Система обеспечения теплового режима космического объекта

 

Изобретение относится к космической технике, конкретно к системам обеспечения теплового режима космических объектов, преимущественно разгонных ракетных блоков. Задачей изобретения является создание системы обеспечения теплового режима космического объекта, мощность (холодопроизводительность) которой на стартовом комплексе была бы не менее чем в полете, при этом система должна обеспечивать возможность автономного активного термостатирования космического объекта вне зависимости от режимов термостатирования и теплового состояния полезной нагрузки. В состав известной системы обеспечения приборно-агрегатного оборудования разгонного ракетного блока, содержащей замкнутый гидравлический контур промежуточного теплоносителя, объединяющий по крайней мере один газожидкостный теплообменник, побудитель движения теплоносителя и регулятор расхода жидкости с блоками управления и контроля, секционный радиационный теплообменник с байпасной гидравлической магистралью, контактные теплообменники, датчиковую аппаратуру и дренажно-заправочную арматуру, дополнительно введены двухполостной жидкостно-жидкостный теплообменник, одна из полостей которого включена в байпасную гидравлическую магистраль секционного радиационного теплообменника, и отрывной двухпроходной гидравлический разъем, состоящий из двух герметично соединенных между собой разделяющихся частей, причем первая часть отрывного двухпроходного гидравлического разъема выполнена стационарной, установлена на космическом объекте и связана напорной и сливной гидравлическими магистралями со второй полостью двухполостного жидкостно-жидкостного теплообменника, а вторая, отделяемая, часть отрывного двухпроходного гидравлического разъема, предназначенная для механического закрепления на конструкции стартового сооружения, снабжена двумя штуцерами для подключения напорной и сливной гидравлических магистралей наземной жидкостной системы обеспечения теплового режима. Технический результат - обеспечение более высокой холодопроизводительности на стартовом комплексе и значительный экономический эффект. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике, конкретно к системам обеспечения теплового режима космических объектов, преимущественно разгонных ракетных блоков, предназначенных для довыведения полезных нагрузок (космические аппараты различного класса и назначения) на геостационарные, высокоэллиптические и гелиоцентрические орбиты.

Изобретение может быть использовано на предприятиях, разрабатывающих и эксплуатирующих космическую ракетную технику.

Известна система обеспечения теплового режима космического аппарата (см. В. В. Малоземов и другие. "Выбор проектных параметров перспективных систем обеспечения теплового режима летательных аппаратов", Москва, изд. МАИ, 1989 г., с. 14-37).

Система содержит размещенный в герметичном приборном контейнере газожидкостный испарительный теплообменник, жидкостная полость которого с одной стороны связана с емкостью, заполненной запасом хладагента, а с другой стороны - сообщена с окружающей космический аппарат внешней средой (на Земле с атмосферой, в космосе с вакуумом).

Емкость с запасом хладагента разделена на две полости (жидкостную и газовую) подвижной эластичной диафрагмой. Жидкостная полость (большая по объему) заполнена хладагентом (обычно водно-спиртовые растворы различной концентрации), а газовая полость емкости заправлена азотом с определенным давлением, который предназначен для подачи хладагента в жидкостную полость газожидкостного испарительного теплообменника путем вытеснения его из жидкостной полости емкости. В состав испарительного теплообменника входит также вентилятор, обеспечивающий циркуляцию газа, заполняющего приборный контейнер, через теплообменную часть агрегата.

Принцип действия системы в полете состоит в охлаждении циркулирующего через газожидкостной испарительный теплообменник газа за счет затраты тепла на испарение хладагента.

Термостатирование приборного контейнера такого космического аппарата при его наземной подготовке на стартовом комплексе производится путем внешнего обдува контейнера воздухом с определенной температурой (в зависимости от внешних климатических условий), подаваемым наземной воздушной системой обеспечения теплового режима (ВСОТР) под обтекатель космической головной части (КГЧ).

Сама бортовая система при этом не охлаждает воздух внутри контейнера, а обеспечивает лишь выравнивание температурных полей по приборам и внутренней конструкции контейнера за счет создания принудительной циркуляции воздуха с помощью вентилятора испарительного теплообменника.

Известна также система обеспечения теплового режима приборно-агрегатного оборудования разгонного ракетного блока (см. "Системы терморегулирования космических аппаратов", перевод с английского под редакцией Г.И. Воронина, М.: Машиностроение, 1968 г., с. 72-114).

Система содержит газожидкостный теплообменник-испаритель, жидкостная полость которого через запорный пироклапан и дроссель связана с окружающей разгонный ракетный блок внешней средой.

Хладагент (20%-ный раствор этилового спирта в воде) хранится в сферической емкости, разделенной на две полости эластичной диафрагмой. Жидкостная полость емкости через два параллельно установленных электромагнитных клапана (основной и резервный) связана трубопроводом с жидкостной полостью газожидкостного теплообменника-испарителя.

Газовая полость емкости заполнена азотом с определенным давлением, предназначенным для регулируемого вытеснения хладагента в жидкостную полость газожидкостного теплообменника-испарителя.

Газожидкостный теплообменник-испаритель, емкость с хладагентом, блок вентиляторов, обеспечивающий циркуляцию газовой среды приборного контейнера через теплообменник-испаритель; электромагнитные клапаны; запорный пироклапан; датчик температуры газовой среды и блок автоматики, управляющий работой электромагнитных клапанов по сигналу от датчика температуры газовой среды, размещены внутри герметичного приборного контейнера.

Снаружи контейнера установлены отводящий пары хладагента трубопровод и находящийся на его конце безмоментный насадок, исключающий создание возмущающих моментов на систему управления разгонного ракетного блока при выбросе паров хладагента в окружающее космическое пространство.

Последняя система отличается от предыдущего аналога наличием автоматики регулирования температуры газа внутри контейнера путем регулируемой подачи хладагента в жидкостную полость газожидкостного теплообменника-испарителя с помощью электромагнитного клапана (при повышении температуры воздуха до границы верхнего предела допустимого значения автоматика открывает клапан и хладагент поступает в жидкостную полость, а при снижении температуры воздуха до границы нижнего предела допустимого значения автоматика закрывает клапан и подача хладагента прекращается).

Термостатирование приборного контейнера такого разгонного ракетного блока на стартовом комплексе производится также, как и у первого аналога, путем внешнего обдува контейнера воздухом, подаваемым ВСОТР под обтекатель КГЧ.

Оба аналога имеют следующие общие остатки: - системы не обеспечивают охлаждение газа внутри герметичных приборных контейнеров при длительной активной предстартовой подготовке космических аппаратов, т. к. подобные испарительные системы не работоспособны в земных условиях. Обе системы обеспечивают лишь выравнивание температурных полей внутри контейнеров; - системы не обеспечивают термостатирование приборно-агрегатного оборудования, расположенного вне герметичных приборных контейнеров, в условиях наземной подготовки и в полете; - системы имеют ограниченный ресурс работы в полете, определяемый запасами хладагента; - активное воздействие на температуру газа внутри контейнеров с помощью стартовой ВСОТР крайне затруднено из-за установки на поверхности контейнеров специальной теплоизоляции, выбранной из условий полета; воздушное термостатирование, в основном, обеспечивает лишь защиту разгонного ракетного блока от внешних климатических условий.

Известна также система обеспечения теплового режима приборно-агрегатного оборудования разгонного ракетного блока, охраняемая патентом Российской Федерации 2149127, МКИ⁷: B 64 G 1/50, F 02 K 9/64, принятая авторами за прототип.

Система содержит замкнутый гидравлический контур промежуточного теплоносителя, объединяющий побудитель движения теплоносителя, выполненный в виде электронасосного агрегата, газожидкостный пластинчатый теплообменник, расположенный внутри герметичного приборного контейнера; секционный радиационный теплообменник, установленный на внешней поверхности разгонного ракетного блока и снабженный байпасной гидравлической магистралью, регулятор расхода жидкости, контактные теплообменники (термоплаты), размещенные "россыпью" по конструкции блока вне герметичного контейнера; дренажно-заправочную арматуру и датчиковую аппаратуру.

Секции радиационного теплообменника расположены коаксиально внутренней поверхности обтекателя разгонного ракетного блока и образуют с ней каналы, полости которых снабжены патрубками для подвода термостатирующего воздуха и обдува им поверхностей секций.

При полете разгонного ракетного блока по круговой промежуточной (опорной) орбите или на маршевой траектории выведения полезной нагрузки тепловой режим приборно-агрегатного оборудования, размещенного в герметичном приборном контейнере, обеспечивается за счет стабилизации температуры теплоносителя (а посредством его и температуры газа) на заданном уровне за счет регулируемого сброса тепла радиационным теплообменником путем его излучения в открытый космос.

Температура приборно-агрегатного оборудования, расположенного вне герметичного приборного контейнера, поддерживается в допустимых пределах за счет его установки на контактных теплообменниках (термоплатах), через которые прокачивается теплоноситель гидравлического контура.

Мощность (холодопроизводительность) радиационного теплообменника в полете определяется его площадью и условиями внешнего теплообмена и для рассматриваемой системы составляет ~ 550-600 Вт, что на 20÷30% превышает суммарную мощность тепловыделения всего приборно-агрегатного оборудования на самых теплонапряженных участках полета. Это дает возможность поддерживать температуру теплоносителя и, следовательно, температуру установочных поверхностей контактных теплообменников на уровне 10÷15^oС, а температуру газа в приборном контейнере, с учетом необходимого перепада температур для передачи тепловой нагрузки, на уровне 20÷25^oС.

В период предстартовой подготовки систем разгонного ракетного блока термостатирование его приборно-агрегатного оборудования производится с помощью циркулирующего теплоносителя замкнутого гидравлического конура системы обеспечения теплового режима, объединяющего все элементы, обеспечивающие термостатирование.

В отличие от полета, термостабилизация теплоносителя в расчетном диапазоне температур на стартовом комплексе производится за счет обдува секций радиационного теплообменника термостатирующим воздухом от ВСОТР, который подается в каналы между обтекателем и секциями радиационного теплообменника. При этом термостатирующий воздух предварительно подается в КГЧ в зону размещения целевой полезной нагрузки, а затем поступает в упомянутые каналы.

Более чем трехлетний опыт эксплуатации разгонного ракетного блока этой модификации в ходе практической реализации международного проекта "Морской старт" (США, Россия, Украина, Норвегия) показал, что наряду с несомненными техническими преимуществами этой системы обеспечения теплового режима по сравнению с аналогами, особенно в части эффективности применения в полете, прототип имеет ряд конструктивных недостатков, особенно проявляющихся при термостатировании разгонного ракетного блока в период его предстартовой подготовки.

Эти недостатки следующие: 1. Из-за жестких требований по обеспечению необходимых гарантированных зазоров между головным обтекателем и секциями радиационного теплообменника, обеспечивающих надежное и безопасное разделение и сброс обтекателя разгонного ракетного блока, конструктивно не удалось реализовать расчетную высоту каналов термостатирования, определяющих необходимую скорость потока воздуха (а следовательно, и величину коэффициента теплоотдачи между воздухом и секциями радиационного теплообменника).

В результате этого реальная мощность (холодопроизводительность) системы обеспечения теплового режима на стартовом комплексе получилась значительно ниже, чем в полете (на ~50%).

Это не дало возможность эффективно использовать бортовую систему обеспечения теплового режима для термостатирования на стартовом комплексе и потребовало введение в технологический план подготовки разгонного ракетного блока режима предварительного "захолаживания" его конструкции перед каждой операцией электрических испытаний на стартовом комплексе, что, во - первых, удлинило цикл подготовки блока, а, во-вторых, потребовало задействование дополнительных технических ресурсов.

2. Для принятой в рассматриваемом проекте схемы термостатирования разгонного ракетного блока на старте воздух для охлаждения секций радиационного теплообменника подается в патрубки подвода после термостатирования полезной нагрузки, т.е. его температура и расход определяются требованиями и тепловым состоянием полезной нагрузки.

Поскольку практически каждый пуск ракеты-носителя по этому проекту предполагает использование индивидуальной (различные аппараты от разных фирм-заказчиков), отличной от предыдущего пуска, полезной нагрузки, требуется постоянное пересогласование режимов термостатирования с заказчиками с целью достижения компромисса между требованиями такой нагрузки и разгонного ракетного блока.

Это иногда труднодостижимо, ухудшает универсальность режимов эксплуатации блока и усложняет процесс его подготовки на стартовом комплексе.

Такие же проблемы возникают и при согласовании режима "захолаживания" разгонного ракетного блока с требованиями по тепловому состоянию полезной нагрузки.

3. Принятая схема термостатирования разгонного ракетного блока из-за недостаточной мощности его системы на стартовом комплексе, включая работу в режиме "захолаживания", достаточно инерционна и не позволяет в случае необходимости быстро изменять тепловое состояние блока.

Задачей настоящего изобретения является создание системы обеспечения теплового режима космического объекта, мощность (холодопроизводительность) которой на стартовом комплексе была бы не менее чем в полете, при этом система должна обеспечивать возможность автономного активного термостатирования космического объекта вне зависимости от режимов термостатирования и теплового состояния полезной нагрузки.

Поставленная задача решается тем, что в состав известной системы обеспечения приборно-агрегатного оборудования разгонного ракетного блока, содержащей замкнутый гидравлический контур промежуточного теплоносителя, объединяющий по крайней мере один газожидкостный теплообменник, побудитель движения теплоносителя и регулятор расхода жидкости с блоками управления и контроля, секционный радиационный теплообменник с байпасной гидравлической магистралью, контактные теплообменники, датчиковую аппаратуру и дренажно-заправочную арматуру, дополнительно введены двухполостной жидкостно-жидкостный теплообменник, одна из полостей которого включена в байпасную гидравлическую магистраль секционного радиационного теплообменника, и отрывной двухпроходной гидравлический разъем, состоящий из двух, герметично соединенных между собой, разделяющихся частей, причем первая часть отрывного двухпроходного гидравлического разъема выполнена стационарной, установлена на космическом объекте и гидравлически сообщена напорной и сливной гидравлическими магистралями со второй полостью двухполостного жидкостно-жидкостного теплообменника, а вторая, отделяемая, часть отрывного двухпроходного гидравлического разъема, предназначенная для механического закрепления на конструкции стартового сооружения, снабжена двумя штуцерами для подключения напорной и сливной гидравлических магистралей наземной жидкостной системы обеспечения теплового режима.

Технический результат от использования предложенного изобретения заключается в том, что по сравнению с известными техническими решениями новая система обеспечения теплового режима космического объекта обладает значительно более высокой холодопроизводительностью на стартовом комплексе, которая достигает или даже превосходит уровень полетного значения, обеспечивает независимое активное термостатирование космического объекта вне учета условий термостатирования и теплового состояния полезной нагрузки, позволяет отказаться от режима предварительного "захолаживания" конструкции такого объекта и дает возможность упростить процесс подготовки объекта на стартовом комплексе, повысить его надежность.

Все это в совокупности дает значительный экономический эффект.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где на примере системы обеспечения теплового режима для модифицированного разгонного ракетного блока приведена принципиальная схема системы.

На схеме показаны связи системы обеспечения теплового режима с наземными коммуникациями стартового комплекса при нахождении разгонного ракетного блока в составе ракеты космического назначения (РКН) на стартовой позиции и подведенной к РКН башни обслуживания.

На чертеже обозначены: 1 газожидкостные теплообменники; 2 приборные контейнеры; 3 контактные теплообменники; 4 фильтр тонкой очистки;
5 датчик давления;
6 побудители движения теплоносителя;
7 датчик перепада давления;
8 обратный клапан;
9 блок управления и контроля побудителей движения теплоносителя;
10 регулятор расхода жидкости;
11 байпасная гидравлическая магистраль секционного радиационного теплообменника;
12 двухполостной жидкостно-жидкостный теплообменник;
13 секционный радиационный теплообменник;
14 блок управления и контроля регулятора расхода жидкости;
15 датчик температуры жидкости;
16 гидропневматический компенсатор;
17 дренажный клапан;
18 заправочный блок;
19 напорная гидравлическая магистраль;
20 сливная гидравлическая магистраль;
21 отрывной двухпроходной гидравлический разъем;
22 стационарная часть отрывного двухпроходного гидравлического разъема;
23 отделяемая часть отрывного двухпроходного гидравлического разъема;
24 штуцер (для подключения напорной гидравлической магистрали наземной жидкостной системы обеспечения теплового режима);
25 штуцер (для подключения сливной гидравлической магистрали наземной жидкостной системы обеспечения теплового режима);
26 откидная кабель-мачта стартового сооружения;
27 напорная гидравлическая магистраль наземной жидкостной системы обеспечения теплового режима;
28 сливная гидравлическая магистраль наземной жидкостной системы обеспечения теплового режима;
29 холодильный центр стартового комплекса;
30 наземная жидкостная система обеспечения теплового режима;
31 космический объект (разгонный ракетный блок).

Система обеспечения теплового режима космического объекта 31, например разгонного ракетного блока, состоит из замкнутого гидравлического контура промежуточного теплоносителя, который объединяет газожидкостные теплообменники 1, расположенные внутри герметичных приборных контейнеров 2, и контактные теплообменники 3, расположенные вне герметичных приборных контейнеров 2 группами "россыпью" по конструкции разгонного ракетного блока. На поверхность контактных теплообменников 3 через теплопроводящие прокладки или специальные пасты (термически расширенный графит, различного рода эластосилы и т. п. ) с жестким тепловым контактом устанавливаются приборы и агрегаты, требующие термостатирования. Тепловой режим такого оборудования обеспечивается за счет контактного теплообмена между корпусами приборов и теплоносителем гидравлического контура со стабилизированной температурой.

Циркуляцию теплоносителя в контуре обеспечивают два побудителя движения теплоносителя 6, выполненных, например, в виде электронасосных агрегатов, один из которых (основной) работает постоянно, а второй (резервный) включается в работу в случае выхода из строя основного агрегата.

Управление работой побудителей движения теплоносителя 6 осуществляет блок управления и контроля побудителей движения теплоносителя 9, который связан с системой распределения электропитания разгонного ракетного блока и обеспечивает подачу питания на побудители движения теплоносителя 6.

Блок управления и контроля побудителей движения теплоносителя 9 осуществляет также отключение основного агрегата (снимает питание) в случае выхода его из строя и включение резервного агрегата. Кроме того, этот блок транслирует ряд параметров, характеризующих работу каждого из агрегатов, например, в систему бортовых измерений.

Для исключения "рециркуляции" теплоносителя через неработающий побудитель движения теплоносителя служит обратный клапан 8.

Перепад давления теплоносителя (напор), создаваемый работающим побудителем движения теплоносителя 6, контролируется по телеметрии с помощью датчика перепада давления 7, например, системой бортовых измерений разгонного ракетного блока.

Стабилизация температуры теплоносителя на уровне заданного номинала осуществляется блоком управления и контроля регулятора расхода жидкости 14, который совместно с датчиком температуры жидкости 15 и самим регулятором расхода жидкости 10 образует канал автоматического регулирования температуры теплоносителя.

Регулятор расхода жидкости 10 представляет собой, например, обычный электромеханический пропорциональный регулятор, снабженный двумя электроприводами регулирующего органа, работающими в "горячем" резерве, и служит для перераспределения расхода теплоносителя (от нуля до максимума) между секционным радиационным теплообменником 13 и байпасной гидравлической магистралью секционного радиационного теплообменника 11.

Номинал настройки канала автоматического регулирования температуры теплоносителя составляет 10^oС.

В состав гидравлического контура также входят гидропневматический компенсатор 16, предназначенный для компенсации термического изменения объема теплоносителя, фильтр тонкой очистки 4, установленный на входе в побудители движения теплоносителя 6, дренажные клапаны 17, используемые при заправке контура теплоносителем и сжатым газом (газовая полость гидропневматического компенсатора), и заправочный блок 18.

Контроль давления теплоносителя в системе и давления газа в полости гидропневматического компенсатора осуществляются по телеметрии с помощью датчиков давления 5, например, системой бортовых измерений разгонного ракетного блока.

В байпасную гидравлическую магистраль секционного радиационного теплообменника 11 первой гидравлической полостью включен двухполостной жидкостно-жидкостный теплообменник 12, предназначенный для активного термостатирования теплоносителя гидравлического контура на стартовом комплексе при наземной подготовке разгонного ракетного блока.

Вторая полость двухполостного жидкостно-жидкостного теплообменника 12 гидравлически сообщена напорной 19 и сливной 20 гидравлическими магистралями со стационарной частью отрывного двухпроходного гидравлического разъема 22, установленного на конструкции космического объекта 31, например разгонного ракетного блока. Отделяемая часть отрывного двухпроходного гидравлического разъема 23 механически закреплена на конструкции откидной кабель-мачты стартового сооружения 26. При этом сливная гидравлическая магистраль наземной жидкостной системы обеспечения теплового режима 28, проложенная по конструкции откидной кабель-мачты стартового сооружения 26, герметично подключена к штуцеру 25 отделяемой части отрывного двухпроходного гидравлического разъема 23. А напорная гидравлическая магистраль наземной жидкостной системы обеспечения теплового режима 27, также проложенная по конструкции откидной кабель-мачты стартового сооружения 26, герметично подключена к штуцеру 24 отделяемой части отрывного двухпроходного гидравлического разъема 23.

Напорная 27 и сливная 28 гидравлические магистрали наземной жидкостной системы обеспечения теплового режима стартовыми коммуникациями связаны с самой наземной жидкостной системой обеспечения теплового режима 30, расположенной в холодильном центре стартового комплекса 29.

Подключение наземных коммуникаций (напорной 27 и сливной 28 гидравлических магистралей наземной жидкостной системы обеспечения теплового режима) к штуцерам 24 и 25 отделяемой части отрывного двухпроходного гидравлического разъема 23 с последующей проверкой герметичности собранных стыков проводится на стартовом комплексе после вывоза РКН на стартовую позицию и установили ее в вертикальное положение, когда к РКН подводятся башня обслуживания и откидная кабель-мачта стартового сооружения 26.

После завершения этих операций производится заполнение вновь собранных гидравлических коммуникаций, включая бортовую часть системы обеспечения теплового режима космического объекта, например разгонного ракетного блока, теплоносителем наземной жидкостной системы обеспечения теплового режима.

Кроме того, после подвода к РКН башни обслуживания стартового сооружения, к люкам, расположенным на обтекателе КГЧ, подстыковываются воздуховоды ВСОТР, проложенные стационарно по башне обслуживания, которые, в свою очередь, через наземные воздухопроводы, связываются с самой системой, размещенной в холодильном центре стартового комплекса 29.

Таким образом, при нахождении РКН на стартовой позиции термостатирование КГЧ может производиться двумя, независимыми друг от друга, способами: полезная нагрузка термостатируется воздухом с помощью ВСОТР, а космический объект, например разгонный блок, термостатируется теплоносителем жидкостной системы обеспечения теплового режима.

При этом термостатирующий воздух от ВСОТР, подаваемый под обтекатель разгонного ракетного блока из зоны размещения полезной нагрузки и через автономный люк, обеспечивает, в основном, защиту блока от внешних климатических условий, а основная тепловая нагрузка от аппаратуры приборных контейнеров и оборудования, установленного на контактных теплообменниках, снимается системой обеспечения теплового режима космического объекта, например разгонного ракетного блока.

Перед началом активного термостатирования космического объекта, например разгонного ракетного блока, гидравлически отключают секционный радиационный теплообменник 13 от системы обеспечения теплового режима. Для этой цели исполнительный орган регулятора расхода жидкости 10 устанавливают в положение, при котором весь расход теплоносителя гидравлического контура направляется через байпасную гидравлическую магистраль секционного радиационного теплообменника 11, и электрически блокируют канал автоматического регулирования температуры теплоносителя.

Установку исполнительного органа регулятора расхода жидкости 10 в необходимое положение и блокировку канала автоматического регулирования температуры теплоносителя производят дистанционно по командам с центрального наземного пульта, расположенного в одном из сооружений стартового комплекса.

С началом активного термостатирования приборно-агрегатного оборудования космического объекта, например разгонного ракетного блока, производят включение системы обеспечения теплового режима (при этом включаются основной побудитель движения теплоносителя 6 и вентиляторы газожидкостных теплообменников 1 приборных контейнеров 2) и наземной жидкостной системы обеспечения теплового режима 30 (при этом включаются наземная автоматика контроля и управления и наземные побудители движения теплоносителя, обеспечивающие циркуляцию теплоносителя в созданном контуре термостатирования).

При термостатировании космического объекта, например разгонного ракетного блока, температуру теплоносителя в системе обеспечения теплового режима поддерживают на уровне полетного значения по датчику температуры (не показан), установленному рядом с датчиком температуры жидкости 15, путем изменения температуры и расхода теплоносителя в наземной жидкостной системе обеспечения теплового режима 30.

Этот датчик имеет прямой выход на регистрирующие приборы наземной жидкостной системы обеспечения теплового режима 30 и используется только при наземной подготовке космического объекта, например разгонного ракетного блока.

Жидкостное термостатирование космического объекта, например разгонного ракетного блока, проводится при проведении всех электрических проверок и контрольного набора стартовой готовности. В период пассивного хранения космического объекта, например разгонного ракетного блока, когда воздушного термостатирования КГЧ достаточно, чтобы обеспечить необходимую тепловую защиту всех космических объектов от температурного воздействия окружающей атмосферы, жидкостное термостатирование прекращают, выключая бортовую и наземную системы обеспечения теплового режима.

Перед стартом РКН (за ~6 минут до времени старта) жидкостное термостатирование прекращают и производят слив теплоносителя из стартовых коммуникаций наземной системы обеспечения теплового режима, включая одну из полостей двухполостного жидкостно-жидкостного теплообменника 12, напорную 19 и сливную 20 гидравлические магистрали.

При отводе откидной кабель-мачты стартового сооружения 26 (за ~ 1 мин до старта) происходит автоматическое (ходом кабель-мачты) отделение отделяемой части отрывного двухпроходного гидравлического разъема 23 от стационарной части двухпроходного гидравлического разъема 21, стационарно установленной на конструкции космического объекта, например разгонного ракетного блока. При этом обеспечивается гидравлическое самозапирание клапанов отрывного двухпроходного гидравлического разъема 21; оставшаяся на конструкции космического объекта стационарная часть отрывного двухпроходного гидравлического разъема 22 уходит с ним в полет, а вторая, отделяемая часть отрывного двухпроходного гидравлического разъема 23, оставшаяся на откидной кабель-мачте стартового сооружения 26, демонтируется и отправляется на завод-изготовитель.

После вывода КГЧ на промежуточную опорную орбиту по команде от системы управления космического объекта, например разгонного ракетного блока, снимается блокировка канала автоматического регулирования температуры теплоносителя и система обеспечения теплового режима начинает работу в режиме сброса избыточного тепла секционным радиационным теплообменником 13.

Таким образом, совокупность новых признаков, отсутствующих в известных технических решениях, позволит достичь нового технического результата, а именно:
- обеспечить надежное поддержание необходимого температурного режима приборно-агрегатного оборудования космического объекта, например разгонного ракетного блока, как на стартовом комплексе при проведении электрических испытаний и к моменту старта РКН вне зависимости от температурного состояния и режимов термостатирования полезной нагрузки КГЧ, так и при полете космического объекта, например разгонного ракетного блока, в космическом пространстве в течение выполнения всей программы работ.

Формула изобретения

Система обеспечения теплового режима космического объекта, содержащая замкнутый гидравлический контур промежуточного теплоносителя, объединяющий по крайней мере один газожидкостный теплообменник, побудитель движения теплоносителя и регулятор расхода жидкости с блоками управления и контроля, секционный радиационный теплообменник с байпасной гидравлической магистралью, контактные теплообменники, датчиковую аппаратуру и дренажно-заправочную арматуру, отличающаяся тем, что в ее состав дополнительно введены двухполостной жидкостно-жидкостный теплообменник, одна из полостей которого включена в байпасную гидравлическую магистраль секционного радиационного теплообменника, и отрывной двухпроходной гидравлический разъем, состоящей из двух герметично соединенных между собой разделяющихся частей, причем первая часть двухпроходного гидравлического разъема выполнена стационарной, установлена на космическом объекте и гидравлически сообщена напорной и сливной гидравлическими магистралями со второй полостью двухполосного жидкостно-жидкостного теплообменника, а вторая, отделяемая, часть отрывного двухпроходного гидравлического разъема, предназначенная для механического закрепления на конструкции стартового сооружения, снабжена двумя штуцерами для подключения напорной и сливной гидравлических магистралей наземной жидкостной системы обеспечения теплового режима.

РИСУНКИ

Рисунок 1