Устройство для воздушного термостатирования космических объектов

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и, в частности, к наземным средствам воздушного термостатирования космических объектов (КО), запускаемых ракетой-носителем. Предлагаемое устройство содержит вентиляторы, фильтры очистки и охладители воздуха с магистралями подачи жидкого холодоносителя, холодильный центр, электронагреватели и магистральный трубопровод подачи воздуха в КО. При этом устройство снабжено полым кубом, расположенным на агрегате обслуживания КО и соединенным пробоотборным и возвратным трубопроводами с указанным магистральным трубопроводом. На боковых гранях куба установлены смотровые окна, у которых расположены источник света, фотоприемник лучей, рассеянных аэрозольными частицами подаваемого в КО воздуха, усилитель сигнала и калибратор фотоприемника, а также поглотитель нерассеянного света. Предусмотрено дистанционное электронное устройство индикации, регистрации и документирования результатов контроля чистоты воздуха. Оно связано кабелем с калибратором и усилителем сигнала фотоприемника. Изобретение направлено на повышение термодинамической эффективности устройства путем снижения потерь контролируемого воздуха, а также на обеспечение безопасности обслуживающего персонала. 2 ил.

Предлагаемое изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к наземным средствам воздушного термостатирования, обеспечивающим необходимый температурно-влажностный режим космических объектов при нахождении их в составе космических ракет-носителей на стартовом комплексе путем подачи в них воздуха с необходимым расходом, температурой, влажностью и степенью чистоты в части аэрозольного загрязнения.

Эффективность и надежность функционирования оптических и электронных устройств, находящихся в космических объектах, зависит от чистоты среды объекта, поэтому при подготовке ракет-носителей к пуску на стартовом комплексе проводится постоянный контроль чистоты воздуха, подаваемого в космический объект, по результатам которого принимаются соответствующие меры по проведению регенерации средств очистки воздуха (фильтров), входящих в состав систем термостатирования, или повышению их эффективности другими способами.

Отбор проб воздуха из магистралей соответствующих систем термостатирования для контроля чистоты в настоящее время производится с использованием специальных устройств.

Известно устройство для воздушного термостатирования космических объектов по патенту RU 2135910, являющееся аналогом предлагаемого устройства, в котором контроль чистоты воздуха, подаваемого в космический объект, может производиться с использованием устройства отбора проб, например, по патенту RU 2152017. При этом снижается термодинамическая эффективность устройства для воздушного термостатирования вследствие потери 4...6% расхода продукционного воздуха в процессе контроля чистоты и безопасность функционирования устройства ввиду необходимости присутствия обслуживающего персонала, производящего контроль чистоты воздуха, рядом с ракетой-носителем, заправляемой пожароопасными компонентами топлива.

Проведенные патентные исследования показали, что наиболее близкой по технической сущности к предлагаемому устройству является система термостатирования 8Г332П, эксплуатируемая в настоящее время на стартовом комлексе 17П32-5, в которой для отбора проб и контроля чистоты воздуха использовано известное устройство по патенту RU 2158421. Эта система, принципиальная схема которой приведена на Фиг.1, принята в качестве прототипа предлагаемого устройства для воздушного термостатирования космических объектов.

Система содержит вентиляторы подачи воздуха, фильтры для очистки воздуха, охладители воздуха, средства подачи и охлаждения жидкого холодоносителя, электронагреватель воздуха, магистральный трубопровод подачи воздуха в космический объект, пробоотборное устройство и термоконтейнер с анализатором пробы воздуха, размещенные на агрегате обслуживания.

Система 8Г332П функционирует следующим образом. Воздух окружающей среды через заборное устройство 1 и фильтр предварительной очистки от аэрозольного загрязнения 2 поступает в низконапорный вентилятор 3, где сжимается до избыточного давления 1000 мм вод. ст. и затем подается в охладитель воздуха 4.

При положительных температурах окружающей среды система работает в режиме охлаждения, и в охладителе воздуха 4 воздух охлаждается до температуры 3^oС при теплообмене с промежуточным жидким холодоносителем, подаваемым по магистралям 5 из холодильного центра 6, где холодоноситель охлаждается в парокомпрессионных холодильных машинах до температуры минус 10...15^oС. В охладителе воздуха 4 из воздуха конденсируется влага, которая постоянно отводится из охладителя воздуха.

Дальнейшее охлаждение воздуха до температуры минус 10^oС производится в регенерационных охладителях воздуха 7 и 8, работающих попеременно: один - в режиме вымораживания влаги на теплопередающих поверхностях охладителя, внутрь которых подается жидкий холодоноситель, другой - в режиме регенерации, которая производится путем подачи в него вентилятором 9 воздуха из помещения, в котором размещается оборудование системы, нагретого до температуры 40...60^oС в электронагревателе 10.

При отрицательных температурах окружающей среды холодоноситель в охладители воздуха не подается, а воздух нагревается до требуемой температуры в электронагревателе 11 и поступает в фильтр тонкой очистки 12, а затем по магистральному трубопроводу 13, проложенному по агрегату обслуживания 14, в космический объект 15 ракеты-носителя 16, находящейся на пусковой установке 17.

Отбор пробы воздуха для контроля чистоты производится при помощи устройства отбора проб 18, обеспечивающего требуемые значения параметров воздуха (давление, расход, скорость) на входе в анализатор пробы 19.

Пуски ракет-носителей проводят в диапазоне температур окружающей среды от минус 40 до 50^oС, а электронный анализатор пробы работоспособен в диапазоне температур от 5 до 35^oС, поэтому он находится в термоконтейнере 20, размещаемом на соответствующей площадке 21 агрегата обслуживания 14.

Внутри термоконтейнера 20 поддерживается температура в пределах от 5 до 35^oС путем подачи в него из магистрального трубопровода 13 части продукционного воздуха по трубопроводу 22. Необходимый расход воздуха регулируется заслонкой 23. Температура воздуха, подаваемого в космический объект, зависит от температуры окружающей среды. При отрицательных температурах окружающей среды в космический объект, а следовательно, и в термоконтейнер подается воздух с положительными температурами, а при высоких положительных температурах окружающей среды - с нулевой или отрицательной температурой, что позволяет обеспечить температуру среды в термоконтейнере 20 в диапазоне от 5 до 35^oС.

Опыт эксплуатации системы 8Г332П показал, что она имеет следующие недостатки: 1. Термодинамическая эффективность системы уменьшается ~ на 10% ввиду потери 12. . . 15% расхода продукционного воздуха, истекающего в окружающую среду из днища устройства отбора проб 18, анализатора пробы 19 и термоконтейнера 20.

2. Усложняются условия работы обслуживающего персонала ввиду необходимости доставки на площадку агрегата обслуживания переносного термоконтейнера с анализатором пробы весом 25 кг и эвакуации его в конце работы перед отводом агрегата обслуживания.

3. Снижается безопасность эксплуатации системы из-за необходимости нахождения обслуживающего персонала на площадке обслуживания для проведения операций по контролю чистоты воздуха во время заправки ракеты-носителя пожароопасными компонентами топлива.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков прототипа и создание устройства для воздушного термостатирования космических объектов, выводимых ракетой-носителем на заданную орбиту, позволяющего повысить его термодинамическую эффективность путем устранения потерь продукционного воздуха в окружающую среду в процессе дистанционного контроля его чистоты до момента отвода агрегата обслуживания от ракеты-носителя, обеспечив требуемую безопасность обслуживающего персонала.

Поставленная техническая задача решается тем, что устройство для воздушного термостатирования космических объектов, выводимых ракетой-носителем на заданную орбиту, содержащее вентиляторы, фильтры предварительной и тонкой очистки воздуха, охладители воздуха, магистрали подачи жидкого холодоносителя, холодильный центр, электронагреватели воздуха и магистральный трубопровод подачи воздуха в космический объект, снабжено расположенным на агрегате обслуживания и соединенным трубопроводами с магистральным трубопроводом подачи воздуха в космический объект полым кубом, на боковых гранях которого установлены уплотненные резиновыми кольцами стеклянные смотровые окна, источник света, линзы, калибратор, поглотитель света, измерительный фотоприемник и усилитель сигнала фотоприемника, а также электронным устройством индикации, регистрации и документирования результатов контроля чистоты воздуха, расположенным в пультовой системы управления пуском ракеты-носителя и соединенным кабелем с калибратором и усилителем сигнала фотоприемника.

Сравнительный анализ признаков известных технических решений, содержащихся в аналоге и прототипе, и предлагаемого устройства показал, что заявляемая совокупность признаков предлагаемого устройства воздушного термостатирования космических объектов соответствует критерию изобретения "существенные отличия".

Сущность предлагаемого изобретения поясняется схемой на Фиг.2.

Устройство для воздушного термостатирования космических объектов содержит заборную шахту для воздуха окружающей среды 1, фильтр предварительной очистки воздуха 2, вентилятор 3 для подачи воздуха, охладители воздуха 4, 5, 6, электронагреватель 7, фильтр тонкой очистки воздуха 8, магистральный трубопровод подачи воздуха 9 в космический объект 10 ракеты-носителя 11, установленной на пусковом устройстве 12. Охладители воздуха 4, 5, 6 связаны магистралями подачи холодоносителя 13 с холодильным центром 14, а также магистралями подачи горячего воздуха 15 с вентилятором 16 и электронагревателем 17.

Магистральный трубопровод подачи воздуха 9, расположенный на площадке 19 агрегата обслуживания 18, соединен пробоотборным трубопроводом 20 и возвратным трубопроводом 21 с полым кубом 22, на боковых гранях которого установлены четыре стеклянных смотровых окна 23, уплотненных при помощи резиновых колец 24, линзы 25, 26, источник света 27, калибратор 28, поглотитель света 29, измерительный фотоприемник 30 и усилитель сигнала фотоприемника 31. Усилитель сигнала фотоприемника 31 и калибратор 28 соединены кабелем 32 с электронным прибором 33, содержащим индикаторное табло, средства для регистрации, документирования результатов контроля чистоты воздуха и расположенным в пультовой 34 системы управления пуском ракеты-носителя 11. Источник света 27 соединен кабелем 35 с источником питания переменным током 36, расположенным на площадке 19 агрегата обслуживания 18.

Работа предлагаемого устройства для воздушного термостатирования космических объектов начинается с момента установки ракеты-носителя 11 на пусковое устройство 12 и заканчивается в момент отвода агрегата обслуживания 18 от ракеты-носителя 11.

Устройство функционирует следующим образом. Воздух окружающей среды через заборную шахту 1 и фильтр предварительной очистки воздуха 2 от аэрозольного загрязнения поступает в вентилятор 3, где сжимается до избыточного давления 1000...1500 мм вод. ст. и затем подается в охладитель воздуха 4 для охлаждения до температуры плюс 3^oС при работе устройства в режиме охлаждения путем теплообмена с промежуточным жидким холодоносителем, подаваемым из холодильного центра 14, в котором холодоноситель охлаждается в парокомпрессионных холодильных машинах до температуры минус 10...15^oС. В охладителе воздуха 4 происходит постоянная конденсация влаги, которая затем отводится из охладителя воздуха.

Дальнейшее охлаждение воздуха до температуры минус 10^oС производится в регенерационных охладителях воздуха 5 и 6, работающих попеременно: один - в режиме вымораживания влаги на теплопередающих поверхностях охладителя воздуха, внутрь которых подается жидкий холодоноситель, другой - в режиме регенерации, которая производится путем подачи в охладитель воздуха вентилятором 16 из помещения, в котором размещается оборудование системы, воздуха, нагретого до температуры 40...60^oС в электронагревателе 17, с последующим выбросом увлажненного воздуха в окружающую среду.

При работе устройства в режиме нагрева жидкий холодоноситель в охладители воздуха 4, 5, 6 не подается, а продукционный воздух нагревается до требуемой температуры в электронагревателе 7.

Охлажденный или нагретый воздух поступает в фильтр тонкой (до 5 мкм) очистки воздуха 8, а затем по магистральному трубопроводу 9, расположенному на агрегате обслуживания 18, поступает в космический объект 10. Часть воздуха (~ 1%) отбирается из магистрального трубопровода 9 через пробоотборный трубопровод 20 и направляется в полый куб 22 для контроля чистоты воздуха, а затем через возвратный трубопровод 21 возвращается в магистральный трубопровод подачи воздуха 9.

В полом кубе 22 воздух проходит через поток света, подаваемый источником света 27 через линзу 25 и смотровое окно 23. При наличии в продукционном воздухе аэрозольных частиц лучи света рассеиваются при столкновении с ними. Рассеянные лучи через смотровое окно и линзу 26 фокусируются на измерительный фотоприемник 30, электрический сигнал от которого усиливается усилителем сигнала 31 и по кабелю 32 передается на электронный прибор 33 для индикации, регистрации и документирования результатов контроля чистоты воздуха.

Калибратор 28 предназначен для настройки измерительного фотоприемника 30, а поглотитель света 29 - для поглощения нерассеянных лучей источника света 27.

Контроль чистоты воздуха производится автоматически в диапазоне температур окружающей среды от минус 40 до 50^oС, поэтому не требуется использование термоконтейнера и присутствия обслуживающего персонала на площадке агрегата обслуживания.

Электронный прибор работоспособен в диапазоне температур от 5 до 35^oС и располагается на безопасном от ракеты-носителя расстоянии в пультовой системы управления пуском ракеты-носителя, в которой поддерживается температура в диапазоне 15...18^oС специальной системой кондиционирования.

Таким образом, предлагаемая конструкция устройства для воздушного термостатирования космических объектов позволяет проводить постоянный дистанционный, автоматический контроль чистоты воздуха, подаваемого в космический объект, из пультовой системы управления пуском ракеты-носителя до момента отвода агрегата обслуживания от ракеты-носителя, что повышает надежность и безопасность функционирования всего устройства в целом.

Предлагаемое устройство для воздушного термостатирования космических объектов, выводимых ракетой-носителем на заданную орбиту, может быть использовано при создании новых стартовых комплексов, например, для ракеты-носителя типа "Аврора".

Формула изобретения

Устройство для воздушного термостатирования космических объектов, выводимых ракетой-носителем на заданную орбиту, содержащее вентиляторы, фильтры предварительной и тонкой очистки воздуха, охладители воздуха, магистрали подачи жидкого холодоносителя, холодильный центр, электронагреватели воздуха и магистральный трубопровод подачи воздуха в космический объект, отличающееся тем, что оно снабжено расположенным на агрегате обслуживания космического объекта и соединенным пробоотборным и возвратным трубопроводами с указанным магистральным трубопроводом подачи воздуха полым кубом, на боковых гранях которого установлены уплотненные резиновыми кольцами стеклянные смотровые окна, у которых расположены источник света с линзами, измерительный фотоприемник света, рассеянного аэрозольными частицами подаваемого в космический объект воздуха, с усилителем его сигнала, калибратор указанного фотоприемника и поглотитель света, не рассеянного данными аэрозольными частицами, при этом оно также снабжено электронным устройством индикации, регистрации и документирования результатов контроля чистоты воздуха, расположенным в пультовой системы управления пуском ракеты-носителя и соединенным кабелем с калибратором и усилителем сигнала фотоприемника.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2