УСТРОЙСТВО ДЛЯ ВОЗДУШНОГО ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ Российский патент 1999 года по МПК F25B29/00 F25B25/00 

Описание патента на изобретение RU2135910C1

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.

Похожие патенты RU2135910C1

название год авторы номер документа
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ВОЗДУШНОГО ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ 2002
  • Рахманов Ж.Р.
  • Сборец В.П.
  • Чумаченко Г.Ф.
RU2215951C2
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ВОЗДУШНОГО ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ 2000
  • Сборец В.П.
  • Чечулин Ю.К.
  • Чумаченко Г.Ф.
RU2184912C2
ВОЗДУШНАЯ СИСТЕМА ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ 2000
  • Бармин И.В.
  • Елисеев В.Г.
  • Климов В.Н.
  • Рахманов Ж.Р.
  • Игнашин А.М.
  • Сборец В.П.
  • Чумаченко Г.Ф.
  • Иванова Л.П.
  • Левицкий И.Б.
RU2190165C2
СПОСОБ ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОЙ ГОЛОВНОЙ ЧАСТИ ВОЗДУХОМ ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ И СИСТЕМА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ 2006
  • Бармин Игорь Владимирович
  • Михальченко Сергей Михайлович
  • Сборец Виктор Павлович
  • Панков Рудольф Леонидович
  • Зверев Алексей Егорович
  • Пашков Виктор Ефимович
  • Павливкер Анатолий Матвеевич
RU2335438C1
СПОСОБ ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ ГАЗОМ ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ И СИСТЕМА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ 2006
  • Бармин Игорь Владимирович
  • Михальченко Сергей Михайлович
  • Сборец Виктор Павлович
  • Панков Рудольф Леонидович
  • Зверев Алексей Егорович
  • Пашков Виктор Ефимович
  • Павливкер Анатолий Матвеевич
RU2335439C1
СПОСОБ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ И ОТСЕКОВ РАКЕТОНОСИТЕЛЕЙ 2007
  • Бармин Игорь Владимирович
  • Малоземов Владимир Алексеевич
  • Приходько Татьяна Викторовна
  • Таганцев Олег Михайлович
  • Чумаченко Геннадий Федорович
RU2335706C1
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ВОЗДУШНОГО ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ 2007
  • Бармин Игорь Владимирович
  • Малоземов Владимир Алексеевич
  • Приходько Татьяна Викторовна
  • Снежко Михаил Георгиевич
  • Таганцев Олег Михайлович
  • Чумаченко Геннадий Федорович
RU2339554C1
СТАРТОВЫЙ КОМПЛЕКС ДЛЯ ПРЕДСТАРТОВОЙ ПОДГОТОВКИ И ПУСКА РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ С КОСМИЧЕСКОЙ ГОЛОВНОЙ ЧАСТЬЮ (ВАРИАНТЫ) 2006
  • Бармин Игорь Владимирович
  • Климов Владимир Николаевич
  • Рахманов Жан Рахманович
  • Неустроев Валерий Николаевич
  • Михальченко Сергей Михайлович
  • Сборец Виктор Павлович
  • Карташев Петр Валентинович
RU2318706C1
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ВОЗДУШНОГО ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ 2001
  • Бармин И.В.
  • Климов В.Н.
  • Сборец В.П.
  • Чумаченко Г.Ф.
  • Иванова Л.П.
  • Левицкий И.Б.
  • Муравьев Д.Н.
RU2201384C2
СТАРТОВЫЙ КОМПЛЕКС ДЛЯ ПОДГОТОВКИ И ПУСКА РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ С КОСМИЧЕСКИМИ АППАРАТАМИ 2004
  • Бармин Игорь Владимирович
  • Климов Владимир Николаевич
  • Рахманов Жан Рахманович
  • Сборец Виктор Павлович
  • Игнашин Андрей Михайлович
RU2270792C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 135 910 C1

Реферат патента 1999 года УСТРОЙСТВО ДЛЯ ВОЗДУШНОГО ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ

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.

Формула изобретения RU 2 135 910 C1

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.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 1999 года RU2135910C1

Космодром
/Под общей ред
А.П.Вольского
- М.: Воениздат, 1977, с.208 - 213, рис.6.3
Подвижной рельс для пересечений железнодорожных путей 1922
  • Скорняков Е.Я.
SU456A1
Устройство для одновременного получения тепла и холода 1989
  • Пирогов Евгений Николаевич
  • Карпов Анатолий Михайлович
  • Липатова Ольга Сергеевна
  • Лиепа Янис Брониславович
  • Ильин Игорь Николаевич
  • Бекманис Ивар Вольдемарович
SU1783259A1

RU 2 135 910 C1

Авторы

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.

Даты

1999-08-27Публикация

1998-01-05Подача