RU2184912C2

RU2184912C2 - Устройство для воздушного термостатирования космических объектов

Info

Publication number: RU2184912C2
Application number: RU2000119180A
Authority: RU
Inventors: В.П. Сборец; Ю.К. Чечулин; Г.Ф. Чумаченко
Priority date: 2000-07-20
Filing date: 2000-07-20
Publication date: 2002-07-10

Abstract

Устройство содержит источник воздухоснабжения в виде ресиверов со сжатым воздухом, трубопровод подачи, проложенный по кабель-мачте пускового устройства и соединенный с бортовым разъемным соединением, расположенным на боковой поверхности космического объекта. На трубопроводе подачи расположены электронагреватель воздуха и охладитель воздуха. Последовательно соединенные емкость с жидким азотом, газификатор и электронагреватель азота подсоединены через заслонку к трубопроводу подачи после электронагревателя воздуха. Емкость с азотом через заслонку подсоединена к трубопроводу подачи между управляемой арматурой и редуктором. Бортовое разъемное соединение расположено на боковой поверхности космического объекта и соединено с трубопроводом подачи, проложенным по кабель-мачте пускового устройства. Использование изобретения позволит обеспечить высокую эффективность, надежность и пожаробезопасность для ракетоносителей, заправляемых жидким водородом. 1 ил.

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к наземным средствам термостатирования, и предназначено для обеспечения и автоматического поддержания необходимых температурных режимов космических объектов на стартовой позиции путем подачи в них термостатирующих газов (воздуха и азота) высокого давления в широком диапазоне температур при любых климатических и метеорологических условиях, в любое время года и суток. При этом в зависимости от температуры окружающей среды (зимой и летом) возникает необходимость в нагреве или охлаждении газов. После установки ракетоносителя на стартовое устройство в космический объект подается воздух с требуемыми параметрами. Если космические объекты запускаются ракетоносителями, использующими в качестве топлива жидкий водород, а окислителя - жидкий кислород, то с момента начала заправки ракетоносителя жидким водородом необходимо создать в космическом объекте нейтральную среду путем перехода с подачи в объект воздуха на подачу азота с теми же параметрами, что предотвратит возможность возникновения пожара в случае наличия утечек водорода.

Известно устройство для воздушного термостатирования головного блока ракетоносителя на стартовой позиции (Космодром. Под общей редакцией А.П. Вольского, М. : Воениздат, 1977, с. 207-213, рис. 6, 3), которое может рассматриваться в качестве аналога. Это устройство содержит источник воздухоснабжения в виде воздушных вентиляторов, трубопровод подачи воздуха с фильтром и управляемой арматурой, охладители воздуха первой и второй ступени, холодильный центр, соединенный с охладителями воздуха при помощи жидкостных магистралей с запорно-регулирующей арматурой и электронагреватель.

Главным недостатком этого устройства является то, что ферма обслуживания отводится от ракетоносителя за значительное время до пуска и одновременно отстыковываются связи устройства воздушной системы термостатирования с космическим объектом. В результате происходит преждевременное прекращение воздушного термостатирования космического объекта, что приводит к нарушению его температурного режима, необходимого для нормального функционирования.

В случае же аварийного выключения двигательной установки ракетоносителя в процессе запуска возобновление связи устройства воздушной системы термостатирования с космическим объектом после подвода фермы обслуживания к ракетоносителю требует большого времени.

Указанные обстоятельства в зависимости от окружающих условий (зима, лето) и продолжительности стоянки ракетоносителя могут привести к нарушению заданного температурного режима космического объекта, что недопустимо, или к необходимости включения бортовой системы терморегулирования космического объекта, что приведет к частичному израсходованию запаса энергии и ресурса этой системы до пуска ракетоносителя, что экономически и технически не выгодно и снижает уровень ракетно-космической техники.

Проведенные нами патентные исследования показали, что наиболее близким по технической сущности является устройство для воздушного термостатирования космических объектов по патенту РФ 2135910 МКИ⁶ F 25 В 29/00, 25/00, которое выбрано в качестве прототипа предлагаемого устройства.

Это устройство содержит источник воздухоснабжения в виде ресиверов сжатого воздуха, трубопровод подачи, соединяющий источник воздухоснабжения с бортовым разъемным соединением, охладитель воздуха и связанные с ним жидкостные магистрали, емкость с охлаждающей жидкостью, насос и холодильную машину, электронагреватель и трубопровод малого диаметра, проложенный внутри ракетоносителя и соединяющий бортовое разъемное соединение с космическим объектом.

Это устройство позволяет термостатировать космический объект до момента пуска ракетоносителя, но при этом обладает следующими недостатками:
1. Прокладка трубопровода внутри ракетоносителя приводит к усложнению и утяжелению конструкции ракетоносителя, необходимости иметь дополнительное разъемное соединение между ракетоносителем и космическим объектом, что приводит к уменьшению веса полезной нагрузки, выводимой на орбиту.

2. При использовании в качестве компонента топлива жидкого водорода не обеспечивается пожаробезопасность космического объекта в период заправки ракетоносителя жидким водородом и стоянки заправленного ракетоносителя в случае задержки пуска ввиду возможных утечек паров водорода и попадания их в космический объект, где находится воздух, содержащий кислород, что может привести к пожару или взрыву водородно-кислородной газовой смеси.

Наличие указанных недостатков снижает эффективность, надежность и пожаробезопасность комплекса наземного оборудования и может привести к возникновению пожара или даже взрыву.

Поставленная техническая задача решается тем, что устройство для воздушного термостатирования космических объектов, выводимых на заданную орбиту, содержащее источник воздухоснабжения, выполненный в виде ресиверов сжатого воздуха, трубопровод подачи с фильтром и управляемой арматурой, соединяющий источник воздухоснабжения через редуктор с бортовым разъемным соединением, охладитель воздуха и связанные с ним жидкостные магистрали с запорно-регулирующей арматурой, емкость с охлаждающей жидкостью, насос, холодильную машину и электронагреватель воздуха, снабжено последовательно соединенными емкостью с жидким азотом, газификатором и электронагревателем азота, подсоединенным через одну заслонку к трубопроводу подачи после электронагревателя воздуха, а через другую заслонку соединенным с окружающей средой, при этом емкость с жидким азотом через заслонку подсоединена к трубопроводу подачи между управляемой арматурой и редуктором, а бортовое разъемное соединение расположено на боковой поверхности космического объекта и соединено с трубопроводом подачи, проложенным по кабель мачте пускового устройства.

Сравнительный анализ признаков известных технических решений, содержащихся в рассмотренном аналоге, прототипе и предлагаемом устройстве показал, что заявляемая совокупность признаков предлагаемого устройства для воздушного термостатирования космических объектов соответствует критерию изобретения "существенные отличия".

Сущность предлагаемого изобретения поясняется чертежом.

Устройство для воздушного термостатирования космического объекта 1, установленного на ракетоносителе 2, содержит источник воздухоснабжения 3 в виде ресиверов сжатого воздуха, заполняемых через фильтр 4 компрессором 5, трубопровод подачи 6, проложенный по кабель-мачте 7 пускового устройства 8, соединяющий через фильтр 9, редуктор 10 и пульт с управляемой арматурой 11 источник воздухоснабжения 3 с бортовым разъемным соединением 12, расположенным на боковой поверхности космического объекта 1. На трубопроводе подачи 6 установлены также электронагреватель воздуха 13 и охладитель воздуха 14, связанный с емкостью 15 с охлаждающей жидкостью жидкостными магистралями 16 с запорно-регулирующей арматурой 17 через насос 18 и холодильную машину 19. Дополнительно в состав устройства включены: емкость с жидким азотом 20, соединенная через заслонку 21 с трубопроводом подачи 6 между управляемой арматурой 11 и редуктором 10, а через газификатор 22 с электронагревателем азота 23, который через заслонку 24 соединен с трубопроводом подачи 6, а через заслонку 25 с окружающей средой.

Работа устройства воздушно-азотного термостатирования начинается с момента установки ракетоносителя 2 на пусковое устройство 8, подведения кабель-мачты 8 и подсоединения трубопровода подачи 6 к бортовому разъемному соединению 12 космического объекта 1, а заканчивается в момент пуска ракетоносителя.

До начала работы устройство приводится в готовность:
- компрессором 5 заполняют сжатым до давления 40 МПа воздухом ресиверы 3;
- емкость 15 заполняют охлаждающей жидкостью, например антифризом;
- емкость 20 заполняют жидким азотом.

После установки ракетоносителя 2 на пусковое устройство 8 и подстыковки трубопровода подачи 6 к бортовому разъемному соединению 12 на пульте 11 открывают соответствующие клапаны и воздух из ресивера 3 через фильтр 9 поступает в редуктор 10, где его давление понижается до требуемой величины, например 7 МПа, и воздух поступает в охладитель 14. В летнее время года воздух в охладителе 14 охлаждается до требуемой температуры, например минус 5^oС, при теплообмене с охлаждающей жидкостью, которая подается насосом 18 из емкости 15. Охлаждение жидкости производится в холодильной машине 19.

В зимнее время года охлаждающую жидкость в охладитель 14 не подают, а нагрев воздуха до требуемой температуры, например 80^oС, производят в электронагревателе воздуха 13.

Перед началом заправки ракетоносителя жидким водородом начинается подготовка к подаче в трубопровод 6 газообразного азота. Открывают заслонку 21 и воздух давлением 7 МПа поступает в емкость с жидким азотом 20, вытесняя жидкий азот в газификатор 22, где он газифицируется и поступает для нагрева в электронагреватель азота 23, а затем через заслонку 25 в окружающую среду. После достижения требуемой температуры газообразного азота (равной температуре воздуха, подаваемого в космический объект) заслонку 25 закрывают и открывают заслонку 24, при этом одновременно на пульте 11 перекрывают клапаны подачи воздуха в трубопровод подачи 6. В результате в космический объект подается азот, который создает в нем нейтральную среду, препятствующую возможности возникновения пожара в случае утечек газообразного водорода и обеспечивает требуемый температурный режим космического объекта.

Таким образом, заявляемое устройство для воздушного термостатирования космических объектов, благодаря совокупности существенных признаков, изложенных в формуле изобретения, делает возможным обеспечение заданного температурного режима космического объекта от начала термостатирования до момента пуска ракетоносителя, обеспечивая высокую эффективность, надежность и пожаробезопасность для ракетоносителей, заправляемых жидким водородом.

Предлагаемое устройство воздушного термостатирования намечается использовать для обеспечения температурного режима перспективных космических объектов типа КВРБ и УКВБ, использующих в качестве топлива жидкий водород, запуск которых планируется проводить при помощи ракетоносителя "Протон".

Claims

Устройство для воздушного термостатирования космических объектов, выводимых ракетоносителем на заданную орбиту, содержащее источник воздухоснабжения, выполненный в виде ресиверов сжатого воздуха, трубопровод подачи с фильтром и управляемой арматурой, соединяющий источник воздухоснабжения через редуктор с бортовым разъемным соединением, охладитель воздуха и связанные с ним жидкостные магистрали с запорно-регулирующей арматурой, емкость с охлаждающей жидкостью, насос, холодильную машину и электронагреватель воздуха, отличающееся тем, что оно снабжено последовательно соединенными емкостью с жидким азотом, газификатором и электронагревателем азота, подсоединенным через одну заслонку к трубопроводу подачи после электронагревателя воздуха, а через другую заслонку соединенным с окружающей средой, при этом емкость с жидким азотом через заслонку подсоединена к трубопроводу подачи между управляемой арматурой и редуктором, а бортовое разъемное соединение расположено на боковой поверхности космического объекта и соединено с трубопроводом подачи, проложенным по кабель-мачте пускового устройства.