Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ ПРОИЗВОДСТВА РАКЕТНОГО ТОПЛИВА В УСЛОВИЯХ КОСМИЧЕСКОГО ПОЛЁТА

Изобретение относится к космической технике и может использоваться при создании перспективного орбитального заправочного комплекса (ОЗК).

Орбитальный заправочный комплекс для осуществления дальних космических экспедиций является альтернативой созданию ракет-носителей сверхтяжелого класса, доставляющих необходимый для экспедиции запас топлива с Земли. Проект орбитальной заправки разрабатывался еще Вернером фон Брауном в 1950-х годах для лунной программы. При этом предполагалось накапливать на орбите топливо, доставляемое с Земли порциями носителями более легких классов.

Более выгодно, однако, производить топливо прямо на орбите, для чего использовать электролиз воды, доставляемой с Земли. Питание электролизера при этом осуществляется от солнечных батарей орбитального комплекса (орбитальной станции). В результате получаются водород и кислород, которые в космосе являются наиболее эффективным ракетным топливом (РТ). По такому принципу работают, например, реактивные двигательные установки, предназначенные для небольших аппаратов (патенты RU 2215891 от 10.11.2003, МПК: F02K 11/00 (2006.01), и RU 2310768 от 20.11.2007, МПК: F02K 11/00 (2006.01), B64G 1/40 (2006.01)). Запас газообразного топлива в них, однако, ограничен рабочим давлением электролизера и габаритами газовых емкостей, в результате такие установки способны работать лишь в импульсном режиме.

Для использования водорода и кислорода в качестве РТ более крупных объектов необходимо сжижать газы, и здесь, в принципе, можно пользоваться традиционными схемами, применяемыми в наземных криогенных установках.

Наиболее эффективным способом здесь является адиабатическое расширение предварительно компримированного и охлажденного газа в детандере: в этом случае газ, расширяясь, дополнительно совершает работу и охлаждается сильнее («Элементарный учебник физики» под ред. Г.С. Ландсберга, т. 1 «Механика. Теплота. Молекулярная физика», М.:, изд. «Наука», 1985 г., § 304 « Сжижение газов в технике», с. 556-558; «Сжижение газов». Яндекс. Словари. БСЭ. 1969-1978 гг.). Недостатком традиционных методов сжижения, использующих компрессоры и детандеры, является большая масса соответствующих установок, сложность их обслуживания и относительно небольшой ресурс основных "динамических" агрегатов. В космосе это делает подобные способы сжижения газов трудноприменимыми.

В условиях космического полета более целесообразно применять пассивные методы сжижения газов с минимальным использованием динамических агрегатов. Для охлаждения водорода и кислорода (как низкого, так и высокого давления) целесообразно использовать холод конструкций, расположенных на теневой стороне орбитального комплекса (температура конструкций там может достигать 100-150 K). Более глубокое охлаждение достигается при дросселировании охлажденного газа высокого давления (эффект Джоуля-Томсона). Подобная методика используется и в криогенном ОЗК, описанном в (Notardonato W, Johnson W, Swanger A, McQuade W. 2012 In-space propellant production using water. In Proc. AIAA SPACE 2012 Conference and Exposition, number AIAA 2012-5288, 11-13 September 2012, Pasadena, CA). Данный способ производства РТ в условиях космического полета принят за прототип. Способ производства ракетного топлива в условиях космического полета включает доставку на орбитальный комплекс воды с Земли, ее разложение электротоком с раздельным получением водорода и кислорода, затем предварительное охлаждение этих газов при контакте с холодной поверхностью конструкции орбитального комплекса, компримирование водорода и кислорода с их повторным охлаждением тем же способом, сжижение кислорода путем его дросселирования, а также сбор полученных газов.

Здесь применяется многокаскадное охлаждение электролизных газов, при этом для кислорода и водорода схемы охлаждения существенно различаются.

Для сжижения кислорода после его предварительного охлаждения и компримирования используются только две ступени охлаждения в теплообменниках-радиаторах и окончательное дросселирование с последующим сбором жидкого окислителя. Простота схемы объясняется сравнительно высокими температурами кипения (90 K) и инверсии (900 K) кислорода.

Схема сжижения водорода гораздо сложнее, поскольку его температура кипения гораздо ниже (20 K), а низкая температура инверсии (200 K) требует также глубокого охлаждения газа перед его окончательным дросселированием с ожижением. Здесь после предварительного охлаждения и компримирования газа используются 4 ступени охлаждения, две из которых включают высокооборотные турбодетандеры. Только после этого охлажденный до 40 K водород дросселируют и получают двухфазную капельно-газовую смесь. Ее направляют в криоемкость, откуда оставшийся газообразным водород возвращается в начало технологической цепочки. При этом в этой цепочке отсутствует орто-пара-конвертер водорода, что не позволяет рассчитывать на сколько-нибудь длительный срок хранения жидкого ракетного горючего (И.В. Рожков и др. «Получение жидкого водорода», Изд. Химия, М:, 1967 г., стр. 46, а также справочник «Водород, получение, хранение…» под ред. Ю.Д. Гамбурга, М.: Химия, 1989 г., стр. 57).

Сложность использованной схемы получения ракетного горючего, наличие в ней турбодетандеров и является основным недостатком прототипа. Кроме того, описанный способ не предусматривает длительного хранения полученного горючего (жидкого водорода), что необходимо для надежного функционирования ОЗК.

Задачей данного предложения является разработка технологически простого и надежного «космического» способа производства РТ с более длительным сроком хранения и с достаточно высокой плотностью энергии. При этом желательно, чтобы способ был пригодным для использования в ближайшее время, т.е. он должен опираться на уже существующие технологии.

Техническим результатом разработки является упрощение технологии производства, увеличение ресурса ОЗК, снижение его массогабаритных характеристик, увеличение срока хранения РТ на борту комплекса и повышение надежности орбитального заправочного комплекса в целом.

Технический результат достигается тем, что в способе производства ракетного топлива в условиях космического полета, включающем доставку на орбитальный комплекс воды с Земли, ее разложение электротоком с раздельным получением водорода и кислорода, предварительное охлаждение этих газов при контакте с холодной поверхностью конструкции орбитального комплекса, компримирование водорода и кислорода с их повторным охлаждением тем же способом, сжижение кислорода путем его дросселирования, сбор полученных газов, процессы электролиза воды и компримирования полученных при этом водорода и кислорода осуществляют поочередно, пневматически изолируя электролизер от полученных газов, при этом компримируют водород и кислород последовательно - сначала электрохимическим способом сжимают водород, а затем этим водородом изотермически сжимают кислород.

Суть данного предложения в следующем.

Модифицирована наиболее проблематичная стадия технологического процесса производства топлива - компримирование электролизных газов (водорода и кислорода) до высокого давления. В обоих случаях для этого используется электрохимический процесс, без громоздких, энергозатратных механических компрессоров высокого давления. Это повышает ресурс соответствующей холодильной установки и снижает ее массогабаритные характеристики.

Предложенный способ позволяет получать ракетное топливо без сжижения водорода, что на порядок сложнее, чем сжижение кислорода. При этом электрохимическая компрессия водорода дает возможность получить газообразный водород с плотностью жидкого (при давлении около 700 атм). В этом случае плотность энергии в баллоне с водородом при давлении 700 атм будет примерно такой же, что и в криогенном блоке, где поддерживается температура 20 K. Технология же хранения газа гораздо проще, а срок хранения значительно больше. Одновременно с производством газообразного ракетного горючего высокой плотности производится также и жидкий окислитель, при этом эти технологические процессы взаимно связаны.

Реализовать данный способ можно следующим образом. Доставленную с Земли на орбитальный комплекс воду направляют в твердополимерный электролизер для ее разложения электротоком с раздельным получением водорода и кислорода. Затем полученные газы охлаждают, используя холод конструкций космического аппарата. При этом кислород охлаждают до минимальной температуры, которую можно получить таким образом (около 150 K), а водород - лишь на несколько десятков градусов, до температуры 20-70°C, приемлемой для электрохимического компрессора водорода (ЭКВ). Компримирование водорода здесь осуществляется, как и в электролизере, за счет протонной проводимости твердополимерной мембраны (Electrochemical hydrogen compressor - Wikipedia). Необходимо отметить, что опытный экземпляр такого компрессора достиг давления 700 атм, при котором плотность газообразного водорода близка к плотности жидкого («Hydrogen - А Competitive Energy Storage Medium To Enable the Large Scale Integration of Renewable Energies», Seville, 15-16 November 2012, HyET Electrochemical Hydrogen Compression, http://www.iphe.net/docs/Events/Seville_11-12/V).

Порцию газов, предназначенных для производства ракетного топлива, собирают в промежуточных емкостях, которые пневматически изолируют от твердополимерного электролизера (последний при этом может отключаться или переключаться на заполнение других таких же емкостей). Затем собранный водород направляют в ЭКВ, выход которого подключен к устройству, компримирующему наработанный кислород. Питание ЭКВ, как и электролизера, осуществляется от солнечных батарей КА или от его бортовой системы электроснабжения. При повышении давления на выходе ЭКВ кислород сжимается водородом и дополнительно охлаждается тем же способом, что и ранее. Компримирование кислорода может проводиться, например, в цилиндре с подвижным поршнем (компенсаторе перепада давления) или в устройствах сильфонного типа.

Если используется изобарный электролизер (т.е. давления водорода и кислорода одинаковы), объем водорода всегда вдвое больше объема кислорода. По этой причине при сжатии кислорода водородом в замкнутом объеме конечное давление газов будет втрое выше их начального давления. Например, при достигнутом в настоящее время рабочем давлении электролизеров 100 атм кислород можно сжать таким образом до давления 300 атм. Таким способом можно получить кислород, охлажденный до температуры порядка 150 K и с давлением несколько сотен атмосфер. Этого более чем достаточно, чтобы при последующем дросселировании (например, с использованием пористой преграды) превратить его в жидкость, т.е. получить жидкий окислитель для ракетного двигателя.

Если используются дифференциальные электролизные ячейки (WO 0137359 A2, 25.05.2001; US 6585869 B2, 01.07.2003; WO 0227070 A2, 04.04.2002), начальный объем кислорода перед сжатием можно сделать меньше половинного объема водорода и давление компримированного кислорода будет выше на тройную величину начального перепада давления. Например, при начальном давлении водорода 100 атм, а кислорода - 150 атм конечное давление сжатых газов приблизится к 450 атм.

После сжижения порции кислорода водород высокого давления, который применялся для сжатия кислорода, направляется в соответствующие баллоны (при необходимости он может быть еще дополнительно компримирован электрохимическим способом). В результате, помимо жидкого окислителя будет получена порция газообразного ракетного горючего (водорода) с плотностью, близкой к плотности жидкого, но с более длительным сроком хранения. Постоянное наличие на борту орбитального комплекса запаса газообразного водорода высокого давления позволяет также использовать его для корректирующих двигателей самого космического аппарата.