Способ термостатирования космической головной части воздухом высокого давления и система для его осуществления

Изобретение относится преимущественно к оборудованию и функционированию наземных стартовых комплексов. Предлагаемая система термостатирования содержит трубопровод подачи сжатого воздуха (1), управляемое устройство (пневмощит) (3) и редуцирующее устройство (блок понижения давления) (4). Пневмощит включает в себя две параллельные линии (7) с установленными в каждой из них электропневмоклапаном (8), сигнализатором давления (9) и обратным клапаном (10). Блок понижения давления включает в себя также две параллельные линии (16) с установленными в каждой из них электропневмокланом (17), дроссельным клапаном (18), газовым редуктором (19), сигнализатором давления (21), предохранительным клапаном (22) и обратным клапаном (23). Предохранительный клапан (22) связан с дренажным трубопроводом (24), снабженным сигнализатором давления (25), электрически связанным с каждым электропневмоклапаном, и обратным клапаном (26). Согласно предлагаемому способу, после заправки ракеты-носителя компонентами топлива сжатый воздух давлением до 40 МПа редуцируют до давления 6-10 МПа. При срабатывании предохранительного клапана одной из линий блока понижения давления и/или при фиксации неисправности в одной из подающих линий управляемого устройства перекрывают подачу сжатого газа по данной линии и открывают подачу по параллельной линии указанных блока и/или устройства. Техническим результатом изобретения является повышение надежности на этапе подготовки к пуску и при пуске ракет-носителей с космической головной частью. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для обеспечения и автоматического поддержания необходимых режимов космических объектов в процессе их подготовки на наземных стартовых комплексах.

Известен способ воздушного термостатирования космических объектов, осуществляемый устройством для воздушного термостатирования космических объектов (RU 2184912 С2, 20.07.2000).

Известный способ воздушного термостатирования заключается в получении сжатого воздуха от источника воздухоснабжения, редуцировании, охлаждении, нагревании до заданных температур и подаче его потребителю. Устройство, осуществляющее известный способ, содержит источник воздухоснабжения, трубопровод подачи с фильтром и управляемой арматурой, соединяющий источник воздухоснабжения через газовый редуктор с бортовым разъемным соединением, емкость с жидким азотом, газификатор, охладитель и электронагреватели.

Однако данные способ и устройство для воздушного термостатирования космических объектов не обеспечивают выдачу сжатого воздуха с заданными параметрами.

Способ воздушного термостатирования космических объектов и устройство для воздушного термостатирования космических объектов (RU 2215951 С1, 10.11.2003), осуществляющее известный способ, наиболее близкие по технической сущности и достигаемому эффекту к заявляемому техническому решению.

Известный способ заключается в получении сжатого воздуха от источника воздухоснабжения, редуцировании, нагревании, охлаждении до заданных температур и подаче его потребителю. Устройство, осуществляющее известный способ, содержит источник воздухоснабжения, трубопровод подачи с фильтром и управляемой арматурой, соединяющий источник воздухоснабжения через газовый редуктор с бортовым разъемным соединением, электронагреватель и охладитель.

Однако известные способ и устройство для воздушного термостатирования космических объектов не обеспечивают автоматическую выдачу сжатого воздуха с заданными параметрами с высокой степенью надежности из-за отсутствия параллельных линий выдачи и возможности переключения с одной линии на другую в случае выхода газового редуктора из строя.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является повышение надежности на этапе подготовки к пуску и при пуске ракет-носителей с космической головной частью со стартовых комплексов.

Требуемый технический результат достигается тем, что в способе термостатирования космической головной части воздухом высокого давления, заключающемся в получении сжатого воздуха давлением до 40 МПа от источника воздухоснабжения, редуцировании, нагревании и охлаждении до заданных параметров и подаче его потребителю, после заправки компонентами топлива, сжатый воздух редуцируют до давления 6-10 МПа, при этом, при срабатывании предохранительного клапана одной из линий блока понижения давления, перекрывают подачу сжатого воздуха по данной линии и открывают подачу по параллельной линии, а также при фиксации неисправности в одной из подающих линий управляемого устройства перекрывают подачу сжатого воздуха по данной линии и открывают подачу по параллельной линии.

Для осуществления данного способа термостатирования космической головной части воздухом высокого давления предложена система термостатирования космической головной части воздухом высокого давления, состоящая из трубопровода подачи сжатого воздуха с фильтром, управляемым и редуцирующим устройствами, электронагревателя и охладителя, управляемое устройство выполнено в виде пневмощита управления, содержащего две параллельные линии, снабженные последовательно установленными электропневмоклапанами, сигнализаторами давления и обратными клапанами и сообщающиеся между собой и с трубопроводом подачи сжатого воздуха общими трубами, одна из которых, расположенная до электропневмоклапанов, снабжена сигнализатором давления и манометром, а другая, расположенная после обратных клапанов, - дренажным вентилем, при этом редуцирующее устройство выполнено в виде блока понижения давления, состоящего из соединенных с пневмощитом управления трубопроводом подачи сжатого воздуха двух параллельных линий с последовательно установленными на каждой из них электропневмоклапаном, дроссельным клапаном, газовым редуктором с подсоединенным к нему манометром, сигнализатором давления, предохранительным клапаном и обратным клапаном, причем предохранительный клапан связан с дренажным трубопроводом, снабженным сигнализатором давления, электрически связанным с каждым электропневмоклапаном блока понижения давления, и обратным клапаном, а указанные параллельные линии после обратных клапанов объединены в трубопровод подачи сжатого воздуха с установленными на нем вентилем для отбора проб, дренажным вентилем, дюзой и общим запорным вентилем.

Отличительные от прототипа признаки заключаются в том, что после заправки компонентами топлива, сжатый воздух редуцируют до давления 6-10 МПа, при этом, при срабатывании предохранительного клапана одной из линий блока понижения давления, перекрывают подачу сжатого воздуха по данной линии и открывают подачу по параллельной линии, а также при фиксации неисправности в одной из подающих линий управляемого устройства перекрывают подачу сжатого воздуха по данной линии и открывают подачу по параллельной линии.

Кроме того, управляемое устройство выполнено в виде пневмощита управления, содержащего две параллельные линии, каждая из которых снабжена последовательно установленными электропневмоклапаном, сигнализатором давления и обратным клапаном и сообщаются между собой и с трубопроводом подачи сжатого воздуха общими трубами, одна из которых, расположенная до электропневмоклапанов, снабжена сигнализатором давления и манометром, а другая, расположенная после обратных клапанов, - дренажным вентилем, при этом редуцирующее устройство выполнено в виде блока понижения давления, состоящего из соединенных с пневмощитом управления трубопроводом подачи сжатого воздуха двух параллельных линий с последовательно установленными на каждой из них электропневмоклапаном, дроссельным клапаном, газовым редуктором с подсоединенным к нему манометром, сигнализатором давления, предохранительным клапаном и обратным клапаном, причем предохранительный клапан связан с дренажным трубопроводом, снабженным сигнализатором давления, электрически связанным с каждым электропневмоклапаном блока понижения давления, и обратным клапаном, а указанные параллельные линии после обратных клапанов объединены в общий трубопровод подачи сжатого воздуха с установленными на нем вентилем для отбора проб, дренажным вентилем, дюзой и общим запорным вентилем.

Авторам не известны технические решения с существенными признаками, приведенными в отличительной части формул.

Система, осуществляющая предлагаемый способ, поясняется чертежом, где изображены трубопровод подачи сжатого воздуха, пневмощит управления (ПЩУ) и блок понижения давления (БПД), общий трубопровод подачи сжатого воздуха в космическую головную часть (КГЧ), нагреватель и охладитель.

Система термостатирования космической головной части воздухом высокого давления (СТВВД КГЧ) состоит из трубопровода подачи сжатого воздуха 1 с фильтром 2, управляемого 3 и редуцирующего 4 устройств, электронагревателя 5 и охладителя 6. Управляемое устройство 3 выполнено в виде пневмощита управления (ПЩУ), содержащего две параллельные линии 7, снабженные последовательно установленными электропневмоклапанами (ЭПК) 8, сигнализаторами давления (РД) 9 и обратными клапанами (ОК) 10 и сообщающиеся между собой и с трубопроводом подачи сжатого воздуха 1 общими трубами 11, 18, одна из которых 11, расположенная до ЭПК 8, снабжена РД 13 и манометром 14, а другая 18, расположенная после ОК 10, - дренажным вентилем 15. Редуцирующее устройство 4 выполнено в виде блока понижения давления (БПД), состоящего из соединенных трубопроводом подачи сжатого воздуха 1 с ПЩУ двух параллельных линий 16, с последовательно установленными на каждой из них ЭПК 17, дроссельным клапаном 18, газовым редуктором 19 с подсоединенным к нему манометром 20, сигнализатором давления 21, предохранительным клапаном (КП) 22 и обратным клапаном 23. КП 22 связан с дренажным трубопроводом 24, снабженным РД 25 и ОК 26, а параллельные линии 16 объединены в трубопровод подачи сжатого воздуха 1 с установленными на нем вентилем для отбора проб 27, дренажным вентилем 28, дюзой 29 и общим запорным вентилем 30.

Конкретный пример реализации предложенных способа и системы термостатирования космической головной части (КГЧ) воздухом высокого давления рассмотрим при проведении работ по пуску РН с наземного стартового комплекса.

При подготовке к пуску с наземного стартового комплекса после заправки РН компонентами топлива начинается термостатирование КГЧ, заключающееся в получении сжатого воздуха высокого давления, редуцировании его до заданного давления, нагревании и охлаждении до заданных температур и подаче потребителю. Для чего сжатый воздух давлением до 40 МПа из единой ресиверной емкости сжатых газов (на черт. не показана) по трубопроводу подачи 1 через фильтр 2, где происходит его очистка от различных механических примесей, и по общей трубе 11, параллельным линиям 7 поступает к ЭПК 8. До открытия ЭПК 8 проводится контроль подачи давления сжатого воздуха посредством РД 13 и манометра 14. После открытия ЭПК 8 (при штатной работе воздух подается по одной из параллельных линий; другая предназначена на случай возможных неисправностей в первой линии) сжатый воздух через ОК 10 по общей трубе 18 и трубопровод подачи сжатого воздуха 1 поступает в БПД 4. Открытие ЭПК 8 подтверждается РД 9. В случае отказа (несрабатывания) в работу включается параллельная линия. Сброс сжатого воздуха из ПЩУ 3 производится через дренажный вентиль 15. В БПД 4 сжатый воздух по параллельным линиям 16 и после открытия ЭПК 17 через дроссельный клапан 18 поступает в газовый редуктор 19, где редуцируется до заданного давления и далее через ОК 23, дюзу 29, общий запорный вентиль 30, трубопровод подачи 1 поступает в нагреватель 5 и охладитель 6. Дроссельный клапан 18 защищает газовый редуктор 19 от пневматического удара. Контроль выдаваемого после редуктора сжатого воздуха осуществляется РД 21 и манометром 20, подсоединенным к выходной полости газового редуктора 21. При превышении давления после газового редуктора выше заданного («заброс» редуктора) происходит срабатывание КП 22 и РД 25, который электрически связан с каждым ЭПК. В данном случае выдается электрический сигнал на закрытие ЭПК 17 и открытие ЭПК другой параллельной линии. Во избежание перетекания дренируемого воздуха из одного дренажного трубопровода в другой они разделены ОК 26. В случае невыхода газового редуктора на заданный режим работы (давление на выходе из газового редуктора ниже заданного), РД 21, электрически связанное с ЭПК, выдает сигнал на закрытие ЭПК 17 и открытие ЭПК параллельной линии. Указанная работа проводится при проведении пуско-наладочных работ, автономных и комплексных испытаний. В период штатной работы при падении давления ниже заданного вопрос о закрытии ЭПК 17 и открытии ЭПК параллельной линии решает руководитель работы при получении соответствующей информации от АСУ системы и бортовой системы управления. Перед началом штатных работ производится настройка газовых редукторов на заданное давление при закрытом общем запорном вентиле 30; проводится отбор проб для определения степени кондиционности сжатого воздуха посредством вентиля 27. Сброс воздуха из БПД 4 осуществляется дренажным вентилем 28. Для обеспечения заданного расхода на общем трубопроводе подачи сжатого воздуха 1 установлена дюза 29. После требуемых нагрева и охлаждения сжатый воздух из электронагревателя 5 и охладителя 6 поступает непосредственно потребителю (КГЧ). Разброс давления настройки газовых редукторов (6-10 МПа) выбран с учетом возможности запуска ракет-носителей с различной КГЧ, каждая из которых требует определенного температурного режима и расхода воздуха при проведении термостатирования. Перенастройкой газовых редукторов данного БПД обеспечивается любой требуемый расход воздуха без введения дополнительных БПД и с сохранением диаметра подводящего трубопровода.

При отрыве РН от пускового устройства автоматически прекращается подача сжатого воздуха к КГЧ, для чего закрывается ЭПК 8, сигнал о закрытии выдает РД 9. При прохождении команды АВД (аварийное выключение двигателей) и переносе пуска на определенный срок штатная работа СТВВД КГЧ продолжается.

Таким образом, предлагаемые способ и система термостатирования космической головной части воздухом высокого давления обеспечивают высокую степень надежности при проведении работ на стартовых комплексах при автоматическом поддержании постоянного заданного давления выдаваемого сжатого воздуха, благодаря введению параллельных линий подачи с установленными на них элементами электропневмоавтоматики в пневмощите управления и блоке понижения давления.

В настоящее время разрабатывается конструкторская рабочая документация по системе термостатирования воздухом высокого давления ракет-носителей (СТВВД КГЧ), которую предполагается использовать на стартовом комплексе «Союз в Гвианском космическом центре».

1. Способ термостатирования космической головной части воздухом высокого давления, заключающийся в получении сжатого воздуха давлением до 40 МПа от источника воздухоснабжения, редуцировании, нагревании и охлаждении до заданных температур и подаче его потребителю, отличающийся тем, что после заправки ракеты-носителя топливными компонентами сжатый воздух редуцируют до давления 6-10 МПа, причем при срабатывании предохранительного клапана одной из линий блока понижения давления перекрывают подачу сжатого газа по данной линии и открывают его подачу по параллельной линии этого блока, а также при фиксации неисправности в одной из подающих линий управляемого устройства перекрывают подачу сжатого газа по данной линии и открывают его подачу по параллельной линии этого устройства.

2. Система термостатирования космической головной части воздухом высокого давления, содержащая трубопровод подачи сжатого воздуха с фильтром, управляемым и редуцирующим устройствами, электронагреватель и охладитель, отличающаяся тем, что управляемое устройство выполнено в виде пневмощита управления, содержащего две параллельные линии, снабженные последовательно установленными электропневмоклапанами, сигнализаторами давления и обратными клапанами и сообщающиеся между собой и с трубопроводом подачи сжатого воздуха общими трубами, одна из которых, расположенная до электропневмоклапанов, снабжена сигнализатором давления и манометром, а другая, расположенная после обратных клапанов - дренажным вентилем, при этом редуцирующее устройство выполнено в виде блока понижения давления, состоящего из соединенных с пневмощитом управления трубопроводом подачи сжатого воздуха двух параллельных линий с последовательно установленными в каждой из них электропневмоклапаном, дроссельным клапаном, газовым редуктором с подсоединенным к нему манометром, сигнализатором давления, предохранительным клапаном и обратным клапаном, причем предохранительный клапан связан с дренажным трубопроводом, снабженным сигнализатором давления, электрически связанным с каждым электропневмоклапаном блока понижения давления, и обратным клапаном, а указанные параллельные линии после обратных клапанов объединены в трубопровод подачи сжатого воздуха с установленными в нем вентилем для отбора проб, дренажным вентилем, дюзой и общим запорным вентилем.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к энергетике и может быть использовано для повышения технического гидроэнергопотенциала при одновременной выработке электрической и тепловой энергии.

Изобретение относится к области холодильно-нагревательной техники и может быть использовано для одновременного охлаждения и нагрева воздуха окружающей среды, используемого в промышленных объектах.

Изобретение относится к области создания газодинамических охлаждающих устройств. .

Изобретение относится к способам воздействия на поток текучей среды и может быть использовано в гидродинамике, преимущественно в тепло- и массообменных аппаратах. .

Изобретение относится к теплотехнике, а именно к утилизаторам теплоты отходящих газов. .

Изобретение относится к способам преобразования энергии путем изменения параметров жидкости, таких как давление, объем, плотность и пр., в тепловую энергию и может быть использовано во всех отраслях промышленности.

Изобретение относится к отоплению зданий и холодоснабжению холодильных камер с использованием газов высоких давлений, например природного газа. .

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а конкретнее к способу подготовки и пуска ракет-носителей на ракетно-космическом комплексе и ракетно-космическому комплексу для его осуществления.

Изобретение относится к устройствам в составе пусковых установок стартовых комплексов, обеспечивающим снижение акустического воздействия на ракету-носитель и охлаждение газовой струи ее ракетного двигателя при старте.

Изобретение относится к способам защиты ракеты-носителя и ее полезного груза главным образом от акустического воздействия газовой струи ракетного двигателя при старте.

Изобретение относится к ракетной технике к химической промышленности, к снабжению горючими веществами и топливом, в различных областях машиностроения. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а более конкретно к стартовым комплексам ракет-носителей космического назначения. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к способам стыковки ракеты с пусковой установкой, ее ветрового удержания и сопровождения при пуске а также устройствам для их реализации.

Изобретение относится к подъемникам и предназначено для вывода с помощью подъемника груза на космическую орбиту и для обслуживания космических кораблей. .

Изобретение относится к области терморегулирования, преимущественно автоматических космических аппаратов. .

Способ термостатирования космической головной части воздухом высокого давления и система для его осуществления

Наверх