RU2678731C1 - Method for maintenance of thermal rate of onboard devices in compartment of space launch vehicles - Google Patents

Method for maintenance of thermal rate of onboard devices in compartment of space launch vehicles Download PDF

Info

Publication number
RU2678731C1
RU2678731C1 RU2018117475A RU2018117475A RU2678731C1 RU 2678731 C1 RU2678731 C1 RU 2678731C1 RU 2018117475 A RU2018117475 A RU 2018117475A RU 2018117475 A RU2018117475 A RU 2018117475A RU 2678731 C1 RU2678731 C1 RU 2678731C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
compartment
gas component
gas
atomizer
ground
Prior art date
Application number
RU2018117475A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2678731C9 (en
Inventor
Сергей Дмитриевич Богданов
Евгений Александрович Воронин
Юрий Михайлович Иваненко
Олег Геннадьевич Лагно
Сергей Владимирович Леденейкин
Ольга Николаевна Николаева
Владимир Сергеевич Солунин
Александр Дмитриевич Сторож
Original Assignee
Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" filed Critical Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС"
Priority to RU2018117475A priority Critical patent/RU2678731C9/en
Priority claimed from RU2018117475A external-priority patent/RU2678731C9/en
Publication of RU2678731C1 publication Critical patent/RU2678731C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2678731C9 publication Critical patent/RU2678731C9/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/46—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions
    • B64G1/50—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions for temperature control
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F24—HEATING; RANGES; VENTILATING
    • F24F—AIR-CONDITIONING; AIR-HUMIDIFICATION; VENTILATION; USE OF AIR CURRENTS FOR SCREENING
    • F24F13/00—Details common to, or for air-conditioning, air-humidification, ventilation or use of air currents for screening
    • F24F13/02—Ducting arrangements
    • F24F13/06—Outlets for directing or distributing air into rooms or spaces, e.g. ceiling air diffuser

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Biodiversity & Conservation Biology (AREA)
  • Environmental & Geological Engineering (AREA)
  • Environmental Sciences (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • Toxicology (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)

Abstract

FIELD: rocket and space technology.SUBSTANCE: method for maintenance of the thermal rate of onboard devices in the compartment of a space launch vehicle (SLV) includes the introduction of the main gas pipeline and the flow of the gas component through the spray of variable cross-section into the compartment in the bottom-up direction with the subsequent ejection of the gas component through the outflow openings in the lower part of the compartment. Prior to the commencement of the supply of a gas component from a main gas duct to a variable-section atomizer, it is supplied from ground-based gas ducts. Gas component is supplied to the space of the onboard equipment compartment through two concentric rows of sprayer openings. One row of holes provides the feed along the peripheral part of the compartment, the other – by means of the deflector directing the gas component at an angle to the longitudinal axis of the compartment, providing a feed to its central part. After stopping the supply of the gas component to the atomizer from the ground-based gas ducts, the gas component is supplied from the main gas duct to one of the sectors of the atomizer of variable cross-section to the zone of the injection port from the ground gas duct.EFFECT: increasing the efficiency of temperature control of on-board instruments of the SLV.1 cl, 7 dwg

Description

Изобретение относятся к ракетно-космической технике, и предназначено для обеспечения температурного режима приборов системы управления ракеты-носителя на этапах наземной подготовки к пуску при размещении их в отсеке ракетного блока ракеты космического назначения.The invention relates to rocket and space technology, and is intended to ensure the temperature regime of the devices of the control system of the launch vehicle at the stages of ground preparation for launch when placing them in the compartment of the rocket block of a space rocket.

Известен способ обеспечения теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком в составе ракеты космического назначения и устройство для его реализации (патент RU №2543441 п. 1 - прототип), включающий подведение газового компонента к распылителю по подводящему магистральному газоводу ракеты космического назначения и его подачу в направлении снизу вверх, при этом создается равномерно распределенное течение в пространстве вдоль полезной нагрузки и сборочно-защитного блока, с последующим его выбросом через отверстия в нижней части сборочно-защитного блока.There is a method of providing thermal conditions and cleanliness of the medium for the payload under the assembly and protective unit as part of a space rocket and a device for its implementation (patent RU No. 2543441 p. 1 - prototype), which includes bringing the gas component to the atomizer through the supply gas main of the space rocket destination and its flow in the direction from the bottom up, this creates a uniformly distributed flow in space along the payload and the assembly-protective block, with its subsequent discharge through a verst at the bottom of the assembly and protective block.

Недостатком известного технического решения является его низкая эффективность обеспечения теплового режима бортовых приборов в отсеке ракеты космического назначения:A disadvantage of the known technical solution is its low efficiency of providing the thermal regime of on-board devices in the space rocket compartment:

- при частичном совмещении стенок отсека со стенками криогенного топливного бака ракеты, что обуславливает невозможность обеспечения стабильной температуры газового компонента, которая необходима вокруг определенной части бортовых приборов системы управления, из-за того, что при заправке бака ракеты криогенным топливом значительно увеличиваются тепловые потери газового компонента в отсеке, вызванные увеличенным теплообменом со стенкой бака, что приводит к значительному снижению температуры газового компонента в отсеке.- when the walls of the compartment are partially combined with the walls of the cryogenic fuel tank of the rocket, which makes it impossible to provide a stable temperature of the gas component, which is needed around a certain part of the on-board devices of the control system, due to the fact that when refueling the tank of the rocket with cryogenic fuel, the heat loss of the gas component significantly increases in the compartment caused by increased heat exchange with the tank wall, which leads to a significant decrease in the temperature of the gas component in the compartment.

- из-за недостаточной пропускной способности газовода с малой площадью проходного сечения, необходимой для создания комфортных температурных условий для бортовых приборов в течение длительной стоянки ракеты космического назначения на стартовом комплексе при низких или высоких температурах окружающей среды, а также при захолаживании криогенным топливом ракеты стенки отсека, одновременно являющейся стенкой криогенного топливного бака ракеты;- due to the insufficient throughput of the gas duct with a small passage area necessary to create comfortable temperature conditions for on-board devices for a long-term space rocket stay at the launch complex at low or high ambient temperatures, as well as when the rocket compartment is cooled by cryogenic fuel simultaneously being the wall of the cryogenic rocket fuel tank;

- при их установке вблизи несущей оболочки отсека, так как при равномерно выровненном по поперечному сечению отсека течении с низкой скоростью газового компонента, в зазоре между несущей оболочкой отсека и приборами возможно образование застойных зон, где температура газового компонента, по этой причине, не будет находиться в допустимом для приборов диапазоне значений;- when they are installed near the supporting shell of the compartment, since when the flow at a low velocity of the gas component is uniformly aligned over the cross section of the compartment, stagnation zones may occur in the gap between the supporting shell of the compartment and the instruments, where the temperature of the gas component, therefore, will not be in the range of values acceptable for devices;

Задачей предложенного технического решения является повышение эффективности обеспечения теплового режима бортовых приборов системы управления ракетой космического назначения.The objective of the proposed technical solution is to increase the efficiency of providing the thermal regime of on-board devices of a space rocket control system.

Поставленная задача достигается тем, что в способе обеспечения теплового режима бортовых приборов в отсеке ракеты космического назначения включающего подведение по магистральному газоводу и подачу газового компонента через распылитель переменного сечения в отсек в направлении снизу вверх с последующим выбросом газового компонента через отверстия истечения в нижней части отсека, до начала подачи в распылитель переменного сечения газового компонента из магистрального газовода осуществляют подачу его из наземных газоводов, обеспечивая из распылителя переменного сечения, разделенного перегородками на два газодинамически не связанных сектора, с распределением в них газового компонента на два противоположно направленных потока посредством рассекателей, которые устанавливают в каждом секторе распылителя в зоне отверстий вдува из наземных газоводов, подачу в пространство отсека бортовых приборов через два концентрических ряда отверстий распылителя, одним рядом отверстий обеспечивают подачу газового компонента вдоль периферийной части отсека, другим, расположенным ближе к продольной оси отсека, посредством дефлектора направляют под углом к продольной оси отсека, обеспечивая подачу газового компонента в его центральную часть, а после прекращения подачи газового компонента в распылитель из наземных газоводов, газовый компонент подают из магистрального газовода в один из секторов распылителя переменного сечения в зону отверстия вдува из наземного газовода, также при этом газовый компонент последовательно подают в нижнюю часть замкнутой полости разделительной оболочки, в которой размещают часть бортовых приборов, которые необходимо эксплуатировать при стабильной температуре газового компонента, первоначально через отверстие вдува из наземного газовода в несущей оболочке отсека ракеты, затем из внутренней полости распылителя и далее из магистрального газовода, при этом поступающий газовый компонент в полость разделительной оболочки, перетекая через отверстия перегородок, размещенных между бортовыми приборами и обтекая их истекает через верхние отверстия истечения разделительной оболочки в отсек бортовых приборов, при этом контролируют и поддерживают в требуемом диапазоне температуру газового компонента на входе в полость разделительной оболочки.This object is achieved in that in a method for providing thermal conditions for on-board devices in a space rocket compartment, including supplying through a main gas duct and supplying a gas component through a variable cross-section atomizer to the compartment in the direction from the bottom up, followed by the ejection of the gas component through the outflow openings in the lower part of the compartment, Prior to the start of supplying to the atomizer of a variable section of the gas component from the main gas duct, it is supplied from the ground gas ducts, ensuring from a sprayer of variable cross-section, divided by partitions into two gasdynamically unconnected sectors, with the distribution of the gas component into two oppositely directed flows by means of dividers, which are installed in each sprayer sector in the zone of injection holes from the ground gas ducts, feeding into the space of the on-board instrument compartment through two concentric rows of atomizer openings, one row of openings provides gas component supply along the peripheral part of the compartment, and the other, located m closer to the longitudinal axis of the compartment, by means of a deflector they are directed at an angle to the longitudinal axis of the compartment, providing a gas component to its central part, and after the gas component has ceased to be supplied to the atomizer from ground gas ducts, the gas component is supplied from the main gas duct to one of the variable atomizer sectors sections into the zone of the injection hole from the ground gas duct, while the gas component is successively fed into the lower part of the closed cavity of the separation shell, in which the part on-board instruments that must be operated at a stable temperature of the gas component, initially through the injection hole from the ground gas duct in the carrier shell of the rocket compartment, then from the internal cavity of the atomizer and further from the main gas duct, while the incoming gas component into the cavity of the separation shell, flowing through the openings of the partitions located between the airborne devices and flowing them out through the upper openings of the flow of the separation shell into the compartment of the airborne devices, m control and maintain in the required range the temperature of the gas component at the entrance to the cavity of the separation shell.

Сущность технического решения поясняется чертежами:The essence of the technical solution is illustrated by the drawings:

Фиг. 1 - представлен общий вид компоновки элементов, предназначенных для обеспечения теплового режима бортовых приборов в отсеке ракеты космического назначения;FIG. 1 - presents a General view of the layout of the elements designed to ensure the thermal regime of on-board devices in the space rocket compartment;

Фиг. 2 - представлен выносной элемент с фиг. 1 (компоновка замкнутой полости разделительной оболочки со схемой движения газового компонента);FIG. 2 - a remote element of FIG. 1 (layout of a closed cavity of a separation shell with a gas component motion diagram);

Фиг. 3 - представлен вид по стрелке Б с фиг. 1 (компоновка распылителя и схема подачи газового компонента в распылитель);FIG. 3 is a view along arrow B of FIG. 1 (atomizer layout and gas component supply circuit to the atomizer);

Фиг. 4 - представлен выносной элемент В с фиг. 3 (компоновка рассекателя в секторе распылителя, где отсутствует подача газового компонента из магистрального газовода и схема движения газового компонента);FIG. 4 - a remote element B of FIG. 3 (layout of the divider in the atomizer sector, where there is no gas component supply from the main gas duct and the gas component motion scheme);

Фиг. 5 - представлен выносной элемент Г с фиг. 3 (компоновка рассекателя в секторе распылителя, куда обеспечивается подача газового компонента из магистрального газовода и схема движения газового компонента);FIG. 5 - a remote element G of FIG. 3 (layout of the divider in the atomizer sector, where the gas component is supplied from the main gas duct and the gas component movement scheme);

Фиг. 6 - представлен выносной элемент Ж с фиг. 7 и вид по стрелке И с фиг. 6 (компоновка распылителя);FIG. 6 - presents the remote element W from FIG. 7 and a view along arrow And from FIG. 6 (atomizer layout);

Фиг. 7 - представлено сечение Д-Д с фиг. 3 (компоновка распылителя и отверстий сброса газового компонента со схемой течения газового компонента, подаваемого в отсек из распылителя).FIG. 7 is a section DD of FIG. 3 (arrangement of the atomizer and the discharge holes of the gas component with the flow diagram of the gas component supplied to the compartment from the atomizer).

Способ обеспечения теплового режима бортовых приборов 1 в отсеке 2 ракеты космического назначения включающий подведение по магистральному газоводу 3 и подачу газового компонента через распылитель переменного сечения 4 в отсек 2 в направлении снизу вверх с последующим выбросом газового компонента через отверстия истечения 5 в нижней части отсека 2, иллюстрируется схемой течения газового компонента на компоновках (фиг. 1, 3, 7).A method of ensuring the thermal regime of on-board devices 1 in compartment 2 of a space rocket, including supplying through the main gas duct 3 and supplying the gas component through a variable nozzle 4 to compartment 2 in the direction from the bottom up, followed by the ejection of the gas component through outflow openings 5 in the lower part of compartment 2, illustrated by the flow diagram of the gas component on the layouts (Fig. 1, 3, 7).

До начала подачи в распылитель переменного сечения 4 газового компонента из магистрального газовода 3 осуществляют подачу его из наземных газоводов 19 (фиг. 1, 3), обеспечивая из распылителя переменного сечения 4, разделенного перегородками 6 на два газодинамически не связанных сектора (фиг. 3), с распределением в них газового компонента на два противоположно направленных потока посредством рассекателей 7, которые устанавливают в каждом секторе распылителя 4 в зоне отверстий вдува 8 из наземных газоводов 19 (фиг. 3, 4, 5), подачу в пространство отсека бортовых приборов 2 через два концентрических ряда 9 отверстий распылителя 4, одним рядом 9 отверстий обеспечивают подачу газового компонента вдоль периферийной части отсека 2, другим, расположенным ближе к продольной оси отсека 2, посредством дефлектора 10 направляют под углом к продольной оси отсека 2, обеспечивая подачу газового компонента в его центральную часть (фиг. 3, 6, 7), а после прекращения подачи газового компонента в распылитель 4 из наземных газоводов 19, газовый компонент подают из магистрального газовода 3 в один из секторов распылителя переменного сечения- 4 в зону отверстия вдува 8 из наземного газовода 19 (фиг. 1, 3, 5), также при этом газовый компонент последовательно подают в нижнюю часть замкнутой полости 11 разделительной оболочки 12, в которой размещают часть бортовых приборов 1, которые необходимо эксплуатировать при стабильной температуре газового компонента, первоначально через отверстие вдува 13 из наземного газовода 19 в несущей оболочке 14 отсека 2 ракеты (фиг. 1, 2, 3), затем из внутренней полости 15 распылителя 4 и далее из магистрального газовода 3 (фиг. 1, 2), при этом поступающий газовый компонент в полость 11 разделительной оболочки 12, перетекая через отверстия 16 перегородок 17, размещенных между бортовыми приборами 1 и обтекая их истекает через верхние отверстия истечения 18 разделительной оболочки 12 в отсек бортовых приборов 2 (фиг. 2, 3), при этом контролируют и поддерживают в требуемом диапазоне температуру газового компонента на входе в полость 11 разделительной оболочки 12 датчиками температуры 20 (фиг. 2).Prior to the start of supplying a gas component from a gas main 3 to a sprayer of variable cross-section 4, it is supplied from ground gas ducts 19 (Figs. 1, 3), providing from a sprayer of variable cross-section 4 divided by partitions 6 into two gas-unrelated sectors (Fig. 3) , with the distribution of the gas component into two oppositely directed flows by means of dividers 7, which are installed in each sector of the atomizer 4 in the area of the injection holes 8 from the ground gas ducts 19 (Figs. 3, 4, 5), the compartment is fed into the space and on-board devices 2 through two concentric rows 9 of the holes of the atomizer 4, one row of 9 holes supply the gas component along the peripheral part of the compartment 2, the other, located closer to the longitudinal axis of the compartment 2, through the deflector 10 are directed at an angle to the longitudinal axis of the compartment 2, providing the supply of the gas component to its central part (Fig. 3, 6, 7), and after the supply of the gas component to the sprayer 4 from the ground gas ducts 19 is stopped, the gas component is supplied from the main gas duct 3 to one of the spray sectors alternator of variable cross-section 4 into the zone of the injection hole 8 from the ground gas duct 19 (Fig. 1, 3, 5), while the gas component is also sequentially fed into the lower part of the closed cavity 11 of the separation shell 12, in which part of the on-board devices 1 are placed, which must be operated at a stable temperature of the gas component, initially through the injection hole 13 from the ground gas duct 19 in the supporting shell 14 of the rocket compartment 2 (Fig. 1, 2, 3), then from the inner cavity 15 of the atomizer 4 and then from the main gas duct 3 (Fig. 1, 2), while the incoming gas component into the cavity 11 of the separation shell 12, flowing h the cut of the opening 16 of the partitions 17 located between the airborne devices 1 and flowing them out through the upper openings of the outflow 18 of the separation shell 12 into the compartment of the airborne devices 2 (Fig. 2, 3), while monitoring and maintaining the temperature of the gas component at the inlet the cavity 11 of the separation shell 12 temperature sensors 20 (Fig. 2).

Разделение распылителя 4 на два газодинамически независимых сектора посредством перегородок 6, каждый из которых имеет отверстия вдува 8, позволяет обеспечить необходимое распределенное истечение газового компонента в отсек 2. Каждый из секторов распылителя 4 имеет переменное поперечное проходное сечение, уменьшающееся в направлении от отверстия вдува 8 к перегородкам 6. Переменное проходное сечение уменьшает изменение статического давления газового компонента по длине распылителя 4 и тем самым обеспечивается более равномерный его расход из отверстий 9. Количество отверстий 9 по направлению от отверстия вдува 8 к перегородкам 6 имеет различное значения на различных участках распылителя, что обеспечивает распределенное значение расходов в пространстве отсека 2.The separation of the sprayer 4 into two gas-dynamic independent sectors by means of partitions 6, each of which has injection holes 8, allows for the necessary distributed outflow of the gas component into the compartment 2. Each of the sprayer sectors 4 has a variable cross-sectional area, decreasing in the direction from the injection hole 8 to to the partitions 6. A variable passage section reduces the change in the static pressure of the gas component along the length of the atomizer 4 and thereby ensures a more uniform distribution od of the holes 9. The number of holes 9 in the direction of the injection hole 8 of the partition walls 6 has different values in different parts of the sprayer that provides distributed value costs in space compartment 2.

Рассекатели 7 позволяют разделить газовый компонент на входе в сектор распылителя 4 на два примерно равных по расходу потока, что обеспечивает более равномерное распределение расхода потоков газового компонента в рассекателе 4. Также рассекатели 7 позволяют снизить гидравлические потери давления газового компонента за счет его плавного поворота на входе в распылитель.The dividers 7 make it possible to divide the gas component at the inlet to the sprayer sector 4 into two approximately equal flow rates, which provides a more uniform distribution of the flow rate of the gas component flows in the divider 4. Also, the dividers 7 allow to reduce the hydraulic pressure loss of the gas component due to its smooth rotation at the inlet into the spray gun.

Продольная ось наземного газовода 19 взаимодействующего с отверстием 8 может не пересекаться с продольной осью отсека 2 для того, чтобы обеспечить возможность его расстыковки с отверстием 8 в автоматическом режиме, то есть, например, ходом колон агрегатов обслуживания стартового комплекса. При этом продольная ось газовода 19 должна находиться в плоскости параллельной направлению отвода колон агрегатов обслуживания. В этом случае устройство рассекателя также позволяет разделить газовый компонент на два примерно равных по расходу потока.The longitudinal axis of the ground gas duct 19 interacting with the hole 8 may not intersect with the longitudinal axis of the compartment 2 in order to enable its undocking with the hole 8 in automatic mode, that is, for example, by running the columns of the maintenance units of the launch complex. In this case, the longitudinal axis of the gas duct 19 should be in a plane parallel to the direction of removal of the columns of the service units. In this case, the divider device also allows you to divide the gas component into two approximately equal in flow rate.

Рассекатели 7 могут быть выполнены в виде двух диффузоров прямоугольного сечения с изогнутыми осями. При этом часть газового компонента взаимодействует с внешней поверхностью рассекателя 7.The dividers 7 can be made in the form of two rectangular diffusers with curved axes. While part of the gas component interacts with the outer surface of the divider 7.

Концентрические ряды 9 отверстий истечения в верхней части распылителя 4 обеспечивают подачу газового компонента к бортовым приборам в отсеке 2 следующим образом. Концентрический ряд отверстий, расположенный ближе к несущей оболочке 14 отсека 2 обеспечивает подачу газового компонента вдоль периферийной части отсека 2, а ряд, расположенный ближе к продольной оси отсека 2 осуществляет подачу в его центральную часть. Тем самым обеспечивается обдув бортовых приборов 1 по всему пространству отсека 2. При этом суммарную площадь ряда отверстий 9, расположенных ближе к продольной оси отсека 2 выполняют в два раза больше, чем суммарную площадь ряда отверстий, расположенных ближе к несущей оболочке 14.Concentric rows 9 of the outflow openings in the upper part of the atomizer 4 provide the gas component to the airborne devices in compartment 2 as follows. A concentric row of holes located closer to the bearing shell 14 of the compartment 2 provides a gas component along the peripheral part of the compartment 2, and a row located closer to the longitudinal axis of the compartment 2 feeds into its central part. This ensures that airborne devices 1 are blown over the entire space of compartment 2. Moreover, the total area of a number of holes 9 located closer to the longitudinal axis of compartment 2 is twice as large as the total area of a number of holes located closer to the bearing shell 14.

Газовый компонент распространяясь по периферийной части отсека 2 обеспечивает отсутствие застойных зон между бортовой аппаратурой и несущей оболочкой 14.The gas component propagating along the peripheral part of the compartment 2 ensures the absence of stagnant zones between the onboard equipment and the supporting shell 14.

Подача газового компонента в один из секторов распылителя 4 от магистрального газовода 3 осуществляется в замкнутое пространство рассекателя 7, например, между двух диффузоров с изогнутой осью. Перетекание газового компонента из замкнутого пространства к отверстиям истечения 9 распылителя 4 осуществляется через отверстия на боковых поверхностях диффузоров рассекателя 7.The gas component is supplied to one of the sectors of the atomizer 4 from the main gas line 3 into the closed space of the divider 7, for example, between two diffusers with a curved axis. The flow of the gas component from the confined space to the outflow openings 9 of the atomizer 4 is carried out through the openings on the side surfaces of the diffusers of the divider 7.

В зоне части бортовых приборов 1 системы управления ракетой космического назначения необходимо обеспечить стабильную температуру газового компонента, то есть поддерживать в узком диапазоне значений. За примерно один час сорок минут до старта ракеты прекращается подача газового компонента в отверстия вдува 8 распылителя 4 из-за расстыковки от них наземных газовых магистралей 19 при отводе мобильной башни обслуживания. После этого подача газового компонента может осуществляться только по магистральному газоводу 3. Однако значение расхода газового компонента при этом значительно снижается из-за низкой пропускной способности газовода. Также, перед стартом ракеты заправляется бак ракеты криогенным топливом, что приводит к значительному снижению температуры поверхности тепловой изоляции (на рисунках не указана) днища бака, образующего нижнюю стенку отсека 2. Снижение расхода газового компонента и снижение температуры нижней стенки отсека 2 приводит к значительному снижению температуры газового компонента в отсеке 2, что не обеспечивает стабильную ее температуру. Для решения задачи по обеспечению стабильной температуры вокруг определенных бортовых приборов 1 в отсеке 2, устанавливается разделительная оболочка 12, отделяющая зону вокруг этих приборов от остального пространства отсека 2. Газовый компонент подается в нижнюю часть замкнутой полости 11 отсека 2, отделенную разделительной оболочкой 12. Далее газовый компонент, перетекая через отверстия 16 в перегородках 17, которые регламентируют расходы в различные полости, образованные перегородками 26, обтекают бортовые приборы 1. Температура в отделенной разделительной оболочкой 12 замкнутой полости 11 стабильна во время подготовки ракеты к пуску за счет отсутствия теплообмена с поверхностями отсека 2 со значительно изменяющимися температурами, вызывающими значительные изменения значений тепловых потерь газового компонента. Распределенное течение газового компонента в отделенной разделительной оболочкой 12 замкнутой полости 11 отсека 2 обеспечивает отсутствие застойных зон вокруг бортовых приборов 1.In the area of part of the on-board devices 1 of the space rocket control system, it is necessary to ensure a stable temperature of the gas component, that is, to maintain a narrow range of values. About one hour forty minutes before the launch of the rocket, the gas component stops flowing into the blowing openings 8 of the atomizer 4 due to undocking of the ground gas lines 19 from them when the mobile service tower is withdrawn. After that, the gas component can be supplied only through the main gas line 3. However, the gas component flow rate is significantly reduced due to the low gas throughput. Also, before launching the rocket, the rocket tank is filled with cryogenic fuel, which leads to a significant decrease in the temperature of the thermal insulation surface (not shown in the figures) of the bottom of the tank forming the lower wall of compartment 2. A decrease in the gas component consumption and a decrease in temperature of the lower wall of compartment 2 leads to a significant decrease temperature of the gas component in compartment 2, which does not provide a stable temperature. To solve the problem of ensuring a stable temperature around certain on-board devices 1 in compartment 2, a separation shell 12 is installed that separates the area around these devices from the rest of the space of compartment 2. The gas component is supplied to the lower part of the closed cavity 11 of compartment 2, separated by the separation shell 12. Next the gas component flowing through the holes 16 in the partitions 17, which regulate the flow rate into the various cavities formed by the partitions 26, flow around the on-board devices 1. The temperature is separated The dividing shell 12 of the closed cavity 11 is stable during the preparation of the rocket for launch due to the absence of heat exchange with the surfaces of the compartment 2 with significantly varying temperatures, causing significant changes in the values of the heat loss of the gas component. The distributed flow of the gas component in the separated separation shell 12 of the closed cavity 11 of the compartment 2 ensures the absence of stagnant zones around the on-board devices 1.

Обеспечения теплового режима бортовых приборов 1 в отсеке 2 ракеты космического назначения осуществляется следующим образом.Ensuring the thermal regime of airborne devices 1 in compartment 2 of a space rocket is as follows.

Сначала, на техническом комплексе при проведении электрических проверок бортовой аппаратуры подается газовый компонент через отверстие вдува 13 на силовой оболочке 14 в отделенную разделительной оболочкой 12 замкнутую полость 11 отсека 2. При этом, для исключения нерегламентированного перетекания газового компонента из замкнутой полости 11 в полость 15 распылителя 4 на отверстие в разделительной оболочке 12, которое взаимодействует с полостью 15 распылителя 4, устанавливается технологическая заглушка (на рисунках не показана). Отверстия вдува 8 распылителя 4 при этом закрыты шарнирно установленными клапанами (на рисунках не показаны). После окончания электрических проверок и окончания подачи газового компонента технологическая заглушка снимается, а также устанавливается другая заглушка (на рисунках не показана) на отверстие вдува 13. Газовый компонент перетекая через отверстия 16 истекает через отверстия 18 в остальную часть отсека 2 бортовых приборов и сбрасывается в окружающую среду через отверстия 5. Температура газового компонента при проведении электрических проверок поддерживается в требуемом диапазоне по датчикам температуры 20, установленным в замкнутой полости 11.First, at the technical complex, when conducting electrical checks of the on-board equipment, the gas component is fed through the injection hole 13 on the power shell 14 into the closed cavity 11 of compartment 2 separated by the separation shell 12. Moreover, to prevent unregulated flow of the gas component from the closed cavity 11 into the cavity 15 of the atomizer 4, a technological plug (not shown) is installed on the hole in the separation shell 12, which interacts with the cavity 15 of the spray gun 4. The injection holes 8 of the sprayer 4 are closed by pivotally mounted valves (not shown in the figures). After completing electrical checks and completing the supply of the gas component, the technological plug is removed, and another plug (not shown) is installed on the injection hole 13. The gas component flowing through holes 16 expires through holes 18 to the rest of the compartment 2 of the on-board devices and is discharged into the surrounding medium through openings 5. The temperature of the gas component during electrical inspections is maintained in the required range by temperature sensors 20 installed in closed bands ty 11.

На стартовом комплексе до отвода колон агрегатов обслуживания или площадок мобильной башни обслуживания от ракеты космического назначения, по которым подводятся к отсеку 2 наземные газоводы, газовый компонент подают в отверстия вдува 8. Часть газового компонента из распылителя 4 перетекает в отделенную разделительной оболочкой 12 замкнутую полости 11 отсека 2.At the launch complex, before the removal of the columns of service units or platforms of the mobile service tower from the space rocket, through which ground gas ducts are supplied to compartment 2, the gas component is fed into the injection holes 8. A part of the gas component from the atomizer 4 flows into the closed cavity 11 separated by the separation shell 12 compartment 2.

На стартовом комплексе после отвода колон агрегатов обслуживания или мобильной башни обслуживания газовый компонент подают в отсек 2 только по магистральному газоводу 3 в один из секторов распылителя 4 и в отделенную разделительной оболочкой 12 замкнутую полость 11 отсека 2. Отверстия вдува 8 распылителя 4 при этом закрыты шарнирно установленными клапанами (на рисунках не показаны).At the launch complex, after the removal of the service unit columns or the mobile service tower, the gas component is supplied to compartment 2 only through the main gas duct 3 to one of the sectors of the sprayer 4 and to the closed cavity 11 of the compartment 2 separated by the dividing shell 12. The blowing openings 8 of the sprayer 4 are thus hinged installed valves (not shown in the figures).

Таким образом, заявленное техническое решение позволяет обеспечить повышение эффективности термостатирования бортовых приборов в отсеке ракеты космического назначения и обеспечить стабильную температуры газового компонента вокруг определенной части бортовых приборов после отвода мобильной башни обслуживания и при заправке криогенным топливом бака ракеты, имеющего совещенную стенку с отсеком.Thus, the claimed technical solution makes it possible to increase the thermostating efficiency of on-board devices in the space rocket compartment and to ensure a stable temperature of the gas component around a certain part of the on-board devices after the mobile service tower is removed and when the rocket tank has a cased wall with a compartment filled with cryogenic fuel.

Claims (1)

Способ обеспечения теплового режима бортовых приборов в отсеке ракеты космического назначения, включающий подведение по магистральному газоводу и подачу газового компонента через распылитель переменного сечения в отсек в направлении снизу вверх с последующим выбросом газового компонента через отверстия истечения в нижней части отсека, отличающийся тем, что до начала подачи в распылитель переменного сечения газового компонента из магистрального газовода осуществляют подачу его из наземных газоводов, обеспечивая из распылителя переменного сечения, разделенного перегородками на два газодинамически не связанных сектора, с распределением в них газового компонента на два противоположно направленных потока посредством рассекателей, которые устанавливают в каждом секторе распылителя в зоне отверстий вдува из наземных газоводов, подачу в пространство отсека бортовых приборов осуществляют через два концентрических ряда отверстий распылителя, одним рядом отверстий обеспечивают подачу газового компонента вдоль периферийной части отсека, другим, расположенным ближе к продольной оси отсека, посредством дефлектора направляют под углом к продольной оси отсека, обеспечивая подачу газового компонента в его центральную часть, а после прекращения подачи газового компонента в распылитель из наземных газоводов, газовый компонент подают из магистрального газовода в один из секторов распылителя переменного сечения в зону отверстия вдува из наземного газовода, также при этом газовый компонент последовательно подают в нижнюю часть замкнутой полости разделительной оболочки, в которой размещают часть бортовых приборов, которые необходимо эксплуатировать при стабильной температуре газового компонента, первоначально через отверстие вдува из наземного газовода в несущей оболочке отсека ракеты, затем из внутренней полости распылителя и далее из магистрального газовода, при этом поступающий газовый компонент в полость разделительной оболочки, перетекая через отверстия перегородок, размещенных между бортовыми приборами и обтекая их, истекает через верхние отверстия истечения разделительной оболочки в отсек бортовых приборов, при этом контролируют и поддерживают в требуемом диапазоне температуру газового компонента на входе в полость разделительной оболочки.A method of ensuring the thermal regime of on-board devices in a compartment of a space rocket, including supplying through a gas main and supplying a gas component through a spray gun of variable cross-section into the compartment in the direction from the bottom up, followed by ejection of the gas component through the expiration openings in the lower part of the compartment, characterized in that before feed into the sprayer of variable cross-section of the gas component from the main gas duct supply it from the ground gas ducts, providing from the spray gun a cross-section, divided by partitions into two non-dynamically connected sectors, with the distribution of the gas component into two oppositely directed flows by means of dividers, which are installed in each sector of the spray gun in the area of the air inlet openings from the ground gas ducts, and airborne devices are fed into the compartment space through two concentric a number of spray holes, one row of holes provides a gas component along the peripheral part of the compartment, others located closer to the longitudinal axis of the compartment, by means of a deflector, is directed at an angle to the longitudinal axis of the compartment, ensuring the supply of the gas component to its central part, and after the supply of the gas component to the atomizer from the ground gas ducts ceases, the gas component is fed from the main gas duct to one of the sectors of the atomizer of variable cross-section into the zone blowing openings from a ground gas duct, while also the gas component is sequentially fed into the lower part of the closed cavity of the separation shell, in which part of the airborne instruments that must be operated at a stable temperature of the gas component, initially through the injection hole from the ground gas duct in the carrier shell of the rocket compartment, then from the internal cavity of the atomizer and further from the main gas duct, while the incoming gas component into the cavity of the separation shell, flowing through the openings of the partitions, placed between the airborne devices and flowing around them, expires through the upper holes of the expiration of the separation shell into the compartment of the airborne devices, while iruyut and maintained within the specified range of the gas component inlet temperature into the cavity of the separation membrane.
RU2018117475A 2018-05-11 Method for maintenance of thermal rate of onboard devices in compartment of space launch vehicles RU2678731C9 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018117475A RU2678731C9 (en) 2018-05-11 Method for maintenance of thermal rate of onboard devices in compartment of space launch vehicles

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018117475A RU2678731C9 (en) 2018-05-11 Method for maintenance of thermal rate of onboard devices in compartment of space launch vehicles

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2678731C1 true RU2678731C1 (en) 2019-01-31
RU2678731C9 RU2678731C9 (en) 2022-09-13

Family

ID=

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110282157A (en) * 2019-06-29 2019-09-27 西安交通大学 A kind of thermodynamics exhaust system using tangential centrifugal atomization

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6027072A (en) * 1998-08-05 2000-02-22 The Boeing Company Payload chamber cooling system
RU2276651C2 (en) * 2003-12-02 2006-05-20 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" Method of forming thermal conditions and cleanness of head module of space rocket and device for realization of this method
RU2543441C1 (en) * 2013-09-16 2015-02-27 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Method to provide thermal conditions and cleanliness of environment for payload under assembly-protection unit of space-mission missile and devices for its implementation (versions)
RU2564436C1 (en) * 2014-07-03 2015-09-27 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Thermal protection of payload arranged in assembly-protective unit and device to this end

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6027072A (en) * 1998-08-05 2000-02-22 The Boeing Company Payload chamber cooling system
RU2276651C2 (en) * 2003-12-02 2006-05-20 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" Method of forming thermal conditions and cleanness of head module of space rocket and device for realization of this method
RU2543441C1 (en) * 2013-09-16 2015-02-27 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Method to provide thermal conditions and cleanliness of environment for payload under assembly-protection unit of space-mission missile and devices for its implementation (versions)
RU2564436C1 (en) * 2014-07-03 2015-09-27 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Thermal protection of payload arranged in assembly-protective unit and device to this end

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110282157A (en) * 2019-06-29 2019-09-27 西安交通大学 A kind of thermodynamics exhaust system using tangential centrifugal atomization

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2671064C1 (en) System for thermal protection and reduction of flow resistance of the super-high-speed aircraft
CN101985742B (en) Gas ejection unit for chemical vapor deposition device
US8099973B2 (en) Environmental control system
US8186163B2 (en) Multipoint injector for turbomachine
CN101890486B (en) Multiple cooling methods integrated cooling system in strip casting process
CN103032116A (en) Turbine exhaust section structures with internal flow passages
EP2555977B1 (en) Aircraft air conditioning system having a mixing device
US4800718A (en) Surface cooling system
KR20150113822A (en) Gas supply pipe, and gas treatment equipment
CN108176532B (en) Water spraying and atomizing device and water spraying and atomizing method with high flow range uniformity
RU2678731C1 (en) Method for maintenance of thermal rate of onboard devices in compartment of space launch vehicles
US20150240746A1 (en) Injector plate for a rocket engine
US7296397B2 (en) Ventilation system for a convergent divergent exhaust nozzle
GB2515277A (en) Distributing gas within an aircraft
RU2678731C9 (en) Method for maintenance of thermal rate of onboard devices in compartment of space launch vehicles
US20170101185A1 (en) Galley cooling system and method of operating a galley cooling system
KR20120062300A (en) Cooling device and cooling tubes for high altitude test of gas turbine engine
US3005338A (en) Nozzle cooling apparatus and method
CN104039716B (en) The manufacture device of glass optical component and the manufacture method of glass optical component
RU2353556C2 (en) Method for thermostatting pay load and instruments of control system of space head of carrier rocket, and airborne system used for method realisation
CN214930657U (en) Air mixing device, airborne air conditioning system and aircraft
US11319077B2 (en) System for mixing and distributing air in an aircraft cabin and aircraft having such a system
US4281540A (en) Low turbulence wind tunnel stilling chamber
RU2673439C1 (en) Method for temperature control of onboard equipment of payload located inside head fairing of space head part of space rocket, and device for its implementation
US3116041A (en) Aircraft propulsion distribution system