Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ВОЗДУШНОГО ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ВОЗДУШНОГО ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ

УСТРОЙСТВО ДЛЯ ВОЗДУШНОГО ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Источник воздухоснабжения выполнен в виде ресиверов сжатого воздуха высокого давления, соединенных через редуктор с трубопроводом подачи. Последний через бортовое разъемное соединение посредством тонкостенного трубопровода соединен с космическим объектом. Электронагреватель выполнен в виде теплоизолированного корпуса, заполненного жидким антифризом. Внутри корпуса коаксиально установлены змеевики, соединенные с трубопроводом подачи, и трубчатые электронагреватели различной мощности, расположенные в кольцевом зазоре между змеевиками. Змеевики выполнены из нержавеющей стали с отношением наружных диаметров витков внешнего и внутреннего змеевиков 1,3-2,0 и отношением суммарной длины змеевиков к внутреннему диаметру змеевика в диапазоне от 2000 до 4000. Использование изобретения позволит обеспечить автоматическое поддержание заданного температурного режима космического объекта. 1 з.п. ф-лы, 2 табл., 3 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2135910
Класс(ы) патента: F25B29/00, F25B25/00
Номер заявки: 98100345/06
Дата подачи заявки: 05.01.1998
Дата публикации: 27.08.1999
Заявитель(и): Конструкторское бюро общего машиностроения
Автор(ы): Бармин И.В.; Елисеев В.Г.; Климов В.Н.; Чечулин Ю.К.; Рахманов Ж.Р.; Сборец В.П.; Игнашин А.М.; Паджев С.М.; Байбаков Ф.Б.; Чумаченко Г.Ф.; Голубев Б.С.; Юкин Г.Л.; Иванова Л.П.
Патентообладатель(и): Конструкторское бюро общего машиностроения
Описание изобретения: Предлагаемое изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике, в частности к наземным средствам воздушного термостатирования, и предназначено для обеспечения и автоматического поддержания необходимых температурных режимов наземных объектов, в том числе и космических объектов на стартовой позиции, в широком диапазоне температур термостатирующего воздуха высокого давления при любых климатических и метеорологических условиях, в любое время года и суток. При этом, естественно, в зависимости от температуры окружающего воздуха (зимой или летом) возникает необходимость в нагреве или охлаждении термостатирующего воздуха посредством электронагревателя или охладителя воздуха.
Известны устройства для охлаждения воздуха, содержащие компрессионную холодильную машину, в контуре которой на линии нагнетания компрессора установлены сопловой ввод и холодный конец вихревой трубы, горячий конец которой включен во вспомогательный циркуляционный контур, подсоединенный к контуру машины на линии всасывания компрессора, причем вспомогательный контур снабжен последовательно установленными конденсатором и дроссельным вентилем и подключен к линии всасывания перед испарителем холодильной машины, после которого на линии всасывания и во вспомогательном контуре перед конденсатором установлен регенеративный теплообменник между горячим потоком вихревой трубы и смешанным потоком обоих контуров после испарителя [1, 2, 3].
К преимуществам этих устройств относится возможность поддержания определенных климатических условий в камерах для хранения материалов и продуктов. Однако эти устройства имеют следующие недостатки:
- низкое давление воздуха на выходе, что затрудняет их применение для термостатирования космических объектов воздухом высокого давления;
- возможность попадания на термостатируемый объект влаги, конденсирующейся на элементах конструкции в процессе охлаждения воздуха;
- невозможность их использования для получения положительных температур в зимних условиях.
Известен теплообменник для перегрева насыщенного водяного пара, содержащий теплоизолированный стальной корпус с патрубками подвода и отвода перегретого пара, трубчатые электронагреватели с токоподводящими концами, выведенными в примыкающую к корпусу камеру охлаждения и закрепленными каждый в стенке корпуса посредством элементов крепления [4].
Преимущество этого теплообменника состоит в возможности осуществления эффективного перегрева насыщенного водяного пара при давлении 0,6 - 0,8 МПа до температуры 380oC, то есть близкой к температуре поверхности трубчатого электронагревателя - ТЭНа (до 400oC).
Основными недостатками данного теплообменника являются:
- низкое рабочее давление 0,6 - 0,8 МПа, затрудняющее его использование в устройстве термостатирования космического объекта воздухом высокого давления, в котором рабочее давление достигает 9 - 10 МПа и более;
- высокая температура, достигающая 380oC, может быть оправдана только для пара, а у жидких теплоносителей, например, антифриза, такая температура вызовет закипание, что не всегда допустимо;
- горизонтальное расположение ТЭНов возможно только для пара, а для жидких теплоносителей с точки зрения удобства эксплуатации, простоты, надежности и эффективности работы более предпочтительным является вертикальное расположение ТЭНов.
Проведенные нами патентные исследования [1 - 27] показали, что наиболее близким по технической сущности к достигаемому эффекту является устройство воздушной системы термостатирования головного блока ракеты-носителя на стартовой позиции с расходом 4 м3/с и температурой от -10 до +40oC [5]. Это устройство содержит расположенные на башне (ферме) обслуживания:
- источник воздухоснабжения в виде воздушных вентиляторов, трубопровод подачи воздуха с фильтром и управляемой арматурой, охладители воздуха первой и второй ступеней, соединенные с электронагревателем посредством трубопроводов через патрубки выброса воздуха при оттаивании охладителя воздуха, механизм отвода бортового разъемного соединения и
- размещенный на земле холодильный центр, который соединен с охладителями воздуха первой и второй ступеней на башне обслуживания при помощи жидкостных магистралей с запорно-регулирующей арматурой.
Электронагреватель выполнен в виде корпуса, в котором расположены нагревательные элементы, непосредственно контактирующие с нагреваемым воздухом.
Данное устройство воздушной системы термостатирования выбрано в качестве прототипа предлагаемого устройства для воздушного термостатирования космических объектов.
Преимуществом прототипа является использование доступного атмосферного воздуха путем охлаждения его в охладителях первой и второй ступеней для высадки (до 95%) влаги, содержащейся в забираемом воздухе. В режиме охлаждения этот охлажденный воздух подается в головной блок. В режиме нагрева подаваемый в головной блок воздух подогревается в электронагревателе. Для получения воздуха с заданной "точкой росы" он предварительно может охлаждаться в охладителях воздуха, где происходит выпадение влаги.
Главным недостатком прототипа является то, что башня (ферма) обслуживания отводится от ракеты-носителя за значительное время до пуска [5, стр. 224] и одновременно отстыковываются связи устройства воздушной системы термостатирования с головным блоком (т.е. космическим объектом). В результате происходит преждевременное прекращение воздушного термостатирования космического объекта, что приводит к нарушению его температурных условий, необходимых для нормального функционирования.
В случае же аварийного выключения двигательной установки ракеты-носителя в процессе ее запуска [5, стр. 224[ возобновление связи устройства воздушной системы термостатирования с космическим объектом путем подвода башни обслуживания к ракете-носителю требует большого времени.
Таким образом, указанные обстоятельства в зависимости от окружающих условий (зима, лето) и продолжительности стоянки ракеты-носителя могут привести:
1) или к нарушению заданного температурного режима космического объекта, что недопустимо;
2) или к необходимости включения бортовой системы терморегулирования космического объекта, что приведет к частичному израсходованию запаса энергии и ресурса этой системы еще до пуска ракеты-носителя, что экономически и технически невыгодно и снижает уровень ракетно-космической техники.
К числу других недостатков прототипа относятся следующие:
- верхний уровень температуры термостатирования не превышает +40oC вместо требуемого +80oC и выше;
- при работе охладителей воздуха первой и второй ступеней на их поверхностях образуется иней в виде "снеговой шубы", что ухудшает теплообмен в процессе охлаждения воздуха, резко сужает сечение охладителей воздуха, увеличивает их гидросопротивление; все это вместе взятое снижает эффективность и надежность работы устройства воздушной системы термостатирования;
- воздушные вентиляторы развивают низкое давление (не более 0,015 МПа), вследствие чего для термостатирования с расходом 4 м3/с приходится увеличивать внутренние диаметры трубопроводов подачи воздуха до 500 - 1000 мм, а это приводит не только к увеличению металлоемкости, но и к увеличению трудоемкости в изготовлении, монтаже и эксплуатации устройства;
- отсутствие теплоизоляции на корпусе электронагревателя приводит к значительным теплопотерям, в результате чего уменьшается его КПД.
Задачей предлагаемого изобретения является обеспечение и автоматическое поддержание заданного температурного режима космического объекта путем доставки к нему посредством тонкостенного трубопровода термостатирующего воздуха высокого давления с необходимым массовым расходом и теплосодержанием.
Поставленная техническая задача решается тем, что в устройстве для воздушного термостатирования космических объектов, выводимых ракетой-носителем на заданную орбиту, содержащем источник воздухоснабжения, трубопровод подачи с фильтром и управляемой арматурой, соединяющий источник воздухоснабжения с бортовым разъемным соединением, охладитель воздуха и связанные с ним жидкостные магистрали с запорно-регулирующей арматурой, емкость с охлаждающей жидкостью, насос и холодильную машину, электронагреватель и пульты управления, согласно изобретению бортовое разъемное соединение расположено в нижней части ракеты-носителя, источник воздухоснабжения выполнен в виде ресиверов сжатого воздуха высокого давления, разделенных обратным клапаном на две части и соединенных через газовый редуктор с трубопроводом подачи, который через бортовое разъемное соединение посредством тонкостенного трубопровода, расположенного вдоль вертикальной оси ракеты-носителя, соединен с космическим объектом, а электронагреватель выполнен в виде заполненного жидким теплоносителем, например, антифризом, теплоизолированного корпуса, внутри которого коаксильно установлены связанные с трубопроводом подачи змеевики с кольцевым зазором между ними. Змеевики последовательно соединены между собой и скреплены друг с другом посредством шпилек, расположенных по высоте П-образных кронштейнов, соединенных с крышкой корпуса. Внутри корпуса трубчатые электронагреватели различной мощности расположены вертикально в кольцевом зазоре. При этом трубчатые электронагреватели меньше мощности посредством электрической цепи соединены с установленным на входе в ракету-носитель датчиком температуры, связанным с датчиками температуры космического объекта, а также тем, что змеевики выполнены из нержавеющей стали с отношением наружных диаметров витков внешнего и внутреннего змеевиков в оптимальных пределах 1,3 - 2,0 и отношением суммарной длины змеевиков к внутреннему диаметру змеевика в диапазоне от 2000 до 4000.
Сравнительный анализ признаков известных технических решений, содержащихся в аналогах и прототипе [1 - 27], и предлагаемого устройства показал, что заявляемая совокупность признаков предлагаемого устройства для воздушного термостатирования космических объектов соответствует критерию изобретения "существенные отличия".
Сущность предлагаемого изобретения поясняется чертежами, где:
- на фиг. 1 изображено устройство для воздушного термостатирования космических объектов;
- на фиг. 2 - электронагреватель (в разрезе);
- на фиг. 3 - установка трубчатых электронагревателей (сечение А - А на фиг. 2).
Устройство для воздушного термостатирования космических объектов содержит термостатируемый космический объект 1, выводимый ракетой-носителем 2 на заданную орбиту, источник воздухоснабжения 3 в виде компрессора высокого давления, трубопровод подачи 4 с фильтром и дистанционно управляемой арматурой, расположенной в пневмощите 5; трубопровод подачи 4 соединяет источник воздухоснабжения 3 с бортовым разъемным соединителем 6 ракеты-носителя 2. С охладителем воздуха 7 связаны жидкостные магистрали 8 с запорно-регулирующей арматурой 9, емкость 10 с охлаждающей жидкостью, насос 11 и холодильная машина 12. Охладитель воздуха 7 установлен перед электронагревателем 13.
В охладителе воздуха 7 змеевики, по которым течет воздух высокого давления, снаружи омываются охлаждающей жидкостью, например, антифризом марки 65. Змеевики охладителя воздуха 7 соединены с трубопроводом подачи воздуха 4.
Пульт управления 14 условно показан в ресиверной (обычно он устанавливается в отдельном помещении).
На фиг. 1 ресиверная и ресиверы 15 обведены штрихпунктирными линиями.
Ресиверная - хранилище сжатого воздуха высокого давления. Для уменьшения размеров ресиверной сжатый воздух хранится в ресиверах 19, разделенных обратным клапаном 16 на две части с давлениями, например, 40 и 20 МПа.
Для воздушного термостатирования космического объекта 1 требуется большой массовый расход воздуха (до 1800 кг/с и более) с высоким теплосодержанием, который в процессе термостатирования не может быть обеспечен компрессором из-за низкой его производительности (меньше 260 кг/ч).
Поэтому источником воздухоснабжения для термостатирования служат ресиверы 15 сжатого воздуха высокого давления, баллоны которых заряжаются от компрессора 3 в нетехнологическое время, то есть до начала подготовительных работ, связанных с пуском.
Ресиверы 15 через клапан, фильтр и газовый редуктор 17 соединены с трубопроводом подачи воздуха 4.
Газовый редуктор 17 представляет собой автоматический регулятор, понижающий давление сжатого воздуха до заданной величины за счет дросселирования воздуха в сечении, образуемом клапаном и его седлом.
Газовый редуктор 17 поддерживает заданное давление и массовый расход воздуха постоянными на выходе при снижении давления на входе до допустимого значения.
Трубопровод подачи воздуха 4 через разъемное соединение 6 и тонкостенный трубопровод 18 малого проходного сечения, расположенный вдоль вертикальной оси ракеты-носителя 2, соединен с космическим объектом 1.
Электронагреватель 13 выполнен в виде заполненного жидким теплоносителем (например, антифризом) 19 теплоизолированного корпуса 13 с патрубками подвода 20 и отвода 21 сжатого воздуха высокого давления, которые соединены с трубопроводом подачи 4 (на фиг. 2 патрубок отвода, не попавший в разрез, условно показан пунктиром).
Внутри корпуса 13 коаксиально (соосно один в другом) установлены внутренний 22 и внешний 23 змеевики с кольцевым зазором 24 между ними. Змеевики 22, 23, последовательно соединены между собой и скреплены друг с другом посредством шпилек 25, распложенных по высоте трех П-образных кронштейнов 26, соединенных с крышкой 27 корпуса.
Трубчатые электронагреватели 28 (ТЭНы) различной мощности расположены вертикально в кольцевом зазоре 24, образованном между змеевиками 22, 23.
При этом трубчатые электронагреватели меньшей мощности посредством электрической цепи соединены с установленным на входе в ракету-носитель 2 датчиком температуры 29, связанным с датчиками температуры 30, 31 космического объекта 1. Токоподводящие концы 32 ТЭНов выведены в камеру 33, примыкающую к нижней части корпуса 13, и закреплены каждый к днищу корпуса.
Корпус 13 снабжен заливным патрубком 34 с воронкой, патрубком с вентилем в нижней части для слива антифриза и патрубком в верхней части для отвода паров антифриза в безопасную зону.
Конструктивные элементы электронагревателя - змеевики 22, 23 и ТЭНы 28 расположены ниже уровня теплоносителя, то есть погружены в жидкость, уровень которой контролируется поплавковым датчиком уровня.
Змеевики 22, 23 выполнены из нержавеющей стали с наружным диаметром 22 мм и толщиной стенки 1 мм.
Соотношение наружных диаметров витков внешнего и внутреннего змеевиков выбрано в пределах 1,3 - 2,0.
Отношение суммарной длины змеевиков к внутреннему диаметру змеевика составляет от 2000 до 4000.
Трубчатые электронагреватели 28 (ТЭНы), используемые в предлагаемом устройстве воздушного термостатирования, выполнены в виде трех групп.
Первую группу составляют ТЭНы меньшей мощности, автоматически управляемые по сигналу датчика температуры, установленного на входе в ракету-носитель. Их действие сводится к автоматическому поддержанию температуры космического объекта в заданных пределах.
В эту группу включены два ТЭНа мощностью по 0,5 кВт и два ТЭНа мощностью по 1 кВт. Суммарная мощность четырех ТЭНов первой группы равна 3 кВт.
Вторую группу представляют ТЭНы меньшей и средней мощности, переключаемые оператором либо в режим автоматически управляемых по сигналу датчика 29 (то есть в первую группу), либо в режим ручного управления.
Ко второй группе отнесены два ТЭНа мощностью по 0,5 кВт каждый, два ТЭНа мощностью по 1 кВт и два ТЭНа мощностью по 3,5 кВт каждый.
Суммарная мощность шести ТЭНов второй группы равна 10 кВт.
Третью группу составляют ТЭНы большой мощности, не управляемые по сигналу от датчика температуры и включаемые вручную на все время работы устройства для воздушного термостатирования космических объектов.
К третьей группе отнесены восемь ТЭНов мощностью по 7 кВт каждый. Общая суммарная мощность ТЭНов третьей группы равна 56 кВт.
Суммарная мощность ТЭНов всех трех групп составляет 69 кВт.
Таким образом, по отношению к суммарной мощности ТЭНов всех трех групп мощность автоматически управляемой первой группы составляет 4,35%, мощность переключаемой группы ТЭНов 14,49%, а мощность неуправляемой группы ТЭНов - 81,16%.
Состав и характеристики ТЭНов приведены в табл. 1.
Работа устройства воздушного термостатирования начинается с момента установки ракеты-носителя 2 с космическим объектом 1 на пусковое устройство и заканчивается в момент пуска [5, 6].
До начала работы устройство приводится в готовность. С помощью компрессора 3 сначала заполняют сжатым воздухом ресивер 15 с давлением 40 МПа, а затем ресиверы 15 с давлением 20 МПа. (На фиг. 1 условно показаны три баллона, каждый из которых представляет собой ресивер, например: Б1 ... Б27, P = 40 МПа - один ресивер; Б28 ... Б48, P = 20 МПа - второй ресивер; Б49 ... Б72, P = 20 МПа - третий ресивер; здесь Б означает баллон; Число - количество баллонов в данном ресивере с ... по ...., P - начальное давление). Сперва работает ресивер 15 с давлением 40 МПа. В момент снижения давления до 20 МПа начинают работать все ресиверы 15 вместе. Сжатый воздух из ресиверов 15 через вентиль и фильтр подают в газовый редуктор 17, где его давление понижается до требуемой величины, например, 10 МПа при заданном массовом расходе воздуха (например, 1800 кг/ч). После газового редуктора 17 сжатый воздух по трубопроводу подачи 4 поступает в пневмощит 5, который предназначен для дистанционной подачи и дистанционного отключения подачи воздуха по команде руководителя работ.
После пневмощита 5 сжатый воздух подают в охладитель воздуха 7, где в летний период он охлаждается до температуры - 5oC с помощью охлаждающей жидкости, подаваемой из емкости 10 насосом 11 через холодильную машину 12. В зимний период оборудование для охлаждения воздуха не включается.
Охлажденный воздух поступает в электронагреватель 13, заполненный телпоносителем (антифризом) 19.
В электронагревателе 13 воздух нагревается до температуры, обеспечивающей получение (с учетом теплообмена) требуемой температуры воздуха на входе в ракету-носитель 2. Для этого по команде руководителя работ в электронагревателе 13 включают необходимое количество ТЭНов из числа неуправляемых (ТЭНы "НУ"), переключаемых (ТЭНы "П") и автоматически управляемых (ТЭНы "АУ") (табл. 1).
ТЭНы неуправляемые и переключаемые обеспечивают повышение температуры воздуха до заданного номинального значения, а ТЭНы "АУ" автоматически поддерживают заданную температуру в допустимом интервале. При этом ТЭНы "АУ" работают с определенной цикличностью: автоматически включаются, если температура космического объекта от заданного номинального (оптимального) значения понижается до нижнего допустимого предела температуры, и автоматически выключаются, когда температура космического объекта достигает верхнего допустимого предела температуры.
Таким образом, автоматически управляемые ТЭНы в сочетании с неуправляемыми и переключаемыми ТЭНами являются не только электронагревательными устройствами, но и автоматическими регуляторами температуры сжатого воздуха высокого давления, подаваемого на термостатирование космического объекта.
Устройство для воздушного термостатирования космических объектов в зависимости от условий окружающей среды (зима, лето) и требований термостатируемого космического объекта может обеспечивать и автоматически поддерживать температуру термостатирующего воздуха в широких пределах, например, от 5 до 80oC. При этом зимой, когда температура окружающей среды достигает - 40oC, заданная температура, например, 80oC, обеспечивается электронагревателем. Летом, когда температура окружающей среды достигает 50oC (в помещениях 35oC), требуемая температура, например 5oC, обеспечивается при работе охладителя воздуха с включением минимального количества ТЭНов.
В качестве примера в табл. 2 приведены различные сочетания ТЭНов и значения их суммарной мощности для получения требуемой температуры термостатирующего воздуха на входе в ракету-носитель; там же указаны температуры термостатирующего воздуха на выходе из электронагревателя, обеспечивающие (с учетом теплообмена) получение требуемой температуры.
Из табл. 2 видно, что для получения требуемой температуры, например 5oC в электронагревателе воздух необходимо нагреть до температуры 6,3oC. Разность этих температур 6,3 - 5 = 1,3oC компенсирует охлаждение воздуха за счет теплообмена от электронагревателя до входа в ракету-носитель. При этом возможно следующее сочетание ТЭН: 3,5 x 1 + 1 x 2 + 0,5 x 1, т.е. включаются один ТЭН мощностью 3,5 кВт, плюс два ТЭНа мощностью по 1 кВт каждый и плюс один ТЭН мощностью 0,5 кВт. Суммарная мощность составляет 6 кВт.
Аналогично для получения требуемой температуры 80oC возможно следующее сочетание ТЭН: 7 x 6 + 3,5 x 1 + 1 x 2, т.е. включаются шесть ТЭНов мощностью по 7 кВт каждый, плюс один ТЭН мощностью 3,5 кВт и плюс два ТЭНа мощностью по 1 кВт каждый. Суммарная мощность составляет 47,5 кВт.
В табл. 2 показано изменение требуемой температуры воздуха через каждые 5oC.
Устройство для воздушного термостатирования космических объектов позволяет также обеспечить изменение требуемой температуры воздуха через каждый 1oC.
Согласно изобретению, расположение бортового разъемного соединения в нижней части ракеты-носителя упрощает конструкцию разъема по линии термостатирования, повышает надежность работы предлагаемого устройства, позволяет вести термостатирование до момента пуска, тогда как в прототипе бортовое разъемное соединение расположено на уровне космического объекта и отстыковывается задолго до пуска, что не позволяет поддерживать температурный режим космического объекта на заданном уровне.
Выполнение источника воздухоснабжения в виде ресиверов сжатого воздуха высокого давления, разделенных обратным клапаном на две части с давлением, например, 40 и 20 МПа, позволяет:
- заранее, до начала подготовительных работ создать необходимый запас сжатого воздуха, обеспечивающий проведение воздушного термостатирвания (обдува) космического объекта сжатым воздухом с требуемыми параметрами: - давлением, массовым расходом, температурой и теплосодержанием;
- использовать существующее баллонное оборудование, рассчитанное на давление 20 МПа, что значительно удешевляет создание ресиверов сжатого воздуха;
- подавать сжатый воздух сначала из ресивера с давлением 40 МПа, а после снижения давления до 20 МПа - из всех ресиверов одновременно, что обеспечивает использование энергии сжатого воздуха с максимальной эффективностью, поскольку при этом политропический процесс расширения воздуха в баллонах становится весьма близким к изотермическому. Объясняется это тем, что чем больше количество баллонов в ресивере, тем меньше массовый расход, отбираемый из каждого баллона, т.е. темп опорожнения баллона становится низким и за счет теплообмена с окружающей средой и стенками баллона внутренняя энергия воздуха восстанавливается и процесс приближается к изотермическому.
Такой источник воздухоснабжения, как ресивер повышает надежность и эффективность работы устройства воздушного термостатирования. Без ресивера для термостатирования с расходом порядка 1800 кг/ч понадобилось бы одновременное включение в работу около 7 компрессоров высокого давления производительностью каждый по 260 кг/ч. Это существенно усложняло бы воздушное термостатирование космического объекта.
Применение воздуха высокого давления позволяет
- уменьшить размеры ресиверной и, следовательно, создать более компактный источник воздухоснабжения, обеспечивающий надежное термостатирование космического объекта на любом заданном температурном уровне;
- иметь трубопроводы подачи воздуха от ресиверов до космического объекта с малыми проходными сечениями, в то же время способными подавать термостатирующий воздух с необходимыми параметрами - давлением, расходом, температурой и теплосодержанием;
- уменьшить по сравнению с прототипом размеры трубопроводов и их металлоемкость.
Соединение ресиверов с трубопроводом подачи воздуха через газовый редуктор обеспечивает
- понижение давления сжатого воздуха до заданной величины, необходимой для поддержания требуемого давления на входе в ракету-носитель из условия оптимального термостатирования и преодоления сопротивления трубопровода подачи воздуха и установленной на нем арматуры;
- поддержание заданных параметров термостатирования - давления и массового расхода постоянными на выходе из редуктора при понижении давления перед ним до минимально допустимого значения, определяемого минимальным коэффициентом редуцирования. Это повышает устойчивость, стабильность и надежность воздушного термостатирования космических объектов.
При постоянном массовом расходе, обеспечиваемом газовым редуктором, создаются наилучшие условия для работы трубчатых электронагревателей (ТЭНов), являющихся одновременно и автоматическими регуляторами температуры термостатирующего воздуха, и устройства для воздушного термостатирования в целом. Поскольку массовый расход постоянен, регулируемой величиной является только температура термостатирующего воздуха. Теплосодержание из воздуха, например, на входе в ракету-носитель, зависит от абсолютной температуры воздуха на входе, т.е.
I = CpT,
где I - теплосодержание воздуха на входе в ракету-носитель, Дж/кг;
Cp - удельная теплоемкость воздуха при постоянном давлении P и температуре T, Дж/(кг · К);
T - абсолютная температура воздуха на входе в ракету-носитель, К.
Значения I, Cp при различных давлениях и температурах приводятся в справочной и специальной литературе [12, 13, 14 и др.].
Теплосодержание воздуха должно быть достаточным для обеспечения заданного температурного режима космического объекта.
Количество тепла, содержащегося в воздухе, подаваемом на термостатирование, определяется по формуле
Q = MI,
где Q - количество тепла, поступающего на термостатирование, Дж/с (или Вт);
M - массовый расход воздуха, кг/с;
I - теплосодержание воздуха, Дж/кг.
Формула (2) показывает, что массовый расход воздуха и его теплосодержание определяют количество теплоты, поступающей на термостатирование.
Соединение трубопровода подачи воздуха через бортовое разъемное соединение посредством тонкостенного трубопровода, расположенного вдоль вертикальной оси ракеты-носителя, с космическим объектом, делает возможным:
- осуществление подачи воздуха с необходимыми массовыми расходом и теплосодержанием для термостатирования космического объекта по разомкнутому циклу, т.е. с выбросом воздуха наружу;
- обеспечение и автоматическое поддержание заданного температурного режима космического объекта до момента пуска ракеты-носителя, независимо от работы башни обслуживания, что повышает надежность и эффективность воздушного термостатирования.
Выполнение электронагревателя в виде заполненного жидким теплоносителем, например, антифризом, теплоизолированного корпуса позволяет
- повысить теплообмен между жидким теплоносителем, заполняющим корпус, и нагреваемым воздухом высокого давления, текущим по коаксиальным змеевикам;
- уменьшить теплопотери в окружающую среду через поверхность корпуса;
- повысить КПД электронагревателя до 0,95 и более.
То, что внутри корпуса коаксиально установлены связанные с трубопроводом подачи змеевики с кольцевым зазором между ними, последовательно соединенные между собой и скрепленные друг с другом посредством шпилек, расположенных по высоте П-образных кронштейнов, соединенных с крышкой корпуса, обеспечивает
- использование центробежного эффекта от входа до выхода из электронагревателя, существенно повышающего теплообмен между жидким теплоносителем и нагреваемым воздухом [25];
- допустимые потери давления и небольшие габаритные размеры, достигаемые при оптимальных соотношениях наружных диаметров витков внешнего и внутреннего змеевиков в пределах 1,3 - 2,0 и при отношении суммарной длины змеевиков к внутреннему диаметру змеевика в диапазоне от 2000 до 4000, а также ускорение переноса тепловой энергии от антифриза к сжатому воздуху;
- расположение в кольцевом зазоре трубчатых электронагревателей различной мощности;
- соосность и устойчивость змеевиков, скрепленных друг с другом посредством шпилек по высоте трех П-образных кронштейнов;
закрепление П-образных кронштейнов к крышке корпуса. Все это в конечном счете приводит к устранению вибрации змеевиков, повышению устойчивости и надежности работы элементов конструкции, от которых зависят надежность и работоспособность электронагревателя в целом, занимающего одно из центральных мест в предлагаемом устройстве для воздушного термостатирования.
Выполнение змеевиков из нержавеющей стали обеспечивает снижение потерь давления и сохранение кондиции сжатого воздуха в процессе длительной эксплуатации предлагаемого устройства для воздушного термостатирования.
Вертикальное расположение трубчатых электронагревателей в кольцевом зазоре между змеевиками повышает компактность и надежность конструкции электронагревателя и устройства воздушного термостатирования в целом.
То, что трубчатые электронагреватели меньшей мощности посредством электрической цепи соединены с установленным на входе в ракету-носитель датчиком температуры 29, связанным с датчиками температуры 30, 31 космического объекта, имеет решающее значение для обеспечения и автоматического поддержания температурного режима космического объекта.
При этом датчики температуры космического объекта и связанный с ними датчик температуры на входе в ракету-носитель выполняют функции контролирующих и управляющих элементов, а трубчатые электронагреватели являются исполнительными элементами. Их согласованной работой обеспечиваются надежность и эффективность функционирования устройства воздушного термостатирования.
Таким образом, из приведенных обоснований существенных признаков заявляемого изобретения следует, что предлагаемая совокупность признаков обеспечивает получение существенного положительного эффекта - обеспечение и автоматическое поддержание заданного температурного режима космического объекта путем доставки к нему посредством тонкостенного трубопровода термостатирующего воздуха высокого давления с необходимым массовым расходом и теплосодержанием.
Сравнительная оценка эффективности и надежности предлагаемого устройства для воздушного термостатирования космических объектов на стартовой позиции по сравнению с известными устройствами систем термостатирования, созданными за последние годы в таких странах, как СНГ, Россия, США, Великобритания, ФРГ, Франция, Китай, Япония и др. [1 - 27], показывает, что предлагаемое устройство для воздушного термостатирования до достигнутому уровню значительно превышает современный мировой уровень.
Таким образом, заявляемое устройство для воздушного термостатирования космических объектов, благодаря сочетанию совокупности существенных признаков, изложенных в формуле изобретения, делает возможным обеспечение и автоматическое поддержание заданного температурного режима космического объекта от начала термостатирования до момента пуска ракеты-носителя, обеспечивает высокую эффективность и надежность работы, отвечает критериям изобретения, использовано в разработках заявителя, находится на стадии заводского изготовления и будет эксплуатироваться в 1998 г.
Формула изобретения: 1. Устройство для воздушного термостатирования космических объектов, выводимых ракетой-носителем на заданную орбиту, содержащее источник воздухоснабжения, трубопровод подачи с фильтром и управляемой арматурой, соединяющий источник воздухоснабжения с бортовым разъемным соединением, охладитель воздуха и связанные с ним жидкостные магистрали с запорно-регулирующей арматурой, емкость с охлаждающей жидкостью, насос и холодильную машину, электронагреватель и пульты управления, отличающееся тем, что в нем бортовое разъемное соединение расположено в нижней части ракеты-носителя, источник воздухоснабжения выполнен в виде ресиверов сжатого воздуха высокого давления, разделенных обратным клапаном на две части и соединенных через газовый редуктор с трубопроводом подачи, который через бортовое разъемное соединение посредством тонкостенного трубопровода, расположенного вдоль вертикальной оси ракеты-носителя, соединен с космическим объектом, а электронагреватель выполнен в виде заполненного жидким теплоносителем, например антифризом, теплоизолированного корпуса, внутри которого коаксиально установлены связанные с трубопроводом подачи змеевики с кольцевым зазором между ними, последовательно соединенные между собой и скрепленные друг с другом посредством шпилек, расположенных по высоте П-образных кронштейнов, соединенных с крышкой корпуса, и трубчатые электронагреватели различной мощности, расположенные вертикально в кольцевом зазоре, при этом трубчатые электронагреватели меньшей мощности посредством электрической цепи соединены с установленным на входе в ракету-носитель датчиком температуры, связанным с датчиками температуры космического объекта.
2. Устройство для воздушного термостатирования космических объектов по п.1, отличающееся тем, что змеевики выполнены из нержавеющей стали с отношением наружных диаметром витков внешнего и внутреннего змеевиков в оптимальных пределах 1,3 - 2,0 и отношением суммарной длины змеевиков к внутреннему диаметру змеевика в диапазоне от 2000 до 4000.