СИСТЕМА ПОДОГРЕВА ЛУННОГО ПУСКОВОГО РАКЕТНОГО КОМПЛЕКСА Российский патент 2015 года по МПК B64G5/00 

Изобретение относится к области космической техники, а именно к системам терморегулирования и подогрева космических станций и комплексов, и может быть использовано для обеспечения требуемого температурного режима в лунном пусковом ракетном комплексе для запуска ядерных или термоядерных ракет.

Возможность соударения планеты с крупными метеоритными телами или небольшими астероидами (вероятность последнего оценивается единичной частотой на отрезке 100000 лет) сопряжена с глобальными катастрофическими последствиями для всей земной цивилизации. Наличие ракетно-космических систем с управляемой траекторией полета позволяет заблаговременно по обнаружению потенциально опасного космического тела (соответствующего геометрического масштаба и массы) осуществить либо его траекторное отклонение, либо разрушение (дробление) на фрагменты сравнительно безопасных размеров, неспособные "пройти" слой земной атмосферы.

Лунный пусковой ракетный комплекс является средством противометеоритной защиты и используется исключительно в космических (внеземных) условиях при осуществлении высокоскоростного соударения ракеты с метеорным (астероидным) телом.

Для нормальной работоспособности лунного пускового ракетного комплекса и поддержания постоянной боеготовности ракеты (подогрев топлива) необходимо поддерживать определенный температурный режим внутри Лунного ракетного комплекса.

Из уровня техники не выявлено прямых аналогов заявленного изобретения.

Однако известна система терморегулирования космического аппарата и орбитальной станции, содержащая замкнутые контуры обогрева, связанные через один промежуточный жидкостно-жидкостный теплообменник, системы управления и измерения, клапанно-распределительную и дренажно-заправочную арматуру. При этом контур обогрева содержит побудитель циркуляции, газожидкостные и змеевиковые теплообменники и термоплаты (см. RU 2148540 С1).

Известна система терморегулирования орбитальной станции, содержащая основной газовый тракт системы вентиляции, связанный с устройством для удаления конденсата контуром охлаждения и осушки газа, а также с гидравлическим контуром теплосъема посредством газожидкостного теплообменника (см. SU 1839913 А1).

Известна система терморегулирования долговременной орбитальной станции, содержащая внутренние и наружные гидравлические контуры, а также промежуточный контур обогрева, связанные через теплообменники, двуполостные компенсаторы, газовые полости которых объединены магистралью между собой и с источниками давления. Система снабжена дополнительной магистралью с электромагнитным клапаном, связывающей промежуточный контур обогрева с наружными гидравлическими контурами. При этом газовая полость компенсатора промежуточного контура обогрева сообщена трубопроводом через установленный в нем запорный клапан с магистралью, связывающей источники давления с газовыми полостями компенсаторов наружных гидравлических контуров (см. SU 1773017 А1).

Также известна система терморегулирования космического объекта, содержащая связанные между собой замкнутые циркуляционные контуры обогрева и охлаждения, регулятор расхода жидкости, выполненный с шаговым двигателем, систему управления, датчики температуры, электрически связанные через систему управления с регулятором расхода жидкости. Контур обогрева содержит соединенные между собой гидроблок с датчиком перепада давления, газожидкостные и змеевиковые теплообменники, термоплаты, гидрокомпенсатор, дренажный клапан, а в контуре охлаждения последовательно установлены соединенные между собой трубопроводами гидроблок с датчиком перепада давления и радиационный теплообменник. Система снабжена регулятором-переключателем, последовательно соединенным с регулятором расхода жидкости, первые выходы которых подключены к контуру охлаждения, а вторые выходы подключены к контуру обогрева, третий выход регулятора-переключателя взаимодействует с входом регулятора расхода жидкости. На трубопроводе контура обогрева установлены датчики температуры, каждый из которых через систему управления электрически связан с регулятором-переключателем и регулятором расхода жидкости (см. RU 2404092 С1).

Все вышеуказанные аналоги заявленного изобретения обладают общим существенным недостатком - недостаточной надежностью для бесперебойной работы системы терморегуляции и обогрева при заданном длительном сроке эксплуатации космического объекта, орбитальной станции или лунного пускового ракетного комплекса.

Задачей заявленного изобретения является повышение надежности и бесперебойность работы системы подогрева (терморегулирования) в течение всего заданного длительного срока эксплуатации лунного пускового ракетного комплекса.

Технический результат заключается в том, что созданная система подогрева технологически проста, обладает повышенной надежностью и бесперебойностью работы в течение всего заданного длительного срока эксплуатации лунного пускового ракетного комплекса.

Технический результат достигается тем, что система подогрева лунного пускового ракетного (1) комплекса (2) содержит жидкостный контур (10), теплоноситель, тепловые аккумуляторы (9), установленные в тепловом кожухе (8), насосную станцию (3), систему управления обогревом, солнечные батареи (5) и электроаккумулятор (4), при этом тепловой кожух имеет крышки (6), установленные в верхней его части.

Тепловой кожух имеет зеркальную наружную поверхность, а внутренняя поверхность кожуха покрыта теплоизоляционным материалом, в частности тефлоном, или политетрафторэтиленом, или политрифторхлорэтиленом, или кристаллическим сополимером этилена с тетрафторэтиленом.

Половина всех тепловых аккумуляторов заправлена жидким теплоносителем, работающим попеременно в диапазоне температур 200°-0°С, а другая половина тепловых аккумуляторов является пустой - без жидкого теплоносителя.

Крышки теплового кожуха выполнены задвигающимися или открывающимися и имеют автоматическую систему открытия/закрытия.

Автоматическая система открытия/закрытия крышек теплового кожуха содержит датчики света.

Вышеуказанная совокупность существенных признаков достаточна для достижения указанного технического результата - технологическая простота созданной системы подогрева, обеспечение повышения надежности и бесперебойность работы в течение всего заданного длительного срока эксплуатации лунного пускового ракетного комплекса.

В системе подогрева лунного пускового ракетного комплекса жидкостным контуром связаны тепловые аккумуляторы, насосы насосной станции и оборудование ракетного комплекса с ракетой, как потребители тепла.

По жидкостному контуру, между тепловыми аккумуляторами протекает теплоноситель, работающий попеременно в диапазоне температур 200°-0°С.

Заправленные тепловые аккумуляторы, включенные в жидкостный контур, воспринимают часть тепловой нагрузки от теплового излучения небесных тел (Солнца, Земли) при нахождении комплекса на освещенном участке Луны (лунный день) и отдают тепло, посредством перетекания теплоносителя в пустые аккумуляторы, при нахождении комплекса на темном участке Луны (лунная ночь).

В свою очередь, жидкий теплоноситель, перетекая в контуре лунного комплекса, обеспечивает температурный режим работы для различного оборудования и ракеты (подогрев топлива) в течение лунной ночи.

Тепловые аккумуляторы помещены в тепловой кожух. Тепловой кожух имеет зеркальную наружную поверхность, а внутренняя поверхность кожуха покрыта теплоизоляционным материалом, в частности тефлоном, или политетрафторэтиленом, или политрифторхлорэтиленом, или кристаллическим сополимером этилена с тетрафторэтиленом. Зеркальная поверхность теплового кожуха имеет минимальный коэффициент поглощения и максимальный отражательный коэффициент. Теплоизоляционный материал необходим для длительного сохранения тепла теплоносителем в тепловых аккумуляторах.

Тепловой кожух позволяет предохранить пустые тепловые аккумуляторы от перегрева лучами Солнца. Тепловой кожух в верхней части имеет крышки, выполненные задвигающимися или открывающимися. Крышки управляются автоматически, через автоматическую систему открытия/закрытия. Крышки открываются при нагреве заправленного теплового аккумулятора в светлое время Лунного дня и закрываются при нахождении комплекса на темном участке Луны (в темное время лунной ночи) или при отсутствии жидкого теплоносителя в тепловых аккумуляторах.

Автоматическая система открытия/закрытия крышек теплового кожуха содержит датчики света, подающие сигнал в автоматическом режиме на «открытие крышки» или «закрытие крышки».

Насосная станция содержит насосы, посредством которых происходит перекачка теплоносителя из заправленных тепловых аккумуляторов в пустые. Насосы насосной станции и система управления обогревом получают питание от электроаккумулятора. Система управления обогревом контролирует и регулирует все элементы системы обогрева, синхронизирует работу системы подогрева с лунным пусковым ракетным комплексом. Электроаккумулятор получает заряд от солнечных батарей.

Работа системы подогрева осуществляется следующим образом.

В светлое время лунного дня, часть крышек кожуха открывается и происходит нагрев теплоносителя в заправленных тепловых аккумуляторах. После подогрева, в конце лунного дня, крышки закрываются. В темное время лунной ночи, из заправленных тепловых аккумуляторов жидкий нагретый теплоноситель перекачивается через оборудование ракетного комплекса и ракету, подогревает их и протекает в пустые тепловые аккумуляторы в течение всего времени лунной ночи, при этом его хватает до конца лунной ночи. В последующем цикле подогрева после светлого времени лунного дня, уже наполненные теплоносителем тепловые аккумуляторы подогревается таким же образом и происходит обратный процесс протекания и подогрева. В зависимости от цикла, крышки кожуха открываются поочередно (в одном цикле открывается одна половина, в другом - другая). Таким образом, система подогрева может работать длительное время без всяких внешних вмешательств.

Проведенные патентные исследования и анализ показали, что предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для терморегулирования лунного пускового ракетного комплекса (ЛПРК). Система подогрева ЛПРК содержит жидкостный контур, теплоноситель, тепловой кожух с тепловыми аккумуляторами и задвигающейся крышкой с автоматической системой открытия/закрытия с датчиками света, насосную станцию, систему управления обогревом, солнечные батареи и электроаккумулятор. Одна половина тепловых аккумуляторов заправлена жидким теплоносителем, а другая - пустая. Тепловой кожух содержит наружную зеркальную поверхность и внутреннюю поверхность, покрытую теплоизоляционным материалом (тефлон, политетрафторэтилен, политрифторхлорэтилен, кристаллический сополимер этилена с тетрафторэтиленом). Изобретение позволяет повысить надежность терморегуляции ЛПРК. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Система подогрева лунного пускового ракетного комплекса, содержащая жидкостный контур, теплоноситель, тепловые аккумуляторы, установленные в тепловом кожухе, насосную станцию, систему управления обогревом, солнечные батареи и электроаккумулятор, при этом тепловой кожух имеет задвигающиеся крышки, установленные в верхней его части.

2. Система по п.1, отличающаяся тем, что тепловой кожух имеет зеркальную наружную поверхность, а внутренняя поверхность кожуха покрыта теплоизоляционным материалом, в частности тефлоном, или политетрафторэтиленом, или политрифторхлорэтиленом, или кристаллическим сополимером этилена с тетрафторэтиленом.

3. Система по п.1, отличающаяся тем, что половина всех тепловых аккумуляторов заправлена жидким теплоносителем, работающим попеременно в диапазоне температур 200°-0°C, а другая половина тепловых аккумуляторов является пустой - без жидкого теплоносителя.

4. Система по п.1, отличающаяся тем, что крышки теплового кожуха имеют автоматическую систему открытия/закрытия.

5. Система по п.4, отличающаяся тем, что автоматическая система открытия/закрытия крышек теплового кожуха содержит датчики света.