УСТРОЙСТВО ДЛЯ ВОЗДУШНОГО ТЕРМОСТАТИРОВАНИЯ ОТСЕКОВ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ И КОСМИЧЕСКОЙ ГОЛОВНОЙ ЧАСТИ НА СТАРТОВОМ КОМПЛЕКСЕ

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Оно может быть использовано при любых климатических и метеорологических условиях для поддержания в отсеках ракеты-носителя и космической головной части в процессе их предстартовой подготовки заданных оптимальных температурно-влажностных режимов и высокой чистоты воздуха, оказывающих одно из решающих влияний на работоспособность и повышение надежности и эффективности работы аппаратуры, приборов, агрегатов, систем и других элементов, установленных в отсеках ракеты-носителя (РН) и космической головной части (КГЧ).
Известно устройство для воздушного термостатирования космических объектов, выводимых ракетой-носителем на заданные орбиты, содержащее источник воздухоснабжения виде ресиверов, состоящих из баллонов, заполненных сжатым воздухом высокого давления (до 40 МПа), трубопровод подачи с фильтром и
управляемой арматурой, соединяющий источник воздухоснабжения через газовый редуктор, бортовое разъемное соединение и трубопровод, расположенный вдоль вертикальной оси ракеты-носителя, с космическим аппаратом, установленным в космической головной части, охладитель воздуха, связанный с холодильным центром, электронагреватель и пульты управления (патент Ru 2135910 С1 от 27.08.1999 г., МПК 6: F 25 B, 29/00, 25/00) [1].
К преимуществам известного устройства относится возможность термостатирования космического объекта на стартовом комплексе кондиционным (чистым и осушенным) сжатым воздухом с точкой росы не выше минус 55°С при давлении 101325 Па, а к недостаткам - невозможность обеспечения одновременного термостатирования отсеков ракеты-носителя и космической головной части и непродолжительность работы устройства (порядка двух часов вместо требуемой продолжительности 3-5 суток и более), а также отсутствие системы контроля чистоты и влажности воздуха, что снижает качество, надежность и эффективность работы устройства.
Известно устройство для воздушного термостатирования элементов ракетно-космической системы - ракеты-носителя и космического аппарата - на стартовом комплексе, содержащее вентиляторы (воздуходувки) для создания необходимого напора и подачи воздуха, воздушный фильтр на входе в устройство, воздухоохладители, связанные с холодильным центром, электронагреватели и воздуховоды, (см. книгу Космодром. Под общей редакцией проф. А.П.Вольского. М.: Воениздат, 1997 г. с.204, 208-212) [2].
К преимуществам этого устройства следует отнести возможность обеспечения теплового режима в отсеках ракетно-космической системы и осуществимость контроля температуры в наиболее важных (с точки зрения теплового режима) точках объекта термостатирования с помощью датчиков температуры, связанных с наземными пультами, а к недостаткам - отсутствие средств контроля чистоты и влажности термостатирующего воздуха, что снижает надежность и эффективность работы устройства и качество термостатирования.
Дальнейший анализ патентов и научно-технической литературы [1...12 и др.] показал, что по технической сущности и достигаемому эффекту наиболее близким к предлагаемому изобретению является устройство для воздушного термостатирования космических объектов на стартовом комплексе, содержащее вентилятор, трубопровод подачи с фильтром и запорно-регулирующей арматурой, соединяющий вход устройства с вертикальным трубопроводом, проложенным по агрегату обслуживания и соединенным с входным люком космического объекта, воздухоохладители первой и второй ступеней и связанный с ними холодильный центр, электронагреватель, линию оттаивания воздухоохладителей, включающую вентилятор оттайки и электронагреватель оттайки, соединенный с трубопроводом подачи резервуар, связанный посредством вертикального трубопровода и управляемой задвижки с теплоизолированным увлажнителем воздуха с датчиками уровня, трубчатые электронагреватели, паронагреватель, стакан, соединенный с трубопроводом подачи, пульты управления (патент Ru 2190165 C2 от 27.09.2002 г. МПК 7: F 24 F 5/00, 3/14; В 64 Д 13/00) [3].
Это устройство наиболее полно отвечает современным требованиям воздушного термостатирования и выбрано нами в качестве прототипа предлагаемого устройства.
К преимуществам прототипа следует отнести его высокую надежность работы, подтвержденную многолетней эксплуатацией в составе стартового комплекса, а к недостаткам - невозможность одновременного термостатирования отсеков ракеты-носителя и космической головной части и отсутствие средств контроля температуры и чистоты термостатирующего воздуха, что не позволяет получить объективную информацию и повысить качество термостатирования.
Следует отметить, что перечисленные недостатки существенно снижают надежность и эффективность работы прототипа.
Техническим результатом изобретения является обеспечение одновременного воздушного термостатирования отсеков ракеты-носителя и космической
головной части на стартовом комплексе, повышение качества, надежности и эффективности работы устройства, ракеты-носителя и космической головной части в целом за счет обеспечения дистанционного непрерывного мониторинга (текущего контроля) параметров: чистоты воздуха, температуры, температуры точки росы, относительной влажности и расхода воздуха.
Требуемый технический результат достигается благодаря тому, что устройство для воздушного термостатирования отсеков ракеты-носителя и космической головной части на стартовом комплексе, содержащее ракету-носитель, космическую головную часть, включающую космический аппарат и головной обтекатель, основной вентилятор, трубопровод подачи с основным фильтром и запорно-регулирующей арматурой, соединяющий вход устройства с вертикальным трубопроводом, проложенным по агрегату обслуживания, воздухоохладители первой и второй ступеней и связанный с ними холодильный центр, электронагреватель, линию оттаивания воздухоохладителей, включающую вентилятор оттайки и электронагреватель оттайки, размещенные после электронагревателя резервуар дистиллированной воды и увлажнитель воздуха, пульты управления, согласно изобретению снабжено двумя параллельно соединенными дополнительными фильтрами тонкой очистки, установленными в боковом ответвлении вертикального трубопровода на уровне люков переходного отсека, и дополнительным фильтром тонкой очистки, расположенным в вертикальном трубопроводе до начала ответвления в головной обтекатель и, связанными с пультами управления, установленными в холодильном центре, термогигрометром, расположенным на входе в устройство и термогигрометром, установленным на входе вертикального трубопровода, четырехканальным расходомером, первичные преобразователи которого установлены на входе вертикального трубопровода, на входе в ответвление в межбаковый отсек третьей ступени ракеты-носителя, в ответвлении в переходный отсек и на входе ответвления в головной обтекатель, датчиками температуры, расположенными перед первичными преобразователями расхода: в ответвлении в головной обтекатель, в ответвлении в межбаковый
отсек третьей ступени ракеты-носителя и в ответвлении в переходный отсек, а также пробоотборным устройством, выполненным в виде вертикально установленной усеченной конической камеры с пылезащитным элементом, меньшее основание которой через запорную арматуру связано с трубопроводом, один конец которого соединен с участком вертикального трубопровода, расположенным между дополнительным фильтром тонкой очистки и ответвлением в головной обтекатель, а другой конец трубопровода после первичного преобразователя расхода соединен с ответвлением в переходный отсек, а большее основание конической камеры через пробозаборный патрубок связано со счетчиком аэрозольных частиц, установленным в термоконтейнере, закрепленном на металлоконструкции агрегата обслуживания, при этом устройство снабжено также дополнительным вентилятором, установленным параллельно основному вентилятору.
Авторам предлагаемого изобретения неизвестны аналогичные технические решения, в связи с чем, по мнению авторов, заявляемая совокупность неразрывно связанных между собой существенных признаков, изложенных в формуле изобретения, обеспечивающих достижение требуемого технического результата, соответствует критериям изобретения «новизна», «изобретательский уровень» и «промышленная применимость».
Сущность изобретения поясняется чертежами, где
на фиг.1 - показан общий вид устройства для воздушного термостатирования отсеков ракеты-носителя и космической головной части на стартовом комплексе в момент после установки ракеты-носителя с космической головной частью на пусковую систему и подведения к ним агрегата обслуживания;
на фиг.2 - выноска А на фиг.1 - схема пробоотборного устройства.
Устройство для воздушного термостатирования отсеков ракеты-носителя и космической головной части на стартовом комплексе (фиг.1) содержит ракету-носитель 1, космическую головную часть 2, включающую космический аппарат 3 и головной обтекатель 4, а также аппаратуру, приборы,
агрегаты и другие элементы (последние условно не показаны) [1], основной вентилятор 5, трубопровод подачи 6 с основным фильтром 7 и запорно-регулирующей арматурой 8, соединяющий вход 9 устройства с вертикальным трубопроводом 10, проложенным по агрегату обслуживания 11, воздухоохладители первой 12 и второй 13 ступеней и связанный с ними холодильный центр 14, электронагреватель 15, линию оттаивания 16, воздухоохладителей 12, 13, включающую вентилятор оттайки 17 и электронагреватель оттайки 18, размещенные после электронагревателя 15 резервуар 19 дистиллированной воды и увлажнитель 20 воздуха, пульты управления 21.
Устройство для воздушного термостатирования отсеков ракеты-носителя и космической головной части на стартовом комплексе снабжено двумя параллельно соединенными дополнительными фильтрами 22 тонкой очистки, установленными в боковом ответвлении 23 вертикального трубопровода 10 на уровне люков 24 переходного отсека 25 и дополнительным фильтром 26 тонкой очистки, расположенным в вертикальном трубопроводе 10 до начала ответвления 27 в головной обтекатель 4 и, связанными с пультами управления 21, установленными в холодильном центре 14, термогигрометром 28, расположенным на входе 9 в устройство, и термогигрометром 29, установленным на входе вертикального трубопровода 10, четырехканальным расходомером, состоящим из первичных преобразователей (датчиков) и соответствующих им вторичных приборов, установленных в пульте управления 21; первичные преобразователи 30, 31, 32 и 33 расположены: 30 - на входе вертикального трубопровода 10 (фиг.1), 31 - на входе в ответвление 34 в межбаковый отсек 35 третьей ступени 36 ракеты-носителя 1, 32 - в ответвлении 23 в переходный отсек 25 и 33 - на входе ответвления 27 в головной обтекатель 4.
Устройство для воздушного термостатирования отсеков ракеты-носителя и космической головной части на стартовом комплексе снабжено также датчиками температуры 37, 38, 39, расположенными: 37 - перед первичным преобразователем расхода 33 в ответвлении 27 в головной обтекатель
4, 38 - перед первичным преобразователем расхода 31 в ответвлении 34 в межбаковый отсек 35 третьей ступени 36 ракеты-носителя 1, 39 - перед первичным преобразователем расхода 32 в ответвлении 23 в переходный отсек 25, а также пробоотборным устройством 40, выполненным виде вертикально установленной усеченной конической камеры 41 (фиг.2) с пылезащитным элементом 42, меньшее основание 43 которой через запорную арматуру 44 связано с трубопроводом 45, один конец которого соединен с участком 46 вертикального трубопровода 10, расположенным между дополнительным фильтром 26 тонкой очистки и ответвлением 27 в головной обтекатель 4, другой конец трубопровода 45 после первичного преобразователя расхода 32 соединен с ответвлением 23 в переходный отсек 25, а большее основание 47 конической камеры 41 через пробозаборный патрубок связано со счетчиком 48 аэрозольных частиц, установленным в термоконтейнере 49, закрепленном на металлоконструкции 50 агрегата обслуживания 11. При этом устройство снабжено также дополнительным вентилятором 51, установленным параллельно основному вентилятору 5.
Устройство для воздушного термостатирования отсеков ракеты-носителя (РН) и космической головной части (КГЧ) на стартовом комплексе (фиг.1) включают в работу с момента установки РН с КГЧ на пусковую систему (последняя условно не показана) и отключают перед пуском РН с КГЧ. Устройство работает по разомкнутому циклу, то есть с выбросом отработанного воздуха наружу (в атмосферу).
Летом атмосферный воздух имеет высокие температуру и влагосодержание. Прежде чем подать такой воздух на термостатирование, его необходимо охладить и осушить. Охлаждение воздуха происходит в два этапа: на первом этапе атмосферный воздух, засасываемый одним из вентиляторов 5, 51 (фиг.1) и подаваемый в трубопровод подачи 6, проходит через основной фильтр 7, где очищается от пыли и механических примесей, охлаждается в воздухоохладителе 12 первой ступени до температуры плюс 2...5°С за счет теплообмена с теплоносителем (27-29% раствор хлористого кальция), поступающим
из холодильного центра 14. Одновременно происходит осушение - высадка (до 95%) влаги, содержащейся в забираемом воздухе, которая стекает в поддон воздухоохладителя и отводится.
На втором этапе воздух в воздухоохладителе 13 второй ступени охлаждается до температуры ниже 0°С с выпадением влаги на поверхности воздухоохладителя в виде инея («снеговой шубы»). По мере уменьшения сечения воздухоохладителя вследствие образования инея, подача воздуха с одного воздухоохладителя переключается на другой, а для оттаивания первого из двух параллельно соединенных воздухоохладителей 13 включается вентилятор 17 оттайки и электронагреватель 18 оттайки. Этот воздух для термостатирования не используется и выбрасывается через сбросной вентиль в атмосферу.
Таким образом, охлажденный воздух, пройдя электронагреватель 15 (который включается в работу по мере необходимости), по трубопроводу подачи 6 и вертикальному трубопроводу 10, проложенному по агрегату обслуживания 11, по его соответствующим ответвлениям одновременно подается в отсеки ракеты-носителя 1 и космической головной части 2.
Зимой атмосферный воздух имеет низкие температуру и влагосодержание.
В тех случаях, когда относительная влажность воздуха не ниже минимально допустимого значения, например, 30%, подаваемый на термостатирование воздух подогревается в электронагревателе 15. При этом для получения воздуха с заданной «точкой росы» он предварительно может охлаждаться в воздухоохладителях, где происходит выпадение влаги.
Во всех случаях (летом, зимой), когда относительная влажность атмосферного воздуха ниже минимально допустимого значения или возникает необходимость повышения относительной влажности до оптимального или максимально допустимого значения, предлагаемое изобретение позволяет осуществить необходимое увлажнение воздуха при любых климатических и метеорологических условиях.
До начала работы трубопровод подачи 6 соединяют с резервуаром 19, а затем по вертикальному трубопроводу, соединяющему резервуар 19 с увлажнителем 20, через управляемую задвижку (без позиции) заполняют увлажнитель 20 дистиллированной водой. Управляемая задвижка автоматически следит за уровнем дистиллированной воды, отключая трубчатые электронагреватели (ТЭНы), погруженные в дистиллированную воду, по сигналу датчика нижнего уровня, и отсекая подачу дистиллированной воды в увлажнитель 20 по сигналу датчика верхнего уровня.
ТЭНы нагревают дистиллированную воду до температуры кипения. Образовавшийся пар нагревается в стакане цилиндрической емкости (в паровом пространстве) паронагревателем и пар без капельной влаги через выходной патрубок поступает в трубопровод подачи 6 и далее, смешиваясь с воздухом, подаваемым основным 5 или дополнительным 51 вентилятором, подается на термостатирование отсеков РН и КГЧ.
При этом дополнительные фильтры 22 и 26 тонкой очистки (тонкость фильтрации 20 мкм) очищают воздух от пыли, механических примесей и аэрозольных частиц, обеспечивая высокую чистоту воздуха.
Температуру точки росы и относительную влажность воздуха контролируют с помощью термогигрометров 28 и 29, первичные преобразователи которых установлены соответственно на входе 9 в устройство и на входе вертикального трубопровода 10.
Вторичные приборы термогигрометров 28, 29 установлены в пульте управления 21 оператора, где отображаются значения температуры точки росы и относительной влажности воздуха.
3
3
Объемные расходы воздуха определяются на основании данных первичных преобразователей 30, 31 32 и 33 четырехканального расходомера по показаниям их вторичных приборов на пульте управления 21 оператора. Так, например, объемный расход воздуха, подаваемый в каждый из двух люков КГЧ, составляет 2000 м/ч (суммарный расход 4000 м/ч).
3
3
Объемный расход воздуха, подаваемый в каждый из двух люков переходного отсека, равен 1500 м/ч (суммарный расход 3000 м/ч).
3
3
Объемный расход воздуха в межбаковый отсек третьей ступени РН составляет 1000 м/ч. Общий суммарный расход воздуха составляет 8000 м/ч.
3
Предлагаемое устройство для воздушного термостатирования отсеков РН и КГЧ на стартовом комплексе по мере необходимости позволяет увеличить суммарный расход воздуха до 10000 м/ч. При этом расходы воздуха в КГЧ и межбаковый отсек третьей ступени РН будут увеличены.
Контроль температуры воздуха на основании данных первичных преобразователей датчиков температуры 37, 38 и 39 осуществляют по вторичным приборам на пульте управления 21.
Пробоотборное устройство (фиг.2) работает следующим образом. Открывают, назовем условно, первую запорную арматуру (вторая закрыта). При этом воздух поступает в коническую камеру 41, заодно и в пробозаборный патрубок, коаксиально установленный в конической камере, соединенный посредством гибкого трубопровода со счетчиком аэрозольных частиц 48, например, ПК.ГТА-03-002В, расположенным в термоконтейнере 49. Высота установки пробозаборного патрубка определяется в зависимости от скорости течения воздуха в трубопроводе, из которого происходит отбор пробы воздуха.
Количество аэрозольных частиц в воздухе определяется по показаниям счетчика для одного по высоте уровня вертикального трубопровода 10.
Затем закрывают первую и открывают вторую запорную арматуру и производят отбор и анализ пробы воздуха на другом по высоте уровне вертикального трубопровода 10.
Предлагаемое устройство для воздушного термостатирования отсеков ракеты-носителя и космической головной части на стартовом комплексе позволяет контролировать параметры термостатирующего воздуха - температуру, температуру точки росы, относительную влажность, расход и чистоту воздуха и поддерживать в отсеках РН и КГЧ необходимые температурно-
влажностные режимы и высокую чистоту воздуха, что решающим образом влияет на работоспособность, надежность и эффективность работы бортовых систем, приборов, агрегатов и аппаратуры.
Таким образом, совокупность существенных признаков, изложенных в формуле изобретения, их неразрывное единство и целенаправленность, позволяют получить существенный положительный эффект, а именно: обеспечить одновременное воздушное термостатирование РН и КГЧ, повысить качество, надежность и эффективность работы устройства, ракеты-носителя и космической головной части в целом за счет обеспечения дистанционного непрерывного мониторинга (текущего контроля) параметров: чистоты воздуха, температуры, температуры точки росы, относительной влажности и расхода воздуха.
Изобретение прошло автономные испытания и будет использовано в полном объеме на стартовых комплексах ракет-носителей типа «Союз-2».
Источники информации
1 Патент Ru 2135910 C1, 27.08.1999 г., МПК 6: F 25 B 29/00, 25/00 - аналог.
2 Космодром. Под общей редакцией проф. А.П.Вольского. М.: Воениздат, 1997 г., с.204, 208-212 - аналог.
3 Патент Ru 2190165 С2, 27.09.2002 г., МПК 7: F 24 F 5/00, 3/14; В 64 Д 13/00 - прототип.
4 Патент Ru 2152017 C1, 27.06.2000 г., МПК 7: G 01 N 1/22 - аналог.
5 Патент Ru 2158421 С2, 27.10.2000 г., МПК 7: G 01 N 1/22 - аналог.
6 Патент Ru 2193178, 20.11.2002 г., МПК 7: G 01 N 1/22 - аналог не обнаружен.
7 Патент Ru 2215951, 10.11.2003 г., МПК 7: F 25 B 29/00, 25/00 - аналог.
8 Космонавтика. Энциклопедия М.: Советская энциклопедия. 1985, 528 с, Термостатирование - с.395 - аналог.
9 Ракеты-носители. Под общей редакцией проф. С.О.Осипова. М.: Воениздат, 1981. 315 с - аналогов не обнаружено.
10 Патент Ru 2242411 С2, 18.03.2003 г., МПК 7: B 64 G 5/00 - аналог.
11 Ракетный комплекс с открытым газоходом. Патент РФ на полезную модель №40456 - аналог не обнаружен.
12 Ракетный комплекс полузаглубленного типа. Патент РФ на полезную модель №№40457, 40458 - аналогов не обнаружено.