Способ термостатирования объектов ракетного блока и бортовая система для его реализации

Способ термостатирования объектов ракетного блока и бортовая система для его реализации

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к воздушной бортовой системе термостатирования (БСТ) объектов ракетного блока (РБ), например приборного отсека (ПО), блоков автоматики системы управления (СУ) и др. объектов, и предназначено для термостатирования объектов РБ в период предстартовой подготовки РБ.

Известен способ термостатирования объектов, например приборов системы управления, размещаемых в отсеке головного блока (ГБ) ракеты-носителя (РН), включающий вдув термостатирующей среды (ТС) в ГБ, ее перетекание по длине ГБ с последующим истечением из него, при котором обеспечивают допустимую эксплуатационную температуру объектов в период предстартовой подготовки [1].

Недостаток этого технического решения - не обеспечивает упорядоченное течение ТС в отсеке ГБ. Кроме того, вдув ТС в ГБ осуществляют с температурой и расходом ТС на входе в отсек, соответствующими температуре в наиболее теплонапряженных точках объекта термостатирования (ОТ) [2], что приводит к неоптимальным эксплуатационным температурам нагрева объектов.

Известен способ термостатирования ПО РБ космической головной части (КГЧ) РН, включающий вдув ТС в РБ, перетекание ТС по его длине с последующим истечением из РБ [3].

При этом вдув ТС в РБ осуществляют в осевом направлении. Причем вдув ТС в РБ осуществляют с расходом и температурой, также как и в аналоге, соответствующими температуре в наиболее теплонапряженных точках ПО [2], что приводит к неоптимальным эксплуатационным температурам нагрева ПО и является недостатком этого технического решения.

Приведенное техническое решение разработано по теме "Морской старт" и обеспечивает эксплуатационные тепловые режимы ПО в период предстартовой подготовки КГЧ.

Техническое решение [3] принято авторами за прототип способа.

Известно устройство для термостатирования объектов, размещенных в отсеке ГБ, содержащее отверстие вдува ТС, выполненное в оболочке ГБ и сообщенное магистралью питания ТС с воздушной системой обеспечения теплового режима (ВСОТР) объектов, обеспечивающей заданные параметры вдува на входе в отсек ГБ, а также отверстия истечения ТС, выполненные в оболочке отсека ГБ [4].

Недостатком этого технического решения является несовершенство конструкции устройства, обусловленное отсутствием устройства вдува (УВ), что приводит к неупорядоченному перетеканию ТС в отсеке ГБ и, как следствие, к низкой эффективности охлаждения объектов.

Наиболее близким аналогом является воздушная БСТ ПО РБ, разработанная по теме "Морской старт", в которой ПО выполнен тороидальной формы [3].

Согласно этому техническому решению, БСТ содержит отверстие вдува ТС с клапаном, выполненное в оболочке РБ, отверстия истечения ТС с клапанами, выполненные в оболочке РБ. Клапаны отверстий - одностороннего действия и выполнены в виде подпружиненных крышек.

БСТ содержит также УВ ТС, размещенное в РБ, выполненное в виде раздаточного коллектора. Коллектор соединен магистралью подвода ТС с отверстием вдува ТС в РБ, и в нем выполнены отверстия истечения ТС, обеспечивающие обтекание ПО в осевом направлении [3].

Техническое решение [3] принято авторами за прототип устройства.

Недостаток этого технического решения - существенный вес конструкции УВ за счет раздаточного коллектора и магистралей подвода ТС к коллектору, предназначенных для охлаждения ПО, размещенных в РБ, что приводит к потере в массе полезного груза (ПГ), выводимого РН на орбиту искусственного спутника Земли (ОИСЗ).

Задачей изобретения является создание БСТ для РБ с улучшенными эксплуатационными характеристиками для охлаждения объектов, размещенных в РБ, при нагреве объектов от внутреннего (работа приборов объекта) источника нагрева.

Данная задача решается за счет того, что в способе термостатирования объектов РБ, включающем вдув ТС в РБ, перетекание ТС по его длине с последующим истечением из РБ, при которых обеспечивают тепловой режим функционирования объектов, согласно изобретению, вдув ТС в РБ осуществляют со стороны его боковой поверхности с вектором скорости вдуваемой ТС, направленным в сторону объектов термостатирования под углом к поперечной плоскости РБ и со смещением этого вектора относительно оси симметрии РБ, обеспечивая закрутку относительно оси РБ вдуваемой ТС, реализующим количество тепла, снимаемого с объектов, большее или равное количеству тепла, выделяемого в процессе эксплуатации объектов в период предстартовой подготовки РБ.

Данная задача решается также за счет того, что в бортовой системе термостатирования объектов РБ, содержащей отверстие вдува ТС, отверстия ее истечения из РБ, выполненные в оболочке РБ вблизи его основания, клапаны одностороннего действия отверстий вдува и истечения, шарнирно установленные в оболочке РБ, устройство вдува ТС в РБ, согласно изобретению, устройство вдува ТС в РБ выполнено в виде дозвукового диффузора с изогнутой осью и установлено в зазоре между объектами термостатирования и оболочкой РБ, его входное отверстие сообщено с отверстием вдува в оболочке РБ, а выходное отверстие диффузора расположено таким образом, что касательная к оси диффузора в его выходном сечении направлена под углом к поперечной плоскости РБ и со смещением ее относительно оси симметрии РБ.

Техническим результатом изобретения является уменьшение веса конструкции БСТ за счет минимизации габаритно-весовых характеристик УВ и исключения магистрали подвода ТС к УВ при улучшении теплообмена на поверхности объектов в период предстартовой подготовки РБ.

Задача решается на примере термостатирования ПО тороидальной формы, размещенного в РБ, с использованием разработанной для термостатирования БСТ.

На фиг.1 приведены основные элементы БСТ РБ с размещенными в РБ ПО тороидальной формы.

На фиг.2 показан фрагмент ПО РБ с диффузором (узел I).

На фиг.3 показана схема расположения диффузора относительно ПО, а также направление вектора скорости V вдуваемой в РБ ТС в его выходном сечении.

На этих фигурах:

1 - ракетный блок (РБ);

2 - оболочка РБ;

3 - приборный отсек (ПО);

4 - отверстие вдува;

5 - клапан отверстия вдува;

6 - устройство вдува (УВ);

7 - отверстия истечения;

8 - клапаны отверстий истечения;

9 - входное отверстие диффузора;

10 - выходное отверстие диффузора;

11 - магистраль питания;

12 - агрегаты двигательной установки;

13 - касательная к оси диффузора в его выходном сечении;

14 - теплозащита;

15 - приборы.

На фиг.4 по сравнению с исходным вариантом (прототипом) приведены зависимости относительного количества тепла (далее - количества тепла) q, снимаемого с поверхности ПО, от температуры Т_по поверхности ПО при работе БСТ, где

q₁ - для данного технического решения;

q₂ - для прототипа (вариант с коллектором).

БСТ ПО 3 тороидальной формы с теплозащитой 14 и приборами 15 системы управления РБ 1 содержит отверстие вдува 4 ТС, выполненное в оболочке РБ 2. Отверстие вдува 4 снабжено клапаном отверстия вдува 5, отверстия истечения 7 - клапанами отверстий истечения 8. Клапан отверстия вдува 5 и клапаны отверстий истечения 8 - одностороннего действия и выполнены в виде подпружиненных крышек, шарнирно соединенных с оболочкой РБ 2. БСТ содержит также УВ 6 в РБ 1 (фиг.1, 2).

УВ 6 в РБ 1 выполнено в виде дозвукового диффузора с изогнутой осью и установлено в зазоре между ПО 3 и оболочкой РБ 2. Входное отверстие диффузора 9 сообщено с отверстием вдува 4 оболочки РБ 2. Выходное отверстие диффузора 10 расположено таким образом, что касательная к оси диффузора в его выходном сечении 13 направлена под углом α к поперечной плоскости РБ 1 в сторону ПО 3 и со смещением относительно оси его симметрии (фиг.1. 2, 3).

Выполнение диффузора с изогнутой осью и его размещение в зазоре между ПО 3 и оболочкой РБ 2 приводит к уменьшению веса конструкции УВ 6 за счет исключения коллектора и магистрали подвода ТС к нему, по сравнению с прототипом.

Выбор формы УВ 6 в виде дозвукового диффузора с расширяющимся каналом позволяет уменьшить скорости ТС в выходном отверстии диффузора 10 до величин, при которых нагрузки на элементы теплозащиты 14 ПО 3 не превышают полетных.

Таким образом, за счет исключения раздаточного коллектора и магистрали подвода ТС к коллектору (прототип) в РБ 1 уменьшают вес конструкции БСТ.

Термостатирование ПО 3 осуществляют следующим образом.

В течение времени предстартовой подготовки РБ РН, при котором осуществляют проверку работы приборов 15 и ПО 3 РБ, происходит нагрев ПО 3. Для обеспечения допустимого его нагрева реализуют вдув ТС с эксплуатационным расходом через отверстие вдува 4 ТС в РБ 1, сообщенном с диффузором. При этом предварительно открывают подпружиненный клапан отверстия вдува 4 и сообщают отверстие вдува 4 с магистралью питания 11 ТС системы ВСОТР.

Для реализации поставленной задачи вдув ТС в РБ 1 осуществляют со стороны его боковой поверхности с вектором скорости V вдуваемой ТС, направленным под заданным углом α к поперечной плоскости РБ 1 и со смещением его относительно оси симметрии РБ, направление которого совпадает с касательной к оси диффузора в его выходном сечении 13 (фиг.3).

Тем самым осуществляют закрутку вдуваемой в РБ 1 ТС относительно оси РБ 1 с составляющими вектора скорости вдуваемой ТС V_x, V_y, V_z, направленными соответственно в радиальном (к оси РБ), аксиальном (в канале между ПО и оболочкой РБ) и тангенциальном (к оболочке РБ) направлениях, необходимых для обеспечения закрутки [5] ТС в РБ 1.

При этом основная масса ТС, вдуваемая диффузором, с реализацией закрученного в РБ 1 течения, охлаждает торовую поверхность ПО 3, нагретую в процессе работы его приборов 15, и через зазоры с оболочкой РБ 2 и агрегатами двигательной установки 12 перетекает к отверстиям истечения 7 в оболочке РБ 2, выполненными вблизи основания РБ 2, через которые вытекает в атмосферу, преодолевая сопротивление подпружиненных клапанов отверстий истечения 8.

Перед стартом РН термостатирование ПО 3 РБ 1 прекращают. Магистраль питания 11 ТС системы ВСОТР отводят. Подпружиненный клапан отверстия вдува 5 и клапаны отверстий истечения 8 перекрывают отверстие вдува 4 и отверстия истечения 7.

Критерием эффективности термостатирования ПО 3 является количество тепла q, снимаемого с поверхности ПО 3, от температуры его поверхности Т_по по сравнению с количеством тепла q_вн, выделяемого в процессе работы его приборов: q≥q_вн (фиг.4).

Количество тепла q, снимаемого с поверхности ПО 3, может быть определено с использованием известной методики, с точностью до размерного коэффициента [6], учитывающей разность температур поверхности твердого тела и окружающей среды, по формуле

q=K·K₁·V^0,5·(T_от-T)·S,

где q - количество тепла, снимаемого с объектов при обтекании ТС;

V - осредненная скорость ТС вблизи поверхности объекта;

Т - осредненная температура ТС вблизи поверхности объекта;

Т_от - температура поверхности объекта;

S - площадь поверхности объекта;

К - размерный коэффициент;

К₁ - коэффициент теплового сопротивления теплоизоляции объекта.

V и Т определяют по результатам математического моделирования обтекания ТС ПО 3 при заданном угле α.

Количество тепла q_вн, выделяемого в процессе работы приборов объекта, определяют по известному из паспортных данных потреблению электроэнергии приборами 15, размещенными в ПО 3.

Из фиг.4 следует, что при заданном q_вн обеспечивается более интенсивное охлаждение поверхности ПО 3 по сравнению с прототипом (T_по1<Т_по2).

Таким образом, улучшают теплообмен на поверхности ПО 3, осуществляя его более интенсивное охлаждение, что приводит, наряду с уменьшением веса конструкции БСТ, к выполнению поставленной задачи - созданию БСТ РБ с улучшенными эксплуатационными характеристиками.

Проведенный анализ термостатирования ПО 3 показал, что при вдуве ТС в РБ 1 со штатными расходами и температурой ТС на входе в РБ 1, одинаковыми с прототипом, с вектором скорости V, направленным под углом α к поперечной плоскости РБ 1, равным 15°, обеспечивается эксплуатационная температура нагрева ПО 3 Т_по<20° в режиме всего периода (5-10 час) предстартовой подготовки РБ 1. При этом за счет исключения магистрали подвода и раздаточного коллектора ТС в РБ обеспечивается увеличение веса ПГ, выводимого РН на ОИСЗ, на ˜23 кг.

Техническое решение может быть применено также для термостатирования объектов, размещенных в РБ, другой формы, отличной от торовой, например, дискретно расположенных блоков автоматики СУ цилиндрической формы или выполненных в форме параллелепипеда. Также может быть использовано для охлаждения ПГ, размещенного в ГБ. При этом увеличение веса ПГ может быть достигнуто за счет уменьшения веса конструкции БСТ, предназначенной для охлаждения блоков автоматики СУ или ПГ.

В частном случае, когда отсутствует внутренний теплоподвод (q_вн=0) к ОТ, техническое решение может быть также применено, например, для термостатирования твердотопливных ракетных блоков, а также двигателей аварийного спасения космических объектов.

В настоящее время техническое предложение прорабатывается для реализации на РБ по теме "Морской старт".

Литература

1. "Космодром", под ред. проф. А.П.Вольского, ВИ МО СССР, М., 1977. стр.210-212.

2. Там же, стр.204.

3. Руководство пользователя. SEA LAVNCH, March 26, 1966. Д688-10009-1. стр.5-2. 5-3, фиг.5.2.3-1.

4. "Космодром", под ред. проф. А.П.Вольского, ВИ МО СССР, М., 1977. стр.211. рис.6.2.

5. А.Гупта и др. Закрученные потоки. Под ред. д-ра тех. наук С.Ю.Крашенинникова, М.: Мир. 1987. стр.24.

6. "Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике", под ред. проф. В.К.Кошкина. М.: Машиностроение, 1975. стр.28.

1. Способ термостатирования объектов ракетного блока, включающий вдув термостатирующей среды в ракетный блок, перетекание термостатирующей среды по его длине с последующим истечением из ракетного блока, при которых обеспечивают тепловой режим функционирования объектов, отличающийся тем, что вдув термостатирующей среды в ракетный блок осуществляют со стороны его боковой поверхности так, что вектор скорости вдуваемой термостатирующей среды направлен в сторону объектов ракетного блока под углом к плоскости поперечного сечения ракетного блока и со смещением относительно оси симметрии ракетного блока, обеспечивая закрутку вдуваемой термостатирующей среды относительно оси симметрии ракетного блока, причем при упомянутом вдуве с объектов ракетного блока снимают количество тепла, большее или равное количеству тепла, выделяемого в процессе эксплуатации упомянутых объектов в период предстартовой подготовки ракетного блока.

2. Бортовая система термостатирования объектов ракетного блока, содержащая отверстие вдува термостатирующей среды в ракетный блок, отверстия ее истечения из ракетного блока, выполненные в оболочке ракетного блока вблизи его основания, клапаны одностороннего действия отверстий вдува и истечения, шарнирно установленные в оболочке ракетного блока, устройство вдува термостатирующей среды в ракетный блок, отличающаяся тем, что устройство вдува термостатирующей среды в ракетный блок выполнено в виде дозвукового диффузора с изогнутой осью и установлено в зазоре между объектами ракетного блока и его оболочкой, входное отверстие диффузора сообщено с отверстием вдува в оболочке ракетного блока, а выходное отверстие диффузора расположено таким образом, что касательная к оси диффузора в его выходном сечении направлена под углом к плоскости поперечного сечения ракетного блока и со смещением относительно оси симметрии ракетного блока.