устройство для воздушного термостатирования космических объектов

Формула изобретения

Устройство для воздушного термостатирования космических объектов, выводимых ракетой-носителем на заданную орбиту, содержащее источник воздухоснабжения в виде ресиверов сжатого воздуха высокого давления, разделенных обратным клапаном на две части, заряжаемые от компрессора, трубопровод подачи с фильтром и управляемой арматурой, соединяющий источник воздухоснабжения через газовый редуктор, бортовое разъемное соединение и тонкостенный трубопровод, проложенный вдоль вертикальной оси ракеты-носителя, с космическим объектом, 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 охладитель воздуха, выполненный в виде теплоизолированного металлического корпуса и снабженный установленными в его верхней части вентилем и предохранительным клапаном и расположенными в его нижней части сливным вентилем и опорами, установлен после электронагревателя и через вход и выход коаксиальных змеевиков, образованных чередующимися с прокладками двумя слоями навивки на полый замкнутый цилиндр, выполненный с отношением длины l к наружному диаметру D_H в пределах 1,2<l/D<2,5, соединен с трубопроводом подачи, а датчик температуры, установленный на выходе охладителя воздуха, электрически связан с датчиком температуры, установленным после электронагревателя, при этом теплоизоляция металлического корпуса выполнена из соединенных с его наружной поверхностью пенополистирольных плит, покрытых снаружи слоями полиэтиленовой пленки и бязи, причем отношение толщины теплоизоляции _из к ее наружному диаметру D_из выбрано в диапазоне 0,08<_из/D_из<0,35.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для обеспечения и автоматического подержания необходимых температурных режимов космических объектов и процессе их наземной подготовки на стартовой позиции в любое время года и суток при температуре окружающего воздуха в пределах от минус 40 до плюс 50^oС.

При этом, естественно, в зависимости от температуры окружающего воздуха (зимой или летом) возникает необходимость в нагреве или охлаждении термостатирующего воздуха посредством электронагревательных или охладительных устройств.

Известно устройство для охлаждения воздуха, содержащее 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 (US 3287924 А, 62-5, 1966) [1].

Достоинствами известного устройства являются регулируемость температуры воздуха и возможность поддержания определенных климатических условий в камерах для хранения материалов и продуктов, а недостатками - низкие рабочие параметры (хладопроизводительность, давление воздуха на выходе, коэффициент полезного действия цикла) и недостаточная надежность работы. Эти недостатки не позволяют применять данное устройство для воздушного термостатирования космических объектов на стартовой позиции.

Известен теплообменник, содержащий тенлоизолированный корпус с патрубками подачи и отвода нагреваемого агента, трубчатые электронагреватели (ТЭНы) с токоподводящими концами, выведенными в примыкающую к корпусу камеру охлаждения (RU 2062963 C1, 27.06.1996) [2].

Достоинствами этого теплообменника являются высокая герметичность соединения трубчатого электронагревателя с корпусом и несложность изготовления, а недостатками - низкое рабочее давление (0,6-0,8 МПа), малая надежность и сложность эксплуатации из-за высоких нерегулируемых температур нагреваемого агента (380^oС), поверхности трубчатого электронагревателя (500^oС), а также из-за возможного перегрева выходных концов ТЭНов и наружной нетеплоизолированной поверхности короба камеры охлаждения.

Эти недостатки теплообменника исключают возможность его использования в устройствах для воздушного термостатирования космических объектов, в которых давление термостатирующего воздуха достигает 10 МПа и более, а регулируемый температурный диапазон термостатирования космического объекта на входе в ракету-носитель составляет от 5 до 80^oС; как правило, оптимальным является диапазон от 15 до 25^oС (Космодром. Под общей редакцией проф. А.П. Вольского. Москва, Воениздат, 1977, с. 202-211) [3].

Дальнейший анализ патентов и научно-технической литературы показал, что по технической сущности и достигаемому эффекту наиболее близким к предлагаемому изобретению является устройство для воздушного термостатирования космических объектов (RU 2135910 C1, 27.08.1999) [4].

Это устройство содержит 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, причем 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, заряжаемые от компрессора, 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 датчиком температуры космического объекта.

Данное устройство для воздушного термостатирования космических объектов выбрано в качестве прототипа предлагаемого устройства.

Достоинством прототипа является высокая надежность работы после выхода его в стационарный рабочий режим термостатирования, что многократно подтверждалось при воздушном термостатировании космических объектов на стартовой позиции, а недостатком - расположение охладителя воздуха перед электронагревателем. Поясним этот недостаток более подробно.

В летний период, когда температура окружающего воздуха достигает 50^oС (в помещениях 35^oС), вначале работы устройства температура электронагревателя (его теплоизоляции, корпуса, жидкого теплоносителя - антифриза, змеевиков, трубчатых электронагревателей и других элементов) постоянна и обычно равна температуре окружающего воздуха.

Следовательно, для обеспечения термостатирования космического объекта с температурой воздуха 5^oС необходимо провести первоначальное охлаждение электронагревателя от температуры окружающего воздуха до температуры ниже 5^oС с помощью охлажденного сжатого воздуха высокого давления, подаваемого через охладитель воздуха; этот воздух для термостатирования космического объекта не используется и пocле электронагревателя выбрасывается в атмосферу.

Таким образом, расположение охладителя воздуха перед электронагревателем порождает ряд недостатков, в числе которых:

- большая тепловая инерционность выхода прототипа в стационарный рабочий режим термостатирования из-за необходимости начального охлаждения электронагревателя (более 30 мин) и, как следствие этого, низкое быстродействие;

- вынужденность проведения подготовки устройства к работе только в нетехнологическое время, то есть до начала работ по термостатированию космического объекта;

- неэкономичность использования дефицитного сжатого воздуха высокого давления, выбрасываемого в атмосферу после охлаждаемого электронагревателя;

- значительные энергозатраты при работе охладителя воздуха и холодильной установки;

- усложнение эксплуатации и, как следствие, снижение надежности работы устройства.

Следует отметить, что перечисленные недостатки снижают надежность, эффективность и экономичность работы прототипа в течение всего переходного периода - от момента включения устройства до выхода его в режим термостатирования.

Задача изобретения - повышение надежности, эффективности и экономичности работы устройства для воздушного термостатирования космических объектов на стартовой позиции.

Требуемый технический результат достигается благодаря тому, что в устройстве для воздушного термостатирования космических объектов, выводимых ракетой-носителем на заданную орбиту, содержащем источник воздухоснабжения и виде ресиверов сжатого воздуха высокого давления, разделенных обратным клапаном на две части, заряжаемые от компрессора, трубопровод подачи с фильтром и управляемой арматурой, соединяющий источник воздухоснабжения через газовый редуктор, бортовое разъемное соединение и тонкостенный трубопровод, проложенный вдоль вертикальной оси ракеты-носителя, с космическим объектом, 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 охладитель воздуха, выполненный в виде теплоизолированного металлического корпуса и снабженный установленными в его верхней части вентилем и предохранительным клапаном и расположенными в его нижней части сливным вентилем и опорами, установлен после электронагревателя и через вход и выход последовательно соединенных коаксиальных змеевиков, образованных чередующимися с прокладками двумя слоями навивки на полый замкнутый цилиндр, выполненный с отношением длины l к наружному диаметру D_H в пределах 1,2<l/D<2,5, соединен с трубопроводом подачи, а датчик температуры, установленный на выходе охладителя воздуха, электрически связан с датчиком температуры, установленным после электронагревателя, при этом теплоизоляция металлического корпуса выполнена из соединенных с его наружной поверхностью пенополистирольных плит, покрытых снаружи слоями полиэтиленовой пленки и бязи, причем отношение толщины теплоизоляции _из к ее наружному диаметру D_из выбрано в диапазоне 0,08<_из/D_из<0,35.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется чертежами, где:

- на фиг.1 изображено устройство для воздушного термостатирования космических объектов;

- на фиг.2 - охладитель воздуха (в разрезе).

Устройство для воздушного термостатирования космических объектов содержит термостатируемый космический объект 1, выводимый ракетой-носителем 2 на заданную орбиту, источник воздухоснабжения в виде ресиверов 3 сжатого воздуха высокого давления, разделенных обратным клапаном 4 на две части, заряжаемые сжатым воздухом от компрессора 5, трубопровод подачи 6 с фильтром и дистанционно управляемой арматурой, расположенной в пневмощите 7, трубопровод подачи 6 соединяет источник воздухоснабжения 3 через газовый редуктор 8, бортовое разъемное соединение 9 и тонкостенный трубопровод 10, проложенный вдоль вертикальной оси ракеты-носителя 2, с космическим объектом 1. С охладителем воздуха 11 связаны жидкостные магистрали 12 с запорно-регулирующей арматурой 13, емкость 14 с охлаждающей жидкостью, насос 15 и холодильная машина 16.

Охладитель воздуха 11 (фиг.1) установлен после электронагревателя 17. Пульты управления 18 условно показаны в ресиверной (обычно они устанавливаются в отдельном помещении).

Охладитель воздуха 11 (фиг.1) выполнен в виде теплоизолированного металлического корпуса 20 (фиг.2) и снабжен установленными в его верхней части вентилем 21, предназначенным для стравнивания воздуха при заполнении охладителя охлаждающей жидкостью, и предохранительным клапаном 22 и расположенными в его нижней части сливным вентилем 23 и опорами 24, 25.

Охладитель воздуха (фиг.2) через вход 26 и выход 27 последовательно соединенных коаксиальных змеевиков, образованных чередующимися с прокладками 28 двумя слоями 29, 30 навивки на полый замкнутый цилиндр 31, выполненный с отношением длины l к наружному диаметру D_H в пределах l,2<l/D<2,5, соединен с трубопроводом подачи 6.

Датчик 32 температуры, установленный на выходе охладителя воздуха, электрически связан с датчиком температуры, установленным после электронагревателя 17.

Теплоизоляция 19 металлического корпуса 20 выполнена из соединенных с его наружной поверхностью (при помощи клея 88KP) пенополистирольных плит, покрытых снаружи двумя слоями полиэтиленовой пленки 33 и бязи 34 (фиг.2). Стыки между плитами закреплены полиэтиленовой лентой с липким слоем, покрыты двумя слоями бязи, прошиты нитками по ГОСТ 6309-93 с шагом 3-5 мм. Швы заклеены лентой из бязи.

Отношение толщины теплоизоляции _из к ее наружному диаметру D_из (фиг.2) выбрано в диапазоне 0,08<_из/D_из<0,35.

Охлаждающая жидкость из емкости 14 (фиг.1) насосом 15 через холодильную машину 16 подается в охладитель воздуха через патрубок 35 (на фиг.2 стрелкой показано направление потока). Охлаждающая жидкость омывает внешнюю поверхность коаксиальных змеевиков, проходя через зазоры, образованные прокладками 28 между слоями навивки, и через патрубок 36 (фиг.2) поступает в отводящий трубопровод (последний условно не показан).

Для обеспечения наилучших условий теплообмена между сжатым воздухом и охлаждающей жидкостью относительные шаги навивки поперек и вдоль потока выполнены одинаковыми.

Температура сжатого воздуха контролируется датчиком 32 температуры, установленным на выходе охладителя воздуха и связанным с датчиком температуры, расположенным после электронагревателя 17. Последний связан с датчиком 37 температуры (фиг. 1), расположенным на входе в ракету-носитель 2 и соединенным с датчиками 38, 39 температуры космического объекта 1. Все датчики температуры связаны с пультами управления 18 (фиг.1).

Работа устройства для воздушного термостатирования космических объектов начинается по команде руководителя работ после установки ракеты-носителя 2 с космическим объектом 1 на пусковое устройство и заканчивается в момент пуска.

До начала работ устройство приводится в готовность. С помощью компрессора 5 ресиверы 3 заполняют сжатым воздухом до необходимого давления, например, один ресивер до 40 МПа, а другие - до 20 МПа (на фиг.1 условно показаны три баллона, каждый из которых представляет собой ресивер). Сжатый воздух из ресиверов 3 через угловой вентиль и фильтр подают в газовый редуктор, где его давление понижается до требуемой величины.

После газового редуктора 8 сжатый воздух по трубопроводу подачи 6 поступает в пневмощит 7, который предназначен для дистанционной подачи и дистанционного отключения подачи воздуха по команде руководителя работ. После пневмощита 7 сжатый воздух подают в электронагреватель 17, заполненный теплоносителем (например, антифризом).

В зимний период, когда температура окружающего воздуха достигает минус 40^oС, заданная температура термостатирующего воздуха, например 80^oС, обеспечивается электронагревателем 17 без включения охладителя воздуха 11. Охладитель воздуха в этом случае просто пропускает через себя сжатый воздух как местное аэродинамическое сопротивление.

В летний период, когда температура окружающего воздуха составляет 50^oС (в помещениях 35^oС), требуемая температура термостатирующего воздуха, например 5^oС, обеспечивается при работе охладителя воздуха 11 с включением при необходимости минимального количества ТЭНов в электронагревателе 17.

При этом благодаря согласованной работе датчиков температуры, установленных на выходах охладителя воздуха 11, электронагревателя 17 на входе в ракету-носитель 2 обеспечивается и автоматически поддерживается заданный режим термостатирования космического объекта 1.

Устройство воздушного термостатирования работает по разомкнутому циклу, то есть с выбросом воздуха наружу (фиг.1).

Предлагаемое устройство для воздушного термостатирования космических объектов по сравнению с прототипом и аналогами имеет ряд преимуществ, главными из которых являются следующие:

1) расположение охладителя воздуха после электронагревателя, благодаря чему термостатирование можно начинать практически сразу. Это позволяет: во-первых, в летних условиях, когда температура окружающего воздуха достигает 50^oС (в помещениях 35^oС), полностью исключить необходимость начального охлаждения электронагревателя (его теплоизоляции, корпуса, теплоносителя, ТЭНов и других элементов), так как благодаря новому оптимальному месторасположению охладителя воздуха после электронагревателя любую требуемую температуру термостатирующего воздуха, например на уровне ниже 5^oС, можно обеспечить с помощью охладителя воздуха, что резко сокращает объем подготовительных работ, упрощает эксплуатацию, повышает надежность и эффективность работы устройства; во-вторых, как показывают расчетно-теоретические исследования, снизить инерционность, повысить быстродействие, уменьшить время выхода в режим термостатирования, свести к минимуму время подготовки и обеспечить требуемый режим термостатирования космического объекта с заданными параметрами (давлением, расходом, температурой и др.), что повышает работоспособность и надежность устройства; в-третьих, исключить эксплуатационные затраты, связанные с начальным охлаждением электронагревателя, и повысить экономичность работы устройства за счет рационального использования дефицитного сжатого воздуха высокого давления и, наконец, в-четвертых, провести подготовку устройства при необходимости в технологическое время, что в условиях прототипа и аналогов практически неосуществимо;

2) выполнение охладителя воздуха в виде теплоизолированного металлического корпуса повышает его коэффициент полезного действия до 98% за счет уменьшения потерь холода в окружающую среду и рационального использования холодопроизводительности и мощности холодильной установки, что приводит к снижению эксплуатационных затрат и стоимости, а также повышению надежности и эффективности работы устройства;

3) снабжение охладителя воздуха установленными в его верхней части вентилем и предохранительным клапаном повышает надежность и безопасность работы устройства, так как они предохраняют охладитель воздуха и устройство в целом от разрушения при повышении давления сверх допустимой величины и устраняют аварийные ситуации;

4) снабжение охладителя воздуха расположенным в его нижней части сливным вентилем обеспечивает своевременное удаление остатков охлаждающей жидкости, например антифриза, после термостатирования космического объекта, что повышает безопасность и надежность эксплуатации устройства;

5) снабжение охладителя воздуха расположенными в его нижней части опорами и горизонтальное расположение теплоизолированного металлического корпуса повышают устойчивость охладителя воздуха, без которой немыслима высоконадежная работа устройства;

6) предлагаемое конструктивное выполнение охладителя воздуха и его соединение с трубопроводом подачи через вход и выход коаксиальных змеевиков, образованных чередующимися с прокладками двумя слоями навивки на полый замкнутый цилиндр, выполненный с отношением длины l к наружному диаметру D_H, в пределах 1,2<l/D<2,5, обеспечивает:

- простоту конструкции, которая является гарантией ее надежности, и несложность в изготовлении;

- наименьшие габариты, малую материалоемкость и минимальную стоимость охладителя воздуха, что в конечном итоге повышает экономичность устройства;

- долговечность и отсутствие деталей, быстро выходящих из строя, что повышает надежность устройства в целом.

При малых отношениях l/D_H<l,2 возможен случай, когда не обеспечивается необходимая площадь поверхности теплообмена, вследствие чего не удается добиться эффективной работы охладителя воздуха, а при больших значениях отношения l/D_H>2,5 возрастают габариты, материалоемкость и стоимость, что неэкономично и приводит к увеличению потерь холода в окружающую среду, снижающих коэффициент полезного действия и эффективность работы охладителя воздуха. Таким образом, предлагаемый диапазон отношения l/D_H, установленный опытным путем, является оптимальным;

7) выполнение теплоизоляции металлического корпуса из соединенных с его наружной поверхностью пенополистирольных плит, покрытых слоями полиэтиленовой пленки и бязи, позволяет, во-первых, снизить потери холода в окружающую среду до минимального уровня, повысить коэффициент полезного действия и эффективность работы охладителя воздуха, так как пенополистирол в широком интервале температур обладает минимальной величиной теплопроводности =26-33 мВт/(м. К); во-вторых, слои полиэтиленовой пленки надежно защищают стыки и плиты от проникновения водяных паров и воздуха, а слой бязи предохраняет их от механических повреждений. Все это повышает надежность и эффективность работы охладителя воздуха как неотъемлемой части устройства;

8) выбор отношения толщины теплоизоляции _из к ее наружному диаметру D_из в диапазоне 0,08<_из/D_из<0,35 позволяет уменьшить потери холода в окружающую среду и ограничить случаи, когда, с одной стороны, при очень малых отношениях _из/D_из<<0,08 эффективность работы охладителя воздуха не достигается из-за недостаточной толщины теплоизоляции, а с другой - при очень больших отношениях _из/D_из>>0,35 толщина теплоизоляции увеличивается, что может привести к необоснованному увеличению габаритов, материалоемкости и стоимости а это экономически невыгодно, поэтому диапазон 0,08<_из/D_из<0,35, найденный опытным путем, является рациональным (оптимальным);

9) оптимальное сочетание совокупности существенных признаков, изложенных в формуле изобретения, делает возможным обеспечение и автоматическое поддержание требуемых температурных режимов космических объектов при любых метеорологических условиях.

Таким образом, из приведенных детальных обоснований признаков заявляемого изобретения следует, что совокупность существенных признаков, их неразрывное единство, целенаправленность и одновременность действия позволяют получить существенный положительный эффект, а именно повысить надежность, эффективность и экономичность работы устройства для воздушного термостатирования космических объектов на стартовой позиции.

Сравнительная оценка надежности, эффективности и экономичности работы предлагаемого устройства для воздушного термостатирования космических объектов на стартовой позиции но сравнению с известными устройствами воздушного термостатирования, созданными за последние годы в таких странах, как СНГ, Россия, США, Великобритания, Франция, ФРГ, Китай, Япония и др., показывает, что предлагаемое устройство по достигнутому техническому уровню значительно превосходит современный мировой уровень и отвечает критериям изобретения "существенные отличия" и "положительный эффект".

Изобретение будет использовано заявителем при доработках существующих систем термостатирования космических объектов воздухом высокого давления СМ1020 и СМ1020М, а также при разработках по теме "Аврора".

Источники информации

1. US 3287924 А, 52-5, 1966 - аналог.

2. RU 2062963 C1, 27.06.1996 - аналог.

3. Космодром. Под общей редакцией проф. А.П. Вольского. М.: Воениздат, 1977. С. 202-212, рис. 6.2 - аналог.

4. RU 2135910 С1, 27.08.1999 - прототип.

5. SU 456120 А, 05.01.75 - аналог.

6. SU 1783259 А1, 23.12.92 - аналог.

7. SU 606049 А1, 16.11.76 - аналог.

8. SU 552472 А1, 22.08.75 - аналог.

9. SU 422170 А1, 02.03.71 - аналог.

10. SU 308277 А, 09.01.70 - аналог.

11. А. М. Архаров, В.П. Беляков, Е.И. Микулин и др. Криогенные системы. Основы проектирования аппаратов и установок. М.: "Машиностроение", 1987. С. 87-88, рис. 2.1. Витой трубчатый теплообменник - аналог, с. 389-395 - аналоги.

12. И.П. Усюкин. Установки, машины и аппараты криогенной техники. Часть I. M.: Пищевая промышленность, 1976. С. 146-149. Витые теплообменники - аналоги.

13. SU 569263 А, 10.12.75 - аналог.

14. SU 681299 А, 26.12.77 - аналог.

15. US 3287924 А, 1966 - аналог.

16. Космонавтика. Энциклопедия. М.: Советская энциклопедия. 1985, 528 с. Термостатирование - С.395 - аналог.

17. Ракеты-носители. Под общей редакцией проф. С.О. Осипова. М.: Воениздат, 1981. 315 с. - аналогов не обнаружено.

18. Космические программы, ракеты-носители и космические объекты РФ, США, Великобритании, Франции, ФРГ, ЧССР, Китая, Индии, Японии и др. В кн.: Космонавтика. Энциклопедия. М.: Изд. "Советская энциклопедия", с. 180-200 - аналогов не обнаружено.

19. RU 2064733 (1966 г.) - 2074521 А, 27.02.97 - аналоги.

20. Заявка Франции 2186114 А, 1974 - аналог не обнаружен.

21. Франция 2566985 от 1986, Н 05 В 3/28 - аналог не обнаружен

22. US 1980528 (1932) - 3255337 (1966) НК 219-528 - аналогов не обнаружено.

23. ЕР00-62079 от 1981, кл. Н 05 В 3/34 - аналог не обнаружен.

24. Япония 49-28694, Н 05 В 3/34, 1981.

25. ФРГ 1440642 (заявка), H 05 В, 3/36, 1973.

26. ФРГ 2202208, F 21 H 2/01, 1973.

27. Великобритания 1115643, Н 05 В 3/34, 1968.

28. ГДР 253470, F 24 J 3/18, 1988.

29. SU 1188483, F 26 B 23/04, 1985 (с п. 24 по п.29 аналогов не обнаружено).

Предварительная экспертиза проведена к.т.н. Рахмановым Ж.Р. по имеющимся патентным и научно-техническим фондам РГПБ при ФИПС.