Способ воздушного термостатирования автономных блоков космических аппаратов при наземных испытаниях с помощью радиатора и аэродинамический модуль для его осуществления
METHOD FOR AIR TEMPERATURE CONTROL OF AUTONOMOUS BLOCKS OF SPACECRAFT DURING GROUND TESTS USING A RADIATOR AND AN AERODYNAMIC MODULE FOR ITS IMPLEMENTATION

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности, его можно использовать при наземном воздушном термостатировании автономных блоков бортовой аппаратуры космических аппаратов (КА), отработке ключевых процессов взаимодействия систем обеспечения теплового режима модулей и макетов этих аппаратов, в том числе при полигонных испытаниях, а также в энергетической, авиационной, ракетной, военно-морской, химической и других отраслях промышленности.
Одним из аналогов заявляемой группы изобретений является патент РФ №2335706 «Способ и устройство для термостатирования космических объектов и отсеков ракетоносителей». Сущность патента-аналога состоит в том, что до заправки ракетоносителя топливом его термостатирование производят воздухом из окружающей среды, сжатым, осушенным, охлажденным или нагретым до требуемых параметров, а перед началом заправки ракетоносителя горючим-жидким водородом вместо воздуха для термостатирования используется газообразный азот с теми же параметрами, что и воздух. Способ реализуется в устройстве, которое содержит компрессор, фильтр, охладитель и нагреватель воздуха либо азота.
0
2
Недостатком аналога по патенту №2335706 является использование воздуха достаточно высокого давления Р=12 кгс/см без редуцирования, использование нетеплоизолированного воздуховода и, как следствие, неконтролируемый процесс теплообмена при термостатировании.
Н
РАБ
РАБ
Н
РАБ
2
2
Другим аналогом для заявляемой группы изобретений является патент РФ №2335438, опубликован 2008.10.10, «Способ термостатирования космической головной части воздухом высокого давления и система для его осуществления». Способ предназначен для термостатирования воздухом высокого давления КА при нахождении его на стартовом комплексе после заправки ракетных ступеней горючим и окислителем. Во время этого термостатирования давление воздуха понижают при помощи редуктора от начального Р=400 кгс/см до Р, где 100 ≥ Р ≥ 60 кгс/см. Согласно эффекту Джоуля-Томсона при таком редуцировании на выходе из редуктора воздух будет иметь низкую температуру, если, допустим, Т=20°С=293 К, то 222 ≥ Т ≥ 200, а -50°С ≥ К ≥ -73°С. Подогрев воздуха, имеющего столь низкую отрицательную температуру, негативную для аппаратуры и автоматики ракеты, до штатной температуры термостабилизации (на космодромах термостабилизация КА проводится при Т≈20°С=293 К) является и сложной технической задачей, и требует больших энергетических затрат. И то, и другое является существенным недостатком способа - аналога по патенту РФ №2335438.
Наиболее близким к заявляемой группе изобретений является патент РФ №2657603, дата регистрации 14.06.2018, «Способ воздушного термостатирования отсеков космического аппарата при наземных испытаниях и устройство для его осуществления».
Суть способа заключается в том, что термостатирование отсеков КА при наземных испытаниях производят воздухом из окружающей среды, который охлаждают, осушают, нагревают и подают в термостатируемый отсек КА, при этом перед наземными испытаниями в процессе нагнетания измеряют температуру воздуха на входе и на выходе из нагнетателя при различных расходах воздуха, в процессе испытаний обеспечивают заданный расход воздуха в нагнетатель, после охлаждения и осушки нагревают воздух внутри теплоизолированной зоны до требуемой температуры, а затем подают этот воздух в термостатируемый отсек КА.
Недостатками прототипа являются:
- отсутствие фильтрации запыленного воздуха, нагнетаемого из внешней воздушной среды в отсек КА, т.к. среди пыли в нагнетаемом воздухе могут оказаться обычная земная грязь, шерстинки и пушинки, тканевые волокна, фрагменты волос человека, кусочки пленки и т.д. [Фукс Н.А. Механика аэрозолей. М.: изд. АН СССР. 1955. 351 с.];
- выделение избыточной тепловой энергии во время работы теплогенерирующей энергии аппаратуры в отсеке КА, которую при воздушном термостатировании необходимо адресно удалять;
- отсутствие промышленного диапазона рабочих температур, в котором допускается штатное функционирование аппаратуры, а точные значения температуры воздуха необходимы в редких случаях, например, при наземном термостатировании космических антенн для КА;
- трудоемкость и сложность работы, для выполнения которой требуются экспериментаторы с высокой инженерной квалификацией, продолжительное время подготовки устройства к работе, привлечение дополнительных средств измерения (например, для данных по расходам воздуха необходимо измерение скоростных эпюр на входе в нагнетатель воздуха и т.д.);
- отсутствие надежности, так как устройство, включает в себя несколько сложных взаимосвязанных друг с другом вращающихся и подвижных элементов, таких как нагнетатель воздуха с регулируемым числом оборотов ротора, холодильный компрессор, охладитель-осушитель воздуха (требуется замена адсорбентов), нагреватель воздуха и т.п.
Техническим результатом заявляемой группы изобретений «Способ воздушного термостатирования автономных блоков космических аппаратов при наземных испытаниях с помощью радиатора и аэродинамический модуль для его осуществления» является:
- максимальное увеличение срока безотказной работы, минимизация технического риска, отказ за ненадобностью от использования сложной и взаимосвязанной совокупности устройств, в узлах и элементах которых при термостатировании могут возникать отказы и дефекты;
- повышение стабильности, отказоустойчивости и надежности способа воздушного термостатирования, улучшение массово-габаритных характеристик аэродинамического модуля, используемого для осуществления этого способа;
- отказ при термостатировании от использования воздуха с температурой «градус в градус» за ненадобностью и использование при термостатировании автономных блоков КА воздуха с номинальной температурой, принадлежащей диапазону рабочих температур тепловыделяющих приборов бортовой аппаратуры;
- использование цифровых расходомеров и поверхностных датчиков температуры при контроле тепловыделения автономными блоками, модулями и макетами КА при их термостатировании с помощью аэродинамического модуля; передача данных по температуре через интерфейсный порт USB-2(3) в персональный компьютер;
- разработка производственного, лаконично-элегантного дизайна для аэродинамического модуля, позволяющего повторно и оперативно использовать этот модуль в различных ситуациях, а также уменьшение расходов на реализацию данного способа, снижение финансовых и производственных издержек при обслуживании и проведении как кратковременного, так и долговременного воздушного термостатирования автономных блоков КА.
Указанный выше технический результат изобретения достигается тем, что способ воздушного термостатирования автономных блоков космических аппаратов при наземных испытаниях с помощью радиатора и аэродинамический модуль для его осуществления включает в себя заполнение баллона-ресивера высоконапорным воздухом из компрессора и поддержание требуемого давления высоконапорного воздуха в баллоне-ресивере, масловлагоотделение и осушение, контроль датчиками давления, температуры и цифровыми расходомерами параметров воздуха в воздушном тракте, на выходе из баллона-ресивера магистральную фильтрацию высоконапорного воздуха, вниз по потоку при помощи редукторов редуцирование высоконапорного воздуха, наполнение редуцированным воздухом теплоизолированного эжекторного баллона-ресивера, его подогрев, еще одну фильтрацию и подачу воздуха в многоствольный теплоизолированный эжектор с большим коэффициентом эжекции , где  ≥ 9, подвод воздуха на выходе из эжектора в гибкий, пластиковый, в теплоизоляции трубопровод с закрепленным внутри него термонагревательным кабелем, затем разветвление подвода воздуха на два потока, контроль расхода воздуха при помощи цифровых расходомеров и его подачу к аэродинамическому модулю в термоконтейнер, где происходит упорядоченное термостатирование радиатора и скрепленного с ним автономного блока с бортовыми приборами охлаждающими воздушными потоками, сформированными в виде плоских воздушных струй, причем натекание плоских воздушных струй на стенки радиатора происходит под углом α, где 5° ≥ α ≥ 10°, а по завершении охлаждения стенок радиатора воздушные струи истекают в окружающее пространство, причем при обтекании и охлаждении стенок радиатора предусмотрена турбулизация плоских воздушных струй при помощи турбулизаторов с целью интенсификации турбулентного теплообмена при вынужденной конвекции между стенками радиатора и воздушными струями, измерение поверхностной температуры стенок радиатора и передача результатов измерения через интерфейсный порт USB-2 (3) в персональный компьютер для последующего использования, также предусмотрено размещение на выходе из эжектора внутри гибкого, пластикового, в теплоизоляции трубопроводе термонагревательного кабеля, способного изменять свое сопротивление в зависимости от температуры воздуха, протекающего в этом трубопроводе, и подогрев воздуха на ΔT, где 15° ≥ ΔT ≥ 25° градусов в зимнее время в теплоизолированном эжекторном баллоне-ресивере.
Аэродинамический модуль для воздушного термостатирования автономных блоков космических аппаратов при наземных испытаниях с помощью радиатора, состоит из автономного блока с бортовой аппаратурой и размещенными внутри него тепловыми трубами и тепловым коллектором, скрепленного с этим автономным блоком термостатируемого радиатора с размещенной внутри него контурной тепловой трубой, патрубками для подвода охлаждающего воздуха, переносного сборно-разборного из двух сопряженных половин термоконтейнера, выполненного из теплоизоляционного материала в виде полого с пластинами жесткости в стенках прямоугольного параллелепипеда с гибким креплением типа застежки-молнии, которое закрывается-открывается с помощью двух бегунков; установленных на днище каждой из половин термоконтейнера с возможностью вращения цилиндрических коллекторов с плоскими щелевыми соплами, причем на одном торце этих цилиндрических коллекторов предусмотрен патрубок для подвода воздуха, а противоположный, выпуклый эллиптического типа, торец является глухим и изготовлен заодно с внешней осью, на которой закреплен маховичок регулирования угла натекания плоской воздушной струи на боковую стенку термостатируемого радиатора; закрепленных на боковых стенках термостатируемого радиатора с помощью алюминиевой клейкой ленты съемных поверхностных датчиков температуры, измеряющих и передающих температурные параметры через интерфейсный порт USB-2 (3) в персональный компьютер; комплекта для термостатируемого радиатора регулируемой ленточной обвязки с застежкой, композитных нитей-подвесок и турбулизаторов, закрепленных на этих нитях-подвесках, причем все компоненты обвязки, нитей-подвесок и турбулизаторы изготовлены из углерод-углеродного композиционного материала с низкой тепловой проводимостью.
На фиг. 1 представлена принципиальная схема установки, в которой реализован способ воздушного термостатирования автономных блоков космических аппаратов при наземных испытаниях с помощью радиаторов; на фиг. 2 - общий вид аэродинамического модуля; на фиг. 3 - продольный разрез аэродинамического модуля по АА; на фиг. 4 - поперечный разрез аэродинамического модуля по ББ; на фиг. 5 - вид по В на аэродинамический модуль с частичным вырезом.
Установка, в которой реализован способ воздушного термостатирования автономных блоков космических аппаратов при наземных испытаниях с помощью радиатора (фиг. 1), включает компрессор 1, баллон-ресивер 2, запорные вентили 3, магистральный фильтр 4, масловлагоотделитель 5, осушитель воздуха 6, датчики давления 7, съемные поверхностные датчики температуры 8, редукторы 9, эжекторный баллон-ресивер 10 в теплоизоляции, электрический нагреватель 11, многоствольный теплоизолированный эжектор 12 с большим коэффициентом эжекции, гибкий пластиковый в теплоизоляции эжекторный трубопровод 13 с закрепленным внутри него термонагревательным кабелем 14, разветвитель 15 с цифровыми расходомерами 16, аэродинамический модуль 17.
Аэродинамический модуль 17 (фиг. 2), в свою очередь, включает в себя автономный блок 18 с бортовой аппаратурой 19, термоконтейнер 20 с ручками для переноса 21, радиатор 22, гибкую застежку-молнию 23 для термоконтейнера 20, патрубки подвода воздуха 24, (далее фиг. 3, 4, 5) цилиндрические коллекторы 25 с плоскими щелевыми соплами 26, съемную ленточную обвязку 27, нити-подвески 28, турбулизаторы 29; маховички 30, закрепленные на осях 31 цилиндрических коллекторов 25; пластины жесткости 32.
росы
3
3
Первый подготовительный этап работы на установке, в которой реализована заявляемая группа изобретений, начинается с подачи заявки на компрессорную станцию с указанием времени проведения термостатирования и требуемых параметров воздуха (давления, температуры, точки росы и т.п.). На предприятии-заявителе воздух подается в цеха с давлением Р=35 МПа, точкой росы, соответствующей температуре Т=-55°С=218 К и содержанием воды в воздухе 0,021 г/м. Для сравнения заметим, что при температуре воздуха Т=20°С и влажности 40% (комфортные условия для человека) содержание воды в воздухе соответствует 7,1 г/м.
Одновременно с подачей заявки выполняется работа по подготовке аэродинамического модуля к термостатированию. Работа начинается с установки и крепления радиатора 22 к автономному блоку 18 с бортовой аппаратурой 19. Далее, по окончании крепления радиатора 22 на автономном блоке 18, на радиаторе 22 необходимо закрепить съемную ленточную обвязку 27 с нитями-подвесками 28 и турбулизаторами 29, а также съемные поверхностные датчики температуры 8, используя для их крепления, например, липкую армированную алюминиевую ленту.
С помощью турбулизаторов 29 создаются вихревые неупорядоченные течения при турбулентном теплообмене, которые интенсифицируют процесс вынужденной конвекции.
После этого на радиатор 22 надевается и закрепляется, используя гибкую застежку-молнию 23, термоконтейнер 20. Далее с помощью маховичков 30 плоские щелевые сопла 26 цилиндрических коллекторов 25 выставляются на требуемый угол натекания α, где 5° ≥ α ≥ 10° плоской воздушной струи на боковые стенки радиатора 22, а соединительные провода съемных поверхностных датчиков температуры 8 выводятся из термоконтейнера 20 наружу. Аэромодуль 17 готов к работе. Подсоединение съемных поверхностных датчиков температуры 8 к серверу либо ноутбуку производится позже.
Второй подготовительный этап - это подготовка газодинамической установки (ГДУ). На компрессорной станции такие устройства, как компрессор 1, баллон-ресивер 2, запорные вентили 3, магистральный фильтр 4, маслоотделитель 5, осушитель воздуха 6, датчики давления 7 и съемные поверхностные датчики температуры 8, редукторы 9 смонтированы и являются штатным оборудованием с разрешительными документами. От компрессорной станции к испытательной станции, где осуществляется термостатирование автономных блоков КА, подведен воздушный теплоизолированный трубопровод требуемого сечения. Этот теплоизолированный трубопровод подсоединяется к эжекторному баллону-ресиверу 10 с электрическим нагревателем 11. Эжекторный баллон-ресивер 10, в свою очередь, стыкуется с помощью теплоизолированного трубопровода с многоствольным теплоизолированным эжектором 12, а эжектор при помощи такого же гибкого пластикового в теплоизоляции эжекторного трубопровода 13 с термонагревательным кабелем 14 соединяется с разветвителем 15 с смонтированными на его патрубках цифровыми расходомерами 16. Термонагревательный кабель 14 включается в работу в зимнее время. Термонагревательный кабель 14 крепится к внутренней поверхности гибкого пластикового в теплоизоляции эжекторного трубопровода 13 и может изменять свое сопротивление в зависимости от температуры протекающего воздуха. С уменьшением температуры воздуха сопротивление кабеля уменьшается и, как следствие, увеличивается протекающий ток и увеличивается выделяемая кабелем тепловая мощность. В эжекторе отсутствуют подвижные узлы и детали, поэтому вероятность его безотказной работы (ВБР) равна 1.
По окончании подготовительных этапов работы по аэродинамическому модулю 17 и ГДУ, разветвитель 15 с цифровыми расходомерами 16 подсоединяют к патрубкам подвода воздуха 24 аэродинамического модуля 17, а соединительные провода съемных поверхностных датчиков температуры 8, укрепленных на радиаторе 22, через интерфейсный порт подсоединяются к компьютеру. Далее возможно для автономного блока 18 с бортовой аппаратурой 19 КА выполнить штатное термостатирование с воздушным охлаждением.
Предварительное опробование газодинамической установки (ГДУ) и вывод ее на требуемый режим термостатирования производится при помощи редукторов 9 (возможно и одного редуктора), при этом требуемые параметры напорного воздушного потока контролируются датчиками давления 7, съемными поверхностными датчиками температуры 8 и цифровыми расходомерами 16.
При штатном термостатировании, используя ранее выполненную этапную подготовку, открывают последовательно запорные вентили 3 и подают редуцированный расход воздуха в эжекторный баллон-ресивер 10, многоствольный теплоизолированный эжектор 12 и цилиндрические коллекторы 25 аэродинамического модуля 17. При этом производится контроль параметров воздуха по датчикам давления 7, по съемным поверхностным датчикам температуры 8 и цифровым расходомерам 16. Из цилиндрических коллекторов 25 истекающие плоские воздушные струи натекают и охлаждают боковые стенки радиатора 22. По установлению стационарного режима истечения воздуха на бортовую аппаратуру 19 КА подается электрическое напряжение и контролируется ее штатная работа в течение заданного периода времени.