способ термостатирования объектов ракетного блока

Формула изобретения

Способ термостатирования объектов ракетного блока, включающий вдув термостатирующей среды в ракетный блок, перетекание термостатирующей среды по его длине и истечение ее в атмосферу, в процессе которых обеспечивают тепловой режим функционирования объекта во время предстартовой подготовки ракетного блока, отличающийся тем, что сначала в процессе вдува при отключенных источниках тепловыделения объекта измеряют температуру поверхности этого объекта и температуру газовой среды в нем в течение характерного времени до достижения установившихся значений указанных температур, причем по температуре объекта на его поверхности определяют эффективную температуру газовой среды около поверхности объекта, после чего повторно вдувают термостатирующую среду в ракетный блок с температурой, не равной эффективной температуре, измеряя температуру поверхности объекта и температуру газовой среды в нем в течение характерного времени до достижения установившихся значений указанных температур, по значениям температуры объекта на его поверхности с использованием расчетного значения массы и теплоемкости объекта определяют параметр теплопередачи от термостатирующей среды к объекту, а также устанавливают зависимость количества тепла, снимаемого с поверхности объекта, от температуры его поверхности, сравнивают его с внутренним тепловыделением и в диапазоне значений количества тепла, снимаемого с поверхности объекта, больших или равных количеству тепла, выделяемого объектом, и температуры поверхности объекта, меньшей или равной допустимой, фиксируют соответствующие этому диапазону полученные эксплуатационные параметры вдува на входе в ракетный блок.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к воздушной бортовой системе термостатирования (БСТ) объектов, например, приборного отсека (ПО), размещенного в ракетном блоке (РБ).

Предназначено для обеспечения требуемого по условиям эксплуатации теплового режима объектов термостатирования (ОТ) в период предстартовой подготовки РБ в процессе проверки его бортовой аппаратуры.

Известен способ термостатирования приборов автоматики системы управления РН, размещенных в отсеке, например головного блока (ГБ) РН, включающий вдув термостатирующей среды (ТС) с заданными параметрами (расходом и температурой) ТС на входе в отсек, с последующим перетеканием ТС по длине отсека и истечением ее в атмосферу, по которому осуществляют охлаждение приборов во время предстартовой подготовки ГБ [1].

По этому техническому решению вдув ТС в отсек ГБ осуществляют с расходом и температурой, соответствующими температуре в наиболее теплонапряженных точках ОТ, что приводит к пониженной точности определения количества тепла, снимаемого с объектов, и, как следствие, к излишним расходам ТС, подаваемой в отсек ГБ, и, следовательно, к излишним энергозатратам на эксплуатацию воздушной системы обеспечения теплового режима (ВСОТР), обеспечивающей эти параметры на входе в отсек.

Техническое решение [1] принято за прототип.

Задачей изобретения является разработка способа термостатирования объектов, расположенных в отсеках РБ, обеспечивающего оптимальные тепловые режимы ОТ в период предстартовой подготовки КГЧ в процессе проверки ее бортовой аппаратуры.

Данная задача решается за счет того, что в способе термостатирования объектов, размещенных в РБ, включающем вдув термостатирующей среды в ракетный блок, перетекание ТС по его длине и истечение ее в атмосферу, в процессе которых обеспечивают тепловой режим функционирования объекта во время предстартовой подготовки РБ, согласно изобретению сначала в процессе вдува при отключенных источниках тепловыделения объекта измеряют температуру поверхности этого объекта и температуру газовой среды в нем в течение характерного времени до достижения установившихся значений указанных температур, причем по температуре объекта на его поверхности определяют эффективную температуру газовой среды около поверхности объекта, после чего повторно вдувают ТС в РБ с температурой, не равной эффективной температуре, измеряя температуру поверхности объекта и температуру газовой среды в нем в течение характерного времени до достижения установившихся значений указанных температур, по значениям температуры объекта на его поверхности, с использованием расчетного значения массы и теплоемкости объекта, определяют параметр теплопередачи от ТС к объекту, а также устанавливают зависимость количества тепла, снимаемого с поверхности объекта, от температуры его поверхности, сравнивают его с внутренним тепловыделением, и в диапазоне значений количества тепла, снимаемого с поверхности объекта, больших или равных количеству тепла, выделяемого объектом, и температуры поверхности объекта, меньшей или равной допустимой, фиксируют соответствующие этому диапазону полученные эксплуатационные параметры вдува на входе в ракетный блок.

Техническим результатом изобретения является:

- повышение точности определения количества тепла, снимаемого с ОТ, и, как следствие, - эксплуатационных параметров вдува ТС в РБ в условиях внутреннего нагрева ОТ (при работе приборов ОТ) и его охлаждения ТС;

- разработка методики диагностики работоспособности системы термостатирования объектов РБ.

Решение задачи иллюстрируется на примере термостатирования ПО тороидальной формы, размещенного в РБ одной из компоновок РН.

На фиг.1 приведены основные элементы компоновки РБ с БСТ, предназначенной для обеспечения теплового режима ПО в период предстартовой подготовки РБ и выделен элемент с устройством вдува ТС в ПО.

На фиг.2 приведен фрагмент ПО с установлеными в нем датчиками температуры.

На фиг.3 представлены экспериментальные зависимости температуры поверхности корпуса ПО и температуры газовой среды внутри ПО от времени при постоянной температуре на входе в РБ . Приведены также установившееся (эффективное) значение температуры ПО и соответствующее ему характерное время t₁. Зависимости получены при отключенных источниках тепловыделения в РБ.

На фиг.4 приведены зависимости, полученные при , и также определено установившееся значение и соответствующее ему время t₂. Зависимости получены при отключенных источниках тепловыделения в РБ.

На фиг.5 приведена зависимость количества тепла q, снимаемого с поверхности ПО, от температуры корпуса , полученная с использованием данных фиг.3 и 4.

На этих фигурах:

1 - ракетный блок (РБ);

2 - приборный отсек (ПО);

3 - отверстие вдува;

4 - оболочка РБ;

5 - магистраль питания ТС;

6 - клапан отверстия вдува;

7 - устройство вдува;

8 - отверстия истечения;

9 - клапаны отверстий истечения;

10 - датчик температуры корпуса ПО;

11 - датчик температуры газовой среды внутри корпуса ПО;

12 - приборы ПО.

Термостатирование ПО 2, размещенного в РБ 1 (фиг.1), осуществляют следующим образом.

Предварительно отверстие вдува 3 оболочки РБ 4 сообщают с магистралью питания ТС 5 ВСОТР, обеспечивающей подвод ТС к устройству вдува 7, открыв предварительно подпружиненный клапан отверстия вдува 6.

Осуществляют подвод ТС к отверстию вдува 3 и с применением устройств вдува 7 реализуют вдув ТС с параметрами ТС , в РБ 2.

Устройство вдува 7 может быть выполнено в виде диффузора заданной формы.

Расход реализуют в соответствии с прогнозируемой величиной теплообмена с ОТ с учетом ограничения давлений при газодинамическом воздействии ТС на элементы конструкции ПО 2. Температуру задают в прогнозируемых пределах для реализации оптимальной величины теплообмена с ПО 2 при заданном расходе и .

В процессе вдува происходит перетекание ТС по длине РБ 1 и истечение ее через отверстия истечения 8 с клапанами 9, выполненными в оболочке РБ 4 вблизи основания РБ 1, в процессе которых термостатируют ПО 2.

Ниже следует порядок выполнения действий на примере определения искомой температуры на входе в РБ 1 для реализации оптимального теплового режима нагрева ПО 2.

1. Исключают источники тепловыделения в РБ1 1 (отключают приборы ПО 12).

2. Осуществляют вдув в РБ 1, фиксируя параметры вдува и на входе в РБ 1.

В процессе вдува с постоянной по времени температурой на входе в РБ 1 происходит непрерывное изменение температуры корпуса ПО 2 и температуры газовой среды в ПО 2 до выхода на стационарный режим. При этом в процессе вдува измеряют температуру корпуса датчиком температуры корпуса ПО 10 и температуру газовой среды в ПО 2 датчиком температуры газовой среды внутри корпуса 11 (фиг.2) в течение характерного времени t₁ до достижения установившихся значений и и . По результатам эксперимента устанавливают эффективную температуру газовой среды на поверхности ПО 2 и соответствующее время t₁ (фиг.3).

3. После этого повторно вдувают ТС с температурой в интервале времени от t_1н до t ₂, также до установившихся значений и . При этом измеряют параметр датчиком температуры корпуса ПО 10 и датчиком газовой среды внутри корпуса ПО 11 (фиг.4).

4. С использованием определенных значений Т _эф (фиг.3), (фиг.4), а также расчетного значения массы (m) и среднемассовой теплоемкости ПО 4 (с_р) по формуле, полученной из уравнения баланса тепла для периода времени t ₂-t_1н, определяют параметр теплопередачи _эфS_эф:

где:

m - масса ПО;

c _р - средняя теплоемкость ПО;

_эф - средний коэффициент теплопередачи;

S_эф - эффективная площадь боковой поверхности ПО.

5. С использованием полученных значений Т _эф и _эфS_эф устанавливают зависимость количества тепла q, снимаемого с поверхности ПО 4, от температуры его поверхности

которую сравнивают с количеством тепла, выделяемого в процессе работы приборов q_ВН (фиг.5).

Величину q_вн определяют по паспортным данным приборов.

Система термостатирования считается работоспособной при выполнении требования q_вн q при (на фиг.5 соответствует заштрихованной области) при искомых эксплуатационных параметрах вдува на входе в РБ (G ₁ ^РБ, T₂ ^РБ).

6. В случае невыполнения условия охлаждения ПО 2 изменяют последовательно температуру ТС Т ^РБ на входе в РБ 1 или изменяют конструкцию бортовой системы термостатирования (БСТ) и повторяют процедуру по пунктам 1-5.

Из фиг.5 также следует, что для обеспечения требуемой по условиям эксплуатации температуры поверхности ПО 4 для прототипа требуется более интенсивное охлаждение ПО по сравнению с предлагаемым техническим решением (q ₁>q₂), что приводит к неоптимальным параметрам вдува на входе в РБ 2 в течение всего периода предстартовой подготовки РБ (10÷20 ч) и к излишним энергетическим затратам на эксплуатацию ВСОТР.

Таким образом, повышают точность определения количества тепла, снимаемого с поверхности ПО 2, в зависимости от температуры его поверхности, что приводит к выполнению поставленной задачи - определению эксплуатационных параметров вдува на входе в РБ, обеспечивающих оптимальные тепловые режимы нагрева ПО 2. Одновременно подтверждают работоспособность бортовой системы термостатирования (БСТ).

В частном случае, когда отсутствует внутренний теплоподвод (q_вн =0) к ОТ, техническое решение также может быть применено, например, для термостатирования твердотопливных ракетных блоков и других объектов.

В настоящее время техническое решение прошло экспериментальную отработку на одном из вариантов РБ РН.

Литература

1. Космодром, под ред. проф. А.П.Вольского, ВИ МО СССР, М., 1977, с.204.