Способ термостатирования объектов ракетного блока

Изобретение относится к терморегулированию объектов ракетно-космической техники и может быть использовано в период предстартовой подготовки ракетного блока (РБ) в процессе проверки бортовой аппаратуры его приборного отсека. Предлагаемый способ включает первоначальный вдув термостатирующей среды в РБ при отключенных источниках тепловыделения термостатируемого объекта. При этом измеряют температуру поверхности данного объекта и температуру газовой среды в нем в период до достижения установившихся значений указанных температур. По установившемуся значению температуры поверхности определяют эффективную температуру газовой среды. Затем повторно вдувают в РБ термостатирующую среду с температурой, не равной эффективной, повторяя вышеуказанные операции. По измеренным значениям температуры поверхности объекта, с учетом его массы и теплоемкости, определяют параметр теплопередачи от среды к объекту, а также устанавливают зависимость количества тепла, снимаемого с поверхности объекта, от температуры его поверхности. Сравнивают это количество тепла с внутренним тепловыделением. При значениях данного количества тепла, больших или равных количеству тепла, выделяемого объектом, и температуре поверхности, меньшей или равной допустимой, фиксируют соответствующие эксплуатационные параметры вдува среды на входе в РБ. Технический результат изобретения состоит в повышении точности определения количества тепла, снимаемого с термостатируемого объекта, а вследствие этого и эксплуатационных параметров вдува термостатирующей среды, обеспечивающих оптимальные тепловые режимы объекта. 5 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к воздушной бортовой системе термостатирования (БСТ) объектов, например, приборного отсека (ПО), размещенного в ракетном блоке (РБ).

Предназначено для обеспечения требуемого по условиям эксплуатации теплового режима объектов термостатирования (ОТ) в период предстартовой подготовки РБ в процессе проверки его бортовой аппаратуры.

Известен способ термостатирования приборов автоматики системы управления РН, размещенных в отсеке, например головного блока (ГБ) РН, включающий вдув термостатирующей среды (ТС) с заданными параметрами (расходом и температурой) ТС на входе в отсек, с последующим перетеканием ТС по длине отсека и истечением ее в атмосферу, по которому осуществляют охлаждение приборов во время предстартовой подготовки ГБ [1].

По этому техническому решению вдув ТС в отсек ГБ осуществляют с расходом и температурой, соответствующими температуре в наиболее теплонапряженных точках ОТ, что приводит к пониженной точности определения количества тепла, снимаемого с объектов, и, как следствие, к излишним расходам ТС, подаваемой в отсек ГБ, и, следовательно, к излишним энергозатратам на эксплуатацию воздушной системы обеспечения теплового режима (ВСОТР), обеспечивающей эти параметры на входе в отсек.

Техническое решение [1] принято за прототип.

Задачей изобретения является разработка способа термостатирования объектов, расположенных в отсеках РБ, обеспечивающего оптимальные тепловые режимы ОТ в период предстартовой подготовки КГЧ в процессе проверки ее бортовой аппаратуры.

Данная задача решается за счет того, что в способе термостатирования объектов, размещенных в РБ, включающем вдув термостатирующей среды в ракетный блок, перетекание ТС по его длине и истечение ее в атмосферу, в процессе которых обеспечивают тепловой режим функционирования объекта во время предстартовой подготовки РБ, согласно изобретению сначала в процессе вдува при отключенных источниках тепловыделения объекта измеряют температуру поверхности этого объекта и температуру газовой среды в нем в течение характерного времени до достижения установившихся значений указанных температур, причем по температуре объекта на его поверхности определяют эффективную температуру газовой среды около поверхности объекта, после чего повторно вдувают ТС в РБ с температурой, не равной эффективной температуре, измеряя температуру поверхности объекта и температуру газовой среды в нем в течение характерного времени до достижения установившихся значений указанных температур, по значениям температуры объекта на его поверхности, с использованием расчетного значения массы и теплоемкости объекта, определяют параметр теплопередачи от ТС к объекту, а также устанавливают зависимость количества тепла, снимаемого с поверхности объекта, от температуры его поверхности, сравнивают его с внутренним тепловыделением, и в диапазоне значений количества тепла, снимаемого с поверхности объекта, больших или равных количеству тепла, выделяемого объектом, и температуры поверхности объекта, меньшей или равной допустимой, фиксируют соответствующие этому диапазону полученные эксплуатационные параметры вдува на входе в ракетный блок.

Техническим результатом изобретения является:

- повышение точности определения количества тепла, снимаемого с ОТ, и, как следствие, - эксплуатационных параметров вдува ТС в РБ в условиях внутреннего нагрева ОТ (при работе приборов ОТ) и его охлаждения ТС;

- разработка методики диагностики работоспособности системы термостатирования объектов РБ.

Решение задачи иллюстрируется на примере термостатирования ПО тороидальной формы, размещенного в РБ одной из компоновок РН.

На фиг.1 приведены основные элементы компоновки РБ с БСТ, предназначенной для обеспечения теплового режима ПО в период предстартовой подготовки РБ и выделен элемент с устройством вдува ТС в ПО.

На фиг.2 приведен фрагмент ПО с установлеными в нем датчиками температуры.

На фиг.3 представлены экспериментальные зависимости температуры поверхности корпуса ПО и температуры газовой среды внутри ПО от времени при постоянной температуре на входе в РБ . Приведены также установившееся (эффективное) значение температуры ПО и соответствующее ему характерное время t₁. Зависимости получены при отключенных источниках тепловыделения в РБ.

На фиг.4 приведены зависимости, полученные при , и также определено установившееся значение и соответствующее ему время t₂. Зависимости получены при отключенных источниках тепловыделения в РБ.

На фиг.5 приведена зависимость количества тепла q, снимаемого с поверхности ПО, от температуры корпуса , полученная с использованием данных фиг.3 и 4.

На этих фигурах:

1 - ракетный блок (РБ);

2 - приборный отсек (ПО);

3 - отверстие вдува;

4 - оболочка РБ;

5 - магистраль питания ТС;

6 - клапан отверстия вдува;

7 - устройство вдува;

8 - отверстия истечения;

9 - клапаны отверстий истечения;

10 - датчик температуры корпуса ПО;

11 - датчик температуры газовой среды внутри корпуса ПО;

12 - приборы ПО.

Термостатирование ПО 2, размещенного в РБ 1 (фиг.1), осуществляют следующим образом.

Предварительно отверстие вдува 3 оболочки РБ 4 сообщают с магистралью питания ТС 5 ВСОТР, обеспечивающей подвод ТС к устройству вдува 7, открыв предварительно подпружиненный клапан отверстия вдува 6.

Осуществляют подвод ТС к отверстию вдува 3 и с применением устройств вдува 7 реализуют вдув ТС с параметрами ТС , в РБ 2.

Устройство вдува 7 может быть выполнено в виде диффузора заданной формы.

Расход реализуют в соответствии с прогнозируемой величиной теплообмена с ОТ с учетом ограничения давлений при газодинамическом воздействии ТС на элементы конструкции ПО 2. Температуру задают в прогнозируемых пределах для реализации оптимальной величины теплообмена с ПО 2 при заданном расходе и .

В процессе вдува происходит перетекание ТС по длине РБ 1 и истечение ее через отверстия истечения 8 с клапанами 9, выполненными в оболочке РБ 4 вблизи основания РБ 1, в процессе которых термостатируют ПО 2.

Ниже следует порядок выполнения действий на примере определения искомой температуры на входе в РБ 1 для реализации оптимального теплового режима нагрева ПО 2.

1. Исключают источники тепловыделения в РБ1 1 (отключают приборы ПО 12).

2. Осуществляют вдув в РБ 1, фиксируя параметры вдува и на входе в РБ 1.

В процессе вдува с постоянной по времени температурой на входе в РБ 1 происходит непрерывное изменение температуры корпуса ПО 2 и температуры газовой среды в ПО 2 до выхода на стационарный режим. При этом в процессе вдува измеряют температуру корпуса датчиком температуры корпуса ПО 10 и температуру газовой среды в ПО 2 датчиком температуры газовой среды внутри корпуса 11 (фиг.2) в течение характерного времени t₁ до достижения установившихся значений и и . По результатам эксперимента устанавливают эффективную температуру газовой среды на поверхности ПО 2 и соответствующее время t₁ (фиг.3).

3. После этого повторно вдувают ТС с температурой в интервале времени от t_1н до t₂, также до установившихся значений и . При этом измеряют параметр датчиком температуры корпуса ПО 10 и датчиком газовой среды внутри корпуса ПО 11 (фиг.4).

4. С использованием определенных значений Т_эф (фиг.3), (фиг.4), а также расчетного значения массы (m) и среднемассовой теплоемкости ПО 4 (с_р) по формуле, полученной из уравнения баланса тепла для периода времени t₂-t_1н, определяют параметр теплопередачи α_эфS_эф:

где:

m - масса ПО;

c_р - средняя теплоемкость ПО;

α_эф - средний коэффициент теплопередачи;

S_эф - эффективная площадь боковой поверхности ПО.

5. С использованием полученных значений Т_эф и α_эфS_эф устанавливают зависимость количества тепла q, снимаемого с поверхности ПО 4, от температуры его поверхности

которую сравнивают с количеством тепла, выделяемого в процессе работы приборов q_ВН (фиг.5).

Величину q_вн определяют по паспортным данным приборов.

Система термостатирования считается работоспособной при выполнении требования q_вн≤q при (на фиг.5 соответствует заштрихованной области) при искомых эксплуатационных параметрах вдува на входе в РБ (G₁ ^РБ, T₂ ^РБ).

6. В случае невыполнения условия охлаждения ПО 2 изменяют последовательно температуру ТС Т^РБ на входе в РБ 1 или изменяют конструкцию бортовой системы термостатирования (БСТ) и повторяют процедуру по пунктам 1-5.

Из фиг.5 также следует, что для обеспечения требуемой по условиям эксплуатации температуры поверхности ПО 4 для прототипа требуется более интенсивное охлаждение ПО по сравнению с предлагаемым техническим решением (q₁>q₂), что приводит к неоптимальным параметрам вдува на входе в РБ 2 в течение всего периода предстартовой подготовки РБ (10÷20 ч) и к излишним энергетическим затратам на эксплуатацию ВСОТР.

Таким образом, повышают точность определения количества тепла, снимаемого с поверхности ПО 2, в зависимости от температуры его поверхности, что приводит к выполнению поставленной задачи - определению эксплуатационных параметров вдува на входе в РБ, обеспечивающих оптимальные тепловые режимы нагрева ПО 2. Одновременно подтверждают работоспособность бортовой системы термостатирования (БСТ).

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

В настоящее время техническое решение прошло экспериментальную отработку на одном из вариантов РБ РН.

Литература

1. Космодром, под ред. проф. А.П.Вольского, ВИ МО СССР, М., 1977, с.204.

Способ термостатирования объектов ракетного блока, включающий вдув термостатирующей среды в ракетный блок, перетекание термостатирующей среды по его длине и истечение ее в атмосферу, в процессе которых обеспечивают тепловой режим функционирования объекта во время предстартовой подготовки ракетного блока, отличающийся тем, что сначала в процессе вдува при отключенных источниках тепловыделения объекта измеряют температуру поверхности этого объекта и температуру газовой среды в нем в течение характерного времени до достижения установившихся значений указанных температур, причем по температуре объекта на его поверхности определяют эффективную температуру газовой среды около поверхности объекта, после чего повторно вдувают термостатирующую среду в ракетный блок с температурой, не равной эффективной температуре, измеряя температуру поверхности объекта и температуру газовой среды в нем в течение характерного времени до достижения установившихся значений указанных температур, по значениям температуры объекта на его поверхности с использованием расчетного значения массы и теплоемкости объекта определяют параметр теплопередачи от термостатирующей среды к объекту, а также устанавливают зависимость количества тепла, снимаемого с поверхности объекта, от температуры его поверхности, сравнивают его с внутренним тепловыделением и в диапазоне значений количества тепла, снимаемого с поверхности объекта, больших или равных количеству тепла, выделяемого объектом, и температуры поверхности объекта, меньшей или равной допустимой, фиксируют соответствующие этому диапазону полученные эксплуатационные параметры вдува на входе в ракетный блок.