Способ термостатирования бортовой аппаратуры полезного груза, размещенного внутри головного обтекателя космической головной части ракеты космического назначения, и устройство для его реализации
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

Изобретение относится к ракетно-космической технике, и предназначено для обеспечения температурного режима бортовой аппаратуры (БА) полезного груза (ПГ) на этапах подготовки к пуску при размещении его внутри головного обтекателя (ГО) сборочно-защитного блока космической головной части (КГЧ) ракеты космического назначения (РКН).
Известен способ термостатирвания приборного отсека разгонного блока КГЧ ракеты-носителя и бортовая система для его реализации (патент RU №2279377), включающий вдув термостатирующей среды в блок ПГ и одновременно в разгонный блок, ее перетекание из блока ПГ в разгонный блок с последующим истечением из, по крайней мере, разгонного блока, причем вдув термостатирующей среды в разгонный блок производится со стороны его боковой поверхности в тангенциальном боковой поверхности приборного отсека направлении, при вдуве и перетекании термостатирующей среды с оболочки приборного отсека снимают тепло, выделенное в процессе эксплуатации приборного отсека в период предстартовой подготовки. Вдув среды осуществляют дозвуковыми диффузорами в виде двух и более изогнутых патрубков.
Известен способ термостатирования ПГ головного блока ракеты-носителя и бортовая система для его реализации (патент № RU 2359878 - прототип), включающий вдув термостатирующей среды в головной блок, ее перетекание вдоль головного блока, в процессе которого обеспечивают тепловой режим функционирования ПГ, причем осуществляют закрутку с перетеканием термостатирующей среды в головном блоке с использованием дозвукового диффузора, имеющего форму замкнутой емкости, с тремя выходными отверстиями.
Известно устройство обеспечения теплового режима и чистоты КГЧ РКН с крупногабаритной полезной нагрузкой (патент RU №2557092 - прототип), включающее два взаимно противоположных отверстия вдува термостатирующей газовой среды на головном обтекателе, отверстия истечения газовой среды, устройство вдува термостатирующей среды.
Недостатком известного способа термостатирования и устройства термостатирования, выбранных в качестве прототипов, а также вышеописанного технического решения, является их низкая эффективность термостатирования в случае необходимости непрерывного отведения избыточного тепла из герметично теплоизолированного отсека с бортовой аппаратурой постоянно выделяющего тепло, например, при нахождении в герметичном отсеке космического аппарата живых организмов с системами их жизнеобеспечения.
Отведение тепла из герметичного теплоизолированного отсека, размещенного в головном обтекателе затруднено:
- из-за наличия теплоизоляции на наружной оболочке отсека, создающего высокое значение термического сопротивления корпуса отсека, которое затрудняет передачу тепла через стенку,
- из-за невозможности теплосъема из теплоизолированного отсека с постоянно тепловыделяющей бортовой аппаратурой при вынужденных технологических перерывах подач термостатирующей среды в сборочно-защитный блок или в подаче охлаждающей жидкости от наземного средства обеспечения теплового режима, отводящего тепло из контура системы терморегулирования ПГ.
Задачей предложенного технического решения является повышение эффективности термостатирования за счет непрерывного отведения избыточного тепла с постоянно тепловыделяющей бортовой аппаратурой БА из отсека полезного груза.
Поставленная задача решается тем, что в способе термостатирования бортовой аппаратуры полезного груза, размещенного внутри головного обтекателя космической головной части ракеты космического назначения, включающий вдув термостатирующей среды во внутреннее пространство головного обтекателя, ее перетекание вдоль него с последующим истечением из него, в процессе которых обеспечивают тепловой режим функционирования бортовой аппаратуры полезного груза во время подготовки полезного груза в составе космической головной части к запуску ракеты космического назначения, согласно изобретению, осуществляют принудительную подачу термостатирующей среды из внутреннего пространства головного обтекателя в отсек полезного груза через его отверстие вдува, с последующим истечением термостатирующей среды из отсека полезного груза во внутреннее пространство головного обтекателя через отверстие истечения, при этом вдув термостатирующей среды в отсек полезного груза осуществляют только при заданном диапазоне значений температуры среды во внутреннем пространстве головного обтекателя.
Способ, отличающийся также тем, что принудительную подачу термостатирующей среды из внутреннего пространства головного обтекателя в отсек полезного груза осуществляют при температуре среды во внутреннем пространстве головного обтекателя в диапазоне от(16±2)°С до (26±2)°С.
Устройство термостатирования бортовой аппаратуры полезного груза, размещенного внутри головного обтекателя космической головной части ракеты космического назначения, включающее отверстие вдува термостатирующей среды, отверстие ее истечения в головном обтекателе, устройства вдува термостатирующей среды во внутреннее пространство головного обтекателя, согласно изобретению, в люке обслуживания бортовой аппаратуры отсека полезного груза установлена съемная крышка, в которой выполнено отверстие вдува под принудительную подачу термостатирующей среды посредством вентилятора, взаимодействующего с прибором его управления, с установленными в нем датчиками, определяющими температуру термостатирующей среды во внутреннем пространстве головного обтекателя, при этом прибор управления и взаимодействующий с ним источник электропитания установлены на съемной крышке, в которой выполнено отверстие истечения термостатирующей среды во внутреннее пространство головного обтекателя.
Сущность технического решения поясняется чертежами:
Фиг. 1 - представлен общий вид устройства термостатирования БА ПГ, размещенного внутри ГО;
Фиг. 2 - представлен выносной элемент А с фиг. 1 (съемная, крышка на люке обслуживания БА ПГ).
Устройство термостатирования бортовой аппаратуры 1, в отсеке полезного груза 2, размещенного внутри головного обтекателя 3, в котором выполнены отверстия вдува 4 и отверстия истечения 5 содержит устройство вдува 6 термостатирующей среды во внутреннее пространство головного обтекателя 3, при этом в люке обслуживания 7 бортовой аппаратуры 1 отсека полезного груза 2 установлена съемная крышка 8, которая имеет отверстие вдува 9 под принудительную подачу термостатирующей среды, осуществляемую посредством вентилятора 10, установленного в отверстии вдува 9. Прибор управления вентилятором 11 и источник электропитания 12 установлены на съемной крышке 8, в которой выполнено отверстие истечения 13 термостатирующей среды во внутреннее пространство головного обтекателя 3. В приборе управления вентилятором 11 установлены датчики 14, определяющие температуру термостатирующей среды во внутреннем пространстве головного обтекателя 3.
Съемная крышка 8 устанавливается перед началом сборки КГЧ. После начала проведения термостатирования ПГ 2 от систем стартового комплекса съемная крышка 8 снимается и на люк обслуживания 7 устанавливается штатная герметичная крышка (на чертеже не указано).
Заявленный способ термостатирования бортовой аппаратуры полезного груза, размещенного внутри головного обтекателя космической головной части ракеты космического назначения осуществляется следующим образом.
Термостатирующую среду подают во внутреннее пространство головного обтекателя 3 через отверстия вдува 4 посредством устройства вдува 6 с последующим ее перетеканием вдоль головного обтекателя 3 и истечением из пространства через отверстия истечения 5, обеспечивая тепловой режим функционирования бортовой аппаратуры 1 в отсеке полезного груза 2.
Посредством вентилятора 10 осуществляют принудительную подачу термостатирующей среды из внутреннего пространства ГО 3 в отсек ПГ 2 через его отверстие вдува 4, при этом вдув термостатирующей среды в отсек ПГ 2 осуществляют только при заданном диапазоне значений температуры среды во внутреннем пространстве ГО 3, которую определяют посредством датчиков 14.
Поступившая термостатирующая среда из пространства внутри ГО 3 принудительно поступает в отсек ПГ 2, смешивается с нагретым от функционирующей БА 1 воздухом, тем самым охлаждая ее в отсеке ПГ 2 до требуемых условиями эксплуатаций БА 1 значений температур. Далее, смешанная нагретая термостатирующая среда отводится во внутреннее пространство ГО 3 и выводится из него через отверстие истечения 5 в окружающую среду. В случае прекращения подачи термостатирующей среды, температурные условия эксплуатации БА 1 в отсеке ПГ 2 обеспечиваются за счет инерционных температурных запасов элементов конструкции отсека ПГ 2.
Вдув термостатирующей среды в отсек ПГ 2 осуществляют только при заданном диапазоне значений температуры среды во внутреннем пространстве ГО 3.
Например, для обеспечения температуры среды в отсеке ПГ 2 в диапазоне от 17°С, до 28°С, в соответствии с температурными условиями эксплуатации БА 1, может быть задан диапазон температуры среды во внутреннем пространстве ГО 3 от (16±2)°С до (26±2)°С, при котором осуществляется принудительная подача термостатирующей среды в отсек ПГ 2, посредством вентилятора 10, который подключают к источнику электропитания 12 прибором управления вентилятором 11.
При понижении температуры термостатирующей среды во внутреннем пространстве ГО 3 ниже минимального значения, или повышении выше максимального значения границ заданного диапазона, подача термостатирующей среды в отсек ПГ 2 прекращается. Для предотвращения прекращения подачи термостатирующей среды в отсек ПГ 2 необходимо поддерживать заданный диапазон температур в зоне отсека ПГ 2 регулированием температуры термостатирующей среды, вдуваемого в ГО 3 через отверстия вдува 4.
Таким образом, заявленное техническое решение позволяет обеспечить отведение избыточного тепла из герметичного теплоизолированного отсека с постоянно тепловыделяющей БА во время подготовки ПГ в составе КГЧ к запуску РКН, тем самым обеспечивая эффективность способа.