой точки росы (в данном случае кислорода), и подачи ее по трубопроводу 17 в накопительный криогенный бак 18. А отвод жидкой фазы газа с более низкой температурой точки росы (азота) производится при этом через щелевой канал 5 с последующей подачей ее криогенным насосом 12 в накопительный бак 13. Так что при сжижении воздушной газовой смеси жидкий кислород накапливается в баке 18, а жидкий азот в баке 13.
кип=
кип
3
3
Положительный эффект при этом достигается за счет того, что кислород имеет более высокую температуру точки росы (Т91,16 К), чем азот (Т=77,35 К) а потому конденсируется быстрее. Кроме того его удельный вес (ρ=1140 кг/м) в жидком стоянии больше, чем у азота (ρ=311 кг/м). Поэтому под действием центробежного ускорения жидкая фаза кислорода стекает в каналы 14 перфорированной стенки сопла 4, расположенные ближе к входу в него, в то время как щелевой канал 5, расположенный в конце сопла, предназначен для отвода жидкой фазы азота с более низкой температурой точки росы.
С целью повышения эффективности работы (термодинамического КПД) аэродинамической сжижающей установки за счет использования несконденсировавшейся части сжижаемой газовой (воздушной) смеси для охлаждения с повторным возвращением в сопло канал 8 для выброса не сконденсировавшейся в сопле 4 части потока подключен трубопроводами 19 к каналу охлаждения 20 воздухозаборника 1 и сопла 4 с возможностью последующего тангенциального ввода (стрелка 21) через каналы 22 в его полость (фиг.2). 23 - условно автоматические клапаны - регуляторы и необходимые другие известные устройства.
Таким образом, с помощью изобретения достигается двойной положительный эффект, а именно и разделение жидких фаз газовой, в рассматриваемом конкретном случае воздушной смеси, и за счет такого разделения (на что, собственно, и направлен технический результат) повышение эффективности работы двигателей (и типа ВРД, и ЯРД) летательных аппаратов, соответственно, увеличение продолжительности их полета в безвоздушном пространстве. При этом полезным использованием несконденсировавшейся части газового потока для охлаждения и повторного использования повышается эффективность работы (термодинамический КПД) сжижающей установки.
Источники информации
1.Р.Бассард, Р. ДЕ Лауэр. Ядерные двигатели для самолетов и ракет. Пер. с английского под ред. О.Н.Фаворского. М., 1967, стр.88, рис.2-18.
2. Патент RU 2233772, МПК В64G 1/14, 2004.
3. Патент RU 2000258, МПК В64G 1/14, 1993.
4. Патент США №3528217 А, 1970.
5. Патент RU №2139479, МПК F25J 1/00, 1999.
6. Патент RU №2397924, МПК F25J 1/00, 2010 - прототип.