Система обеспечения теплового режима приборно-агрегатного оборудования разгонного ракетного блока

Система обеспечения теплового режима приборно-агрегатного оборудования разгонного ракетного блока

Реферат

 

Изобретение предназначено для обеспечения теплового режима приборно-агрегатного оборудования разгонного ракетного блока. Система обеспечения теплового режима приборно-агрегатного оборудования разгонного ракетного блока содержит контур теплоносителя с газожидкостным теплообменником и побудителем движения теплоносителя и вентилятор, размещенный вместе с упомянутым газожидкостным теплообменником в герметичном контейнере, в ней контур теплоносителя выполнен замкнутым, побудитель циркуляции теплоносителя выполнен в виде электронасосного агрегата, газожидкостный теплообменник выполнен на основе коротких гофр, а в замкнутый контур введены регулятор расхода, многосекционный радиационный теплообменник и термоплаты, на поверхностях которых размещено приборно-агрегатное оборудование, при этом вход регулятора расхода соединен с электронасосным агрегатом, а выходы - со входами многосекционного радиационного и газожидкостного теплообменников, выход многосекционного радиационного теплообменника соединен со входом газожидкостного теплообменника, причем поверхности секций упомянутого радиационного теплообменника расположены коаксиально внутренней поверхности обтекателя разгонного блока и образуют с ней каналы, полости которых снабжены патрубками для подвода воздуха. Такое выполнение системы позволяет обеспечить поддержание температуры приборно-агрегатного оборудования разгонного ракетного блока в течение длительного времени как в космосе, так и на стартовой позиции при нахождении разгонного ракетного блока в составе головной части ракетного комплекса. 3 ил.

Изобретение относится к области космической техники и предназначено для поддержания температуры приборно-агрегатного оборудования разгонного ракетного блока в заданном допусковом диапазоне.

Известна система обеспечения теплового режима космических аппаратов (см. В.В. Малоземов и др. "Выбор проектных параметров перспективных систем обеспечения теплового режима летательных аппаратов". Москва, изд МАИ, 1989, стр. 14 - 37).

Система содержит контур теплоносителя с газожидкостным теплообменником-испарителем, жидкостная полость которого сообщена с окружающим космический аппарат вакуумом и побудителем движения теплоносителя емкостью с эластичной мембраной, разделяющей полость емкости на газовую и жидкостную, вентилятор, размещенный вместе с теплообменником-испарителем в герметичном отсеке, в котором также расположено приборно-агрегатное оборудование, температуру которого необходимо поддерживать в заданном допусковом диапазоне. Это достигается путем поддержания температуры газа отсека за счет использования теплоты фазового превращения - испарения теплоносителя (воды или водоспиртовой смеси) для поглощения тепловой энергии, выделяющейся в этом отсеке при функционировании приборно-агрегатного оборудования или получаемой в результате внешнего теплообмена. Тепло от приборно-агрегатного оборудования отводится газом, заполняющим герметичный отсек, к наружной поверхности теплообменника-испарителя, от которой оно отводится к жидкости на ее испарение. Интенсификация процесса теплообмена и равномерное распределение температуры по всему объему отсека осуществляется за счет работы вентилятора.

Известна также наиболее близкая к предлагаемому изобретению система обеспечения теплового режима приборно-агрегатного оборудования разгонного ракетного блока, принятая за прототип (см. "Системы терморегулирования космических аппаратов, перевод с английского под редакцией Г.И.Воронина, М., Машиностроение, 1968, с. 72 - 114).

Система содержит контур теплоносителя с газожидкостным теплообменником - теплообменником испарителем, жидкостная полость которого сообщена с окружающей ракетный разгонный блок средой (на Земле с атмосферой, а в космосе с вакуумом) и побудителем движения теплоносителя и одновременно его хранилищем-емкостью с эластичной мембраной, разделяющей его полость на газовую и жидкостную, два вентилятора (один резервный), которые вместе с теплообменником-испарителем и приборно-агрегатным оборудованием размещены в герметичном контейнере. Там же установлены датчики температуры и блок управления. Жидкостная полость емкости соединена с жидкостной полостью теплообменника-испарителя трубопроводом, на котором параллельно установлены два электроклапана (один резервный). Система обеспечивает поддержание температуры приборно-агрегатного оборудования, расположенного в герметичном контейнере, после вывода разгонного блока в космическое пространство. В этих условиях начинается испарение теплоносителя (водоспиртовая смесь, содержащая 20% спирта) в жидкостной полости теплообменников, космический вакуум. Отвод паров из жидкостной полости производится через дроссельное устройство.

При повышении температуры газа, заполняющего герметичный контейнер за счет увеличения в нем тепловыделений, увеличивается теплоотвод от него за счет увеличения количества испаряющейся жидкости. В результате температура его понижается. При понижении температуры газа в контейнере до нижнего заданного уровня блок управления закрывает электроклапан и подача теплоносителя в теплообменник-испаритель прекращается. Отвод тепла на испарение жидкости прекращается и температура газа постепенно повышается. Так осуществляется поддержание температуры газа в контейнере в заданном допусковом диапазоне. Поддержание равномерной температуры по всему объему контейнера и интенсификация теплообмена осуществляются за счет работы вентилятора (работает один вентилятор, а другой находится в резерве). В результате температура приборно-агрегатного оборудования, установленного в контейнере, поддерживается на таком же уровне, как и температура заполняющего контейнер газа.

Аналог и прототип имеют следующие общие недостатки: - не обеспечивают поддержания температуры приборно-агрегатного оборудования в заданном допусковом диапазоне в земных условия, т.к. такие испарительные системы неработоспособны в атмосферных условиях; - не обеспечивают поддержание температуры приборно-агрегатного оборудования, расположенного вне герметичного контейнера; - не могут обеспечить длительное (более суток) поддержание температуры приборно-агрегатного оборудования и, следовательно, его функционирование в космических условиях, т. к. для обеспечения длительной работы таких систем необходимо иметь большие запасы испаряющейся жидкости, что приводит к неприемлемым массогабаритным характеристикам системы.

Для ряда разрабатываемых в настоящее время изделий требуется обеспечить поддержание температуры приборно-агрегатного оборудования разгонного ракетного блока в течение нескольких часов до пуска изделия и в течение суток и более после пуска. В частности, для изделий, запускаемых с морской платформы необходимо обеспечить поддержание температуры приборно-агрегатного оборудования разгонного ракетного блока в заданном допусковом диапазоне в течение 6 часов до пуска и в течение одних суток после пуска. Известные в настоящее время системы обеспечения теплового режима не могут удовлетворить выполнение таких требований.

Задачей настоящего изобретения является обеспечение поддержания температуры приборно-агрегатного оборудования разгонного ракетного блока в заданном допусковом диапазоне в течение длительного времени как в космосе, так и на стартовой позиции при нахождении разгонного ракетного блока в составе головной части ракетного комплекса.

Сущность изобретения заключается в том, что в системе обеспечения теплового режима приборно-агрегатного оборудования разгонного ракетного блока, содержащей контур теплоносителя с газожидкостным теплообменником и побудителем движения теплоносителя и вентилятор, размещенный вместе с упомянутым газожидкостным теплообменником в герметичном контейнере, контур теплоносителя выполнен замкнутым, побудитель циркуляции теплоносителя выполнен в виде электронасосного агрегата, газожидкостный теплообменник выполнен на основе коротких гофр, а в замкнутый контур введены регулятор расхода, многосекционный радиационный теплообменник и термоплаты, на поверхностях которых размещено приборно-агрегатное оборудование, при этом вход регулятора расхода соединен с электронасосным агрегатом, а выходы - со входами многосекционного радиационного и газожидкостного теплообменников, выход многосекционного радиационного теплообменника соединен со входом газожидкостного теплообменника, причем поверхности секций упомянутого радиационного теплообменника расположены коаксиально внутренней поверхности обтекателя разгонного блока и образуют с ней каналы, полости которых снабжены патрубками для подвода воздуха.

Технический результат заключается в том, что по сравнению с известными на сегодняшний день техническими решениями вновь созданная система обеспечивает поддержание температуры приборно-агрегатного оборудования разгонного ракетного блока в заданном допусковом диапазоне в течение продолжительного времени как в земных условиях, так и в космосе.

Это достигается тем, в предлагаемой системе обеспечения теплового режима приборно-агрегатного оборудования разгонного ракетного блока контур циркуляции теплоносителя выполнен замкнутым, побудитель циркуляции выполнен в виде электронасосного агрегата с большим ресурсом работы, газожидкостный теплообменник выполнен на основе коротких гофр с развитой оребренной наружной поверхностью, что обеспечивает его компактность и эффективный теплообмен как со стороны теплоносителя, так и со стороны обтекающего воздуха, и в состав замкнутого контура введены регулятор расхода теплоносителя, многосекционный радиационный теплообменник и термоплаты-теплообменники на основе коротких гофр, на наружных поверхностях которых с хорошим тепловым контактом закреплено приборно-агрегатное оборудование. При циркуляции теплоносителя по замкнутому контуру излишнее тепло, выделяемое приборами и агрегатами при их функционировании, отводится к теплоносителю, в том числе и от агрегатов, установленных вне герметичного контейнера. Затем это тепло сбрасывается в космическое пространство в многосекционном радиационном теплообменнике. Сброс тепла регулируется расходом теплоносителя через него. Требуемый расход обеспечивается регулятором расхода.

Интенсификация процесса теплообмена в герметичном контейнере, где в основном и расположено приборно-агрегатное оборудование, и равномерное распределение температуры по всему объему контейнера обеспечиваются за счет работы вентилятора, который установлен в контейнере и предназначен для обеспечения движения воздуха в замкнутом объеме, что очень существенно для организации эффективного теплообмена в условиях невесомости, где отсутствует конвекция. Все это позволяет в течение продолжительного времени обеспечивать поддержание температуры приборно-агрегатного оборудования разгонного ракетного блока в заданном допусковом диапазоне при нахождении его в космосе. Поддержание температуры приборно-агрегатного оборудования в течение длительного времени при нахождении разгонного ракетного блока в земных условиях в составе головной части ракетного комплекса на стартовой позиции осуществляется за счет отвода тепла от циркулирующего по замкнутому контуру теплоносителя к термостатируемому наземными системами воздуху, омывающему поверхности секций многосекционного радиационного теплообменника при прохождении его по каналам, образованным между внутренней поверхностью обтекателя разгонного ракетного блока и поверхностями секций радиационного теплообменника. Подача воздуха в каналы производится по воздуховодам, соединяющим полости каналов с системой подачи термостатирующего воздуха.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1 приведена схема системы, а на фиг. 2 и 3 показано расположение секций многосекционного радиационного теплообменника относительно обтекателя разгонного ракетного блока.

Система обеспечения теплового режима приборно-агрегатного оборудования разгонного ракетного блока включает два электронасосных агрегата (ЭНА) 1 (один работает постоянно, а другой находится в резерве), перед входом теплоносителя в которые установлены фильтры 2 для очистки теплоносителя. На выходе теплоносителя из электронасосных агрегатов 1 установлен обратный клапан 3 для исключения перетекания теплоносителя через неработающий ЭНА, после обратного клапана 3 установлен регулятор расхода 4, один из выходов которого соединен трубопроводом 5 со входом многосекционного радиационного теплообменника 6, а второй его выход соединен трубопроводом 7 со входом газожидкостного теплообменника 8, ко входу газожидкостного теплообменника с помощью трубопровода 9 подсоединен выход радиационного теплообменника 6. Выход газожидкостного теплообменника 8 соединен со входом одной из последовательно установленных термоплат. Часть термоплат 10 установлена в герметичном контейнере 11, а другая 12 - вне его. Выход последней из последовательно установленных термоплат 12 соединен со входом в фильтры 2. Так образован замкнутый контур теплоносителя. К замкнутому контуру теплоносителя подстыкован компенсатор 13 для компенсации температурных расширений теплоносителя в контуре и на трубопроводе 7 контура теплоносителя. Перед входом трубопровода в контейнер 11 установлен датчик температуры 14, управляющий регулятором расхода 4. В герметичном контейнере 11 установлен вентилятор 15. Секции 16 многосекционного радиационного теплообменника 6 расположены коаксиально внутренней поверхности обтекателя 17 ракетного разгонного блока и образуют с ней каналы 18, полости которых соединены воздуховодами 19 с системой подачи термостатирующего воздуха. Внутри обтекателя 17 расположен топливный бак 20 разгонного ракетного блока.

Работает система следующим образом.

Производится включение одного из двух электронасосных агрегатов и начинается циркуляция теплоносителя по замкнутому контуру и отвод к нему излишнего тепла, выделяемого агрегатами и приборами при их работе. От приборов и агрегатов, установленных на термоплатах 12, тепло отводится теплопроводностью через контачащие поверхности корпусов. Для эффективного теплоотвода термическое сопротивление между поверхностями корпусов приборов и термоплат сведено к минимуму. От агрегатов и приборов, расположенных в герметичном контейнере 11, отвод тепла осуществляется еще и с помощью газа, совершающего движение с помощью вентилятора 15, расположенного в контейнере. Отвод тепла газом производится к развитой оребренной поверхности газожидкостного теплообменника 8. Конструкции газожидкостного теплообменника 8 и термоплат 10, 12 позволяют обеспечить эффективный отвод тепла от их корпусов к теплоносителю, т. к. их теплообменные поверхности выполнены на основе коротких гофр, что позволяет достичь высоких коэффициентов теплоотдачи и получить развитую теплообменную поверхность при небольшом ее объеме. В результате теплоотвода от приборов и агрегатов к теплоносителю его температура повышается. Для ее понижения теплоноситель подается в многосекционный радиационный теплообменник 6.

Доля расхода теплоносителя, направляемого в теплообменник 6, определяется регулятором расхода 4, управление которым через систему управления осуществляется датчиком температуры 14. При повышении температуры теплоносителя до верхнего уровня допускового диапазона весь расход теплоносителя после регулятора расхода 4 направляется в радиационный теплообменник 6. В теплообменнике 6 производится отвод тепла от теплоносителя излучением в окружающее космическое пространство (обтекатель при выводе изделия в космос сбрасывается). Отвод тепла излучением осуществляется с помощью радиационных поверхностей секций 16 многосекционного радиационного теплообменника, которые имеют заданные радиационные характеристики. При понижении температуры теплоносителя до нижнего уровня весь расход регулятора 4 направляется в газожидкостный теплообменник 8, минуя радиационный теплообменник 6. В результате за счет тепловыделений температура теплоносителя повышается. Так осуществляется поддержание температуры теплоносителя, а следовательно, приборов и агрегатов разгонного ракетного блока в заданном допусковом диапазоне при нахождении в космическом пространстве. Ресурс работы такой системы определяется ресурсом работы самых малоресурсных элементов, входящих в нее. В этой системе - это вентилятор, ресурс которого 200 часов, что на несколько порядков превышает требуемое время работы системы. При изменении температуры теплоносителя в заданных пределах его объем изменяется. При повышении температуры часть теплоносителя из замкнутого контура перетекает в компенсатор 13, а при понижении - из компенсатора в контур.

При нахождении разгонного ракетного блока в земных условиях в составе головной части ракетного комплекса на стартовой позиции отвод тепла от теплоносителя, циркулирующего по замкнутому контуру, осуществляется также с помощью радиационного теплообменника 6, радиационные поверхности секций 16 которого омываются термостатируемым с помощью наземных систем воздухом. Температура подаваемого в каналы 18 по воздуховодам 19 воздуха устанавливается наземными системами в зависимости от показаний датчика температуры 14. Для более эффективного теплообмена в каналах 18 между поверхностями секций 16 и циркулирующим по ним воздухом расстояние между поверхностью обтекателя 17 и поверхностями секций 16 должно быть возможно минимальным. Это позволяет увеличить скорость воздуха 6, а следовательно, повысить теплообмен при заданной мощности вентилятора.

Таким образом, совокупность новых признаков, отсутствующих в известных технических решениях, позволяет достичь нового технического результата: обеспечить поддержание температуры приборно-агрегатного оборудования разгонного ракетного блока в заданном допусковом диапазоне в течение длительного времени в космосе, так и на стартовой позиции при нахождении разгонного ракетного блока в составе головной части ракетного комплекса.

Формула изобретения

Система обеспечения теплового режима приборно-агрегатного оборудования разгонного ракетного блока, содержащая контур теплоносителя с газожидкостным теплообменником и побудителем движения теплоносителя и вентилятор, размещенный вместе с упомянутым газожидкостным теплообменником в герметичном контейнере, отличающаяся тем, что в ней контур теплоносителя выполнен замкнутым, побудитель циркуляции теплоносителя выполнен в виде электронасосного агрегата, газожидкостный теплообменник выполнен на основе коротких гофр, а в замкнутый контур введены регулятор расхода, многосекционный радиационный теплообменник и термоплаты, на поверхностях которых размещено приборно-агрегатное оборудование, при этом вход регулятора расхода соединен с электронасосным агрегатом, а выходы - со входами многосекционного радиационного и газожидкостного теплообменников, выход многосекционного радиационного теплообменника соединен со входом газожидкостного теплообменника, причем поверхности секций упомянутого радиационного теплообменника расположены коаксиально внутренней поверхности обтекателя разгонного блока и образуют с ней каналы, полости которых снабжены патрубками для подвода воздуха.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3