система терморегулирования космического объекта

Формула изобретения

1. Система терморегулирования космического объекта, содержащая замкнутые контуры обогрева и охлаждения с побудителями циркуляции жидких теплоносителей, связанные через, по крайней мере, один промежуточный жидкостно-жидкостный теплообменник, систему управления, датчики перепада давлений на побудителях циркуляции жидких теплоносителей, датчики расхода жидких теплоносителей, регулятор расхода жидкого теплоносителя, отличающаяся тем, что в нее введены первый черпаковый насос, устройство для преобразования давления атмосферы жилого отсека космического объекта в месте подвода газожидкостной смеси перед центробежным сепаратором и для ее забора, центробежный сепаратор, второй черпаковый насос, блок фильтров и побудитель циркуляции атмосферы жилого отсека космического объекта, при этом вход первого черпакового насоса через первый и второй клапаны сообщен со входами побудителей циркуляции жидкого теплоносителя контура обогрева и контура охлаждения соответственно, выход первого черпакового насоса по жидкой фазе через третий и четвертый клапаны соответственно сообщен с выходами этих же побудителей циркуляции жидкого теплоносителя, а выход первого черпакового насоса по газожидкостной фазе через пятый клапан сообщен с областью минимального проходного сечения устройства для преобразования давления атмосферы жилого отсека космического объекта в месте подвода газожидкостной смеси перед центробежным сепаратором и для ее забора, выход из этого устройства сообщен со входом в центробежный сепаратор, выход центробежного сепаратора по жидкой фазе сообщен со входом второго черпакового насоса, выход из которого через шестой клапан сообщен со входом первого черпакового насоса, а выход центробежного сепаратора по газовой фазе сообщен через блок фильтров и побудитель циркуляции атмосферы жилого отсека космического объекта с атмосферой жилого отсека космического объекта.

2. Система терморегулирования космического объекта по п.1, отличающаяся тем, что в нее введен дренажный трубопровод с клапаном, сообщающий дренажную полость первого черпакового насоса с областью минимального проходного сечения устройства для преобразования давления атмосферы жилого отсека космического объекта в месте подвода газожидкостной смеси перед центробежным сепаратором и для ее забора.

Описание изобретения к патенту

Предлагаемое изобретение относится к области космической техники и предназначено для обеспечения температурно-влажностного режима газовых сред герметичных отсеков, а также температурного режима приборно-агрегатного оборудования и элементов конструкции космического объекта (КО) и орбитальной станции (ОС). Оно может быть использовано также и в других отраслях промышленности, где применяются подобные системы.

Известна система терморегулирования (СТР) космического объекта (см. книгу М.В.Краев, В.А.Лукин, Б.В.Овсянников. Малорасходные насосы авиационных и космических систем. - М.: Машиностроение, 1985, с.6), содержащая замкнутые контуры охлаждения и обогрева, связанные через промежуточный газожидкостный теплообменник, системы управления и измерения, клапанно-распределительную и дренажно-заправочную аппаратуру. Контур обогрева содержит побудитель циркуляции и промежуточный газожидкостный теплообменник, а контур охлаждения содержит побудитель циркуляции жидкого теплоносителя, регулятор расхода жидкого теплоносителя, газожидкостный и радиационный теплообменники.

Известна также система терморегулирования орбитальной станции, выбранная в качестве прототипа (см. патент RU 2148540, В 64 G 1/50, G 05 D 23/20 от 08.02.1999).

Система содержит замкнутые контуры охлаждения и обогрева, связанные через, по крайней мере, один промежуточный жидкостно-жидкостный теплообменник, систему управления, датчики перепада давлений на побудителях циркуляции жидких теплоносителей, датчики расхода жидких теплоносителей, клапанно-распределительную и дренажно-заправочную арматуру, при этом контур обогрева содержит побудитель циркуляции жидкого теплоносителя, газожидкостный теплообменник и змеевиковые теплообменники и термоплаты, а в контуре охлаждения последовательно установлены, по крайней мере, один побудитель циркуляции жидкого теплоносителя, регулятор расхода жидкого теплоносителя, один выход которого подключен через первый обратный клапан ко входу смесителя потоков теплоносителя, а другой - через второй обратный клапан ко входу радиационного теплообменника, выход которого подключен ко второму входу смесителя потоков, выход смесителя потоков связан соединительным трубопроводом с теплоприемной полостью промежуточного жидкостно-жидкостного теплообменника, выход которого подключен к побудителю циркуляции жидкого теплоносителя, а на соединительном трубопроводе установлены датчики температуры, электрически связанные через систему управления с регулятором расхода жидкого теплоносителя.

Системы терморегулирования, принятые за аналог и прототип, обеспечивают температурно-влажностный режим газовых сред герметичных отсеков космических объектов, а также температурный режим приборно-агрегатного оборудования и элементов конструкции космического объекта и орбитальной станции. Однако они обладают, как это правильно отмечалось в патенте RU 2148540, В 64 G 1/50, G 05 D 23/20, общим существенным недостатком - недостаточной надежностью для бесперебойной работы системы СТР при заданном длительном сроке эксплуатации космического объекта или орбитальной станции, например при требуемом сроке эксплуатации международной космической орбитальной станции 15 лет.

Дело в том, что используемые в настоящий момент в СТР КО побудители циркуляции жидкого теплоносителя имеют ресурс работы значительно ниже заданного срока эксплуатации системы и требуют неоднократной замены их на новые агрегаты.

Как показал опыт эксплуатации орбитальной станции “Мир”, при принятой технологии замены потерявшего работоспособность побудителя циркуляции жидкого теплоносителя или других агрегатов (например, регулятора расхода жидкого теплоносителя с шаговым двигателем) в контур СТР из атмосферы жилого отсека космического объекта попадает некоторое количество свободного воздуха, который в дальнейшем перемещается в теплоносителе в виде пузырей различного размера. В результате последующих замен агрегатов в жидких теплоносителях СТР космического объекта может накапливаться значительное количество свободного воздуха из атмосферы жилого отсека космического объекта.

В качестве побудителей циркуляции жидких теплоносителей в контурах СТР в основном используются насосы центробежного типа (см. книгу “Авиационные центробежные насосные агрегаты”. /Под редакцией доктора технических наук Г.М.Заславского. - М.: Машиностроение, 1967, с.8). В системах СТР орбитальной станции “Мир” и модуля “Заря”, который входит в состав международной космической станции “Альфа”, циркуляция жидких теплоносителей в контурах также осуществляется с помощью центробежных насосов.

Для центробежных насосов, работающих на жидкости со свободными газовыми включениями, наряду с давлением на входе в насос Р_вх не менее важной является величина относительного объемного содержания свободного газа в жидкости на входе в насос

,

где Q_г - объемное количество свободного газа в жидкости, л/с;

О_ж - объемный расход жидкости, л/с.

Начиная с некоторого критического значения _вх.кр, величина которого зависит от конструктивных и режимных параметров насоса и практически не зависит от давления Р_вх, происходит срыв режима работы насоса. При этом увеличение давления Р_вх не приводит к восстановлению нормальной работоспособности насоса (см. Т.И. Жукова. Влияние содержания газа в жидкости на всасывающую способность центробежного насоса. ИВУЗ, серия “Нефть и газ”, № 4, 1966).

Известно также, что величина допустимого относительного объемного содержания свободного газа на входе в центробежный насос нормальных размеров составляет 4-5%. Для малоразмерных центробежных насосов, какими являются побудители циркуляции жидких теплоносителей в системе терморегулирования космического объекта, эта величина составляет всего 1-2%.

Таким образом, центробежные насосы СТР КО даже с еще невыработанным ресурсом могут являться элементом ненадежности, снижая свой напор и расход в зависимости от величины относительного объемного содержания свободного газа в жидком теплоносителе вплоть до полного срыва работы насоса.

Задачей изобретения является повышение надежности работы системы терморегулирования космического объекта за счет повышения надежности работы центробежных насосов и бесперебойности ее работы в течение всего заданного срока эксплуатации, а также повышение экономичности СТР КО за счет утилизации отсепарированного воздуха.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является создание условий для нормальной работы центробежных насосов (побудителей циркуляции жидких теплоносителей) системы терморегулирования космического объекта путем сепарации свободных воздушных включений из жидких теплоносителей, не прекращая работу СТР; при этом отсепарированный воздух возвращают в атмосферу жилого отсека космического объекта, а теплоноситель (без потерь) - в систему терморегулирования.

Технический результат достигается тем, что в известную систему терморегулирования космического объекта, содержащую замкнутые контуры обогрева и охлаждения с побудителями циркуляции жидких теплоносителей, связанные через, по крайней мере, один промежуточный жидкостно-жидкостный теплообменник, систему управления, датчики перепада давлений на побудителях циркуляции жидких теплоносителей, датчики расхода жидких теплоносителей, регулятор расхода жидкого теплоносителя, вводится при соответствующем подключении (см. ниже) первый черпаковый насос, устройство для преобразования давления атмосферы жилого отсека космического объекта в месте подвода газожидкостной смеси перед центробежным сепаратором и для ее забора, центробежный сепаратор, второй черпаковый насос, блок фильтров, побудитель циркуляции атмосферы жилого отсека.

Суть изобретения поясняется схемой системы терморегулирования космического объекта, приведенной на чертеже, где:

1 - контур обогрева;

2 - контур охлаждения;

3 - промежуточный жидкостно-жидкостный теплообменник;

4 - побудители циркуляции жидких теплоносителей;

5 - система управления;

6 - датчики перепада давлений на побудителях циркуляции жидких теплоносителей;

7 - датчики расхода жидких теплоносителей;

8 - регулятор расхода жидкого теплоносителя;

9 - первый черпаковый насос;

10 - устройство для преобразования давления атмосферы жилого отсека космического объекта в месте подвода газожидкостной смеси перед центробежным сепаратором и для ее забора;

11 - центробежный сепаратор;

12 - второй черпаковый насос;

13 - блок фильтров;

14 - побудитель циркуляции атмосферы жилого отсека космического объекта;

15 - первый клапан;

16 - второй клапан;

17 - третий клапан;

18 - четвертый клапан;

19 - пятый клапан;

20 - шестой клапан;

21 - дренажный трубопровод с клапаном;

22 - жилой отсек космического объекта;

23 - дренажная полость первого черпакового насоса.

В предлагаемую систему терморегулирования космического объекта, содержащую замкнутые контуры обогрева 1 и охлаждения 2 с побудителями циркуляции жидких теплоносителей 4, связанные через, по крайней мере, один промежуточный жидкостно-жидкостный теплообменник 3, систему управления 5, датчики перепада давлений на побудителях циркуляции жидких теплоносителей 6, датчики расхода жидких теплоносителей 7, регулятор расхода жидкого теплоносителя 8, введены первый черпаковый насос 9, устройство для преобразования давления атмосферы жилого отсека космического объекта в месте подвода газожидкостной смеси перед центробежным сепаратором и для ее забора 10, центробежный сепаратор 11, второй черпаковый насос 12, блок фильтров 13, побудитель циркуляции атмосферы жилого отсека КО 14, шесть клапанов с 15 по 20 и дренажный трубопровод с клапаном 21; при этом вход первого черпакового насоса 9 через первый 15 и второй 16 клапаны сообщен со входами побудителей циркуляции жидких теплоносителей 4 контура обогрева 1 и контура охлаждения 2, выход первого черпакового насоса 9 по жидкой фазе через третий 17 и четвертый 18 клапаны соответственно сообщен с выходами этих же побудителей циркуляции жидких теплоносителей 4 контуров обогрева 1 и охлаждения 2, а выход первого черпакового насоса 9 по газожидкостной фазе через пятый клапан 19 сообщен с областью минимального проходного сечения устройства для преобразования давления атмосферы жилого отсека КО в месте подвода газожидкостной смеси перед центробежным сепаратором и для ее забора 10, выход из устройства 10 сообщен со входом в центробежный сепаратор 11, выход центробежного сепаратора 11 по жидкой фазе сообщен со входом второго черпакового насоса 12, выход из которого через шестой клапан 20 сообщен со входом первого черпакового насоса 9, а выход центробежного сепаратора 11 по газовой фазе сообщен через блок фильтров 13 и побудитель циркуляции жилого отсека космического объекта 14 с атмосферой жилого отсека космического объекта 22; дренажный трубопровод с клапаном 21 сообщает дренажную полость первого черпакового насоса 23 с областью минимального проходного сечения устройства для преобразования давления атмосферы жилого отсека космического объекта в месте подвода газожидкостной смеси перед центробежным сепаратором и для ее забора 10.

Работа системы терморегулирования космического объекта по предлагаемому изобретению осуществляется следующим образом. При снижении напорно-расходных характеристик побудителя циркуляции жидкого теплоносителя 4 либо в контуре обогрева 1, либо в контуре охлаждения 2 ниже заданной величины из-за накопившегося в контуре газообразного воздуха по команде системы управления 5 средствами СТР КО в соответствующем контуре устанавливается давление на входе в побудитель циркуляции 4 на 50-100 мм вод. ст. выше, чем в атмосфере жилого отсека космического объекта.

Затем соответственно открывают либо первый 15 и третий 17 клапаны в контуре обогрева 1, либо второй 16 и четвертый 18 клапаны в контуре охлаждения 2. Далее открывают пятый 19 и шестой 20 клапаны и включают в работу первый черпаковый насос 9, центробежный сепаратор 11, второй черпаковый насос 12 и побудитель циркуляции атмосферы жилого отсека космического объекта 14. Жидкий теплоноситель из соответствующего контура СТР КО со свободными воздушными включениями либо по трубопроводу с первым клапаном 15 из контура обогрева 1, либо по трубопроводу со вторым клапаном 16 из контура охлаждения 2 направляют на вход в первый черпаковый насос 9.

Черпаковые насосы в силу принципиально отличного механизма передачи рабочим органам насоса энергии перекачиваемой жидкости от механизма, имеющего место центробежных насосах, обладают свойством разделять (сепарировать) газожидкостную смесь, поступающую на вход в насос (см. книгу Авиационные центробежные насосные агрегаты /Под редакцией д-ра техн. наук Г.М. Заславского. - М.: Машиностроение, 1967, с.220-223 и рис. 10-11a на с.222).

Кроме того, полученные результаты экспериментального исследования черпакового насоса на штатном жидком теплоносителе, специально спроектированного для работы в составе системы терморегулирования ОС “Мир”, показали, что такой черпаковый насос не меняет своих напорно-расходных характеристик в диапазоне давлений на входе от 0,7 до 1,5 кгс/см² и подаче на вход 10% относительного объемного количества свободного газа. При этом, что хорошо было видно через прозрачные проставки на входе в насос и выходе из него, черпаковый насос сепарировал (разделял) газожидкостную смесь, пропуская в напорную магистраль только жидкость без свободных газовых включений.

Поэтому, создавая напор, первый черпаковый насос 9 выполняет роль побудителя циркуляции жидкого теплоносителя, обеспечивая бесперебойную работу системы терморегулирования и одновременно отделяя (сепарируя) свободные воздушные включения из жидкого теплоносителя, тем самым создавая условия для нормальной работы центробежного насоса.

Итак, в первом черпаковом насосе 9 происходит разделение жидкостно-воздушной смеси и повышение давления отделенного жидкого теплоносителя, который либо по трубопроводу с третьим клапаном 17, либо по трубопроводу с четвертым клапаном 18 возвращают в соответствующий контур СТР КО за соответствующим побудителем циркуляции жидкого теплоносителя 4, а отделенный в первом черпаковом насосе 9 газообразный воздух с небольшим количеством жидкого теплоносителя направляют по трубопроводу с пятым клапаном 19 в область минимального проходного сечения устройства для преобразования давления атмосферы жилого отсека космического объекта в месте подвода газожидкостной смеси перед центробежным сепаратором и для ее забора 10.

В устройстве для преобразования давления атмосферы жилого отсека КО в месте подвода газожидкостной смеси перед центробежным сепаратором и для ее забора использовалось свойство трубки Вентури, которое выражается в том, что скорость потока в суженом месте возрастает, а давление падает. Возникает разность (перепад) давлений, способствующая забору атмосферы жилого отсека КО, а последующее восстановление давления происходит с минимальными гидравлическими потерями (см. книгу Т.М. Башта, С.С. Руднев, Б.Б. Некрасов и др. Гидравлика, гидромашины и гидроприводы. - М.: Машиностроение, 1982, с.52-53).

Благодаря работе побудителя циркуляции атмосферы жилого отсека космического объекта 14 (в качестве которого используется, например, вентилятор) и повышенному разрежению давления в области минимального проходного сечения устройства 10 из атмосферы жилого отсека космического объекта в устройство 10 засасывается воздух, который в условиях невесомости обеспечивает дальнейшее движение по трубопроводу газожидкостной смеси после первого черпакового насоса 9.

Из устройства 10 газожидкостную смесь направляют на вход в центробежный сепаратор 11, где происходит окончательное отделение жидкого теплоносителя от газообразного воздуха. После центробежного сепаратора 11 жидкий теплоноситель без свободных воздушных включений направляют на вход во второй черпаковый насос 12, где для экономии энергии его давление повышается до величины, необходимой для преодоления гидропотерь при его подаче на вход в первый черпаковый насос 9. Затем этот теплоноситель по трубопроводу с шестым клапаном 20 направляют на вход в первый черпаковый насос 9, где его давление еще раз повышается, и далее он либо по трубопроводу с третьим клапаном 17, либо по трубопроводу с четвертым клапаном 18 возвращается за побудитель циркуляции жидкого теплоносителя 4 в соответствующий контур СТР КО.

Газообразный воздух, полностью отделенный от жидкого теплоносителя в центробежном сепараторе 11, через блок фильтров 13 и побудитель циркуляции атмосферы жилого отсека космического объекта 14 полностью возвращается в атмосферу жилого отсека космического объекта 22.

Жидкий теплоноситель считается очищенным от свободных воздушных включений, если восстановились напорно-расходные характеристики соответствующего побудителя циркуляции жидкого теплоносителя 4 и визуальный контроль через прозрачные проставки на входе и выходе из побудителя циркуляции подтверждает отсутствие в жидком теплоносителе свободных газовых включений.

Для повышения работоспособности первого черпакового насоса 9 в случае износа уплотнения, утечки из его дренажной полости 23 по дренажному трубопроводу с клапаном 21 также направляют в область минимального проходного сечения устройства для преобразования давления атмосферы жилого отсека космического объекта в месте подвода газожидкостной смеси перед центробежным сепаратором и для ее забора 10.

После очистки жидкого теплоносителя в контуре обогрева 1 или в контуре охлаждения 2 СТР КО от свободных воздушных включений одновременно выключают первой черпаковый насос 9, центробежный сепаратор 11, второй черпаковый насос 12 и побудитель циркуляции атмосферы жилого отсека космического объекта 14, а также закрывают клапаны: либо первый 15, третий 17, пятый 19, шестой 20 и клапан на дренажном трубопроводе 21 - при очистке жидкого теплоносителя контура обогрева 1, либо второй 16, четвертый 18, пятый 19, шестой 20 и клапан на дренажном трубопроводе 21 - при очистке жидкого теплоносителя контура охлаждения 2.

В случае наличия критического значения свободных воздушных включений в жидких теплоносителях одновременно в контуре обогрева 1 и в контуре охлаждения 2 СТР КО их удаление производится последовательно из жидкого теплоносителя каждого контура по приведенной выше методике.

При необходимости первый черпаковый насос 9 может постоянно работать, заменяя потерявший работоспособность побудитель циркуляции жидкого теплоносителя 4 в любом из контуров системы СТР КО. Для этого необходимо открыть либо первый 15 и третий 17 клапаны (при его работе в составе контура обогрева 1), либо второй 16 и четвертый 18 клапаны (при его работе в составе контура охлаждения 2) и включить только первый черпаковый насос 9. Остальные клапаны должны быть закрыты. Это также повышает надежность работы предлагаемой системы терморегулирования космического объекта.