способ и устройство для термостатирования космических объектов и отсеков ракетоносителей

Формула изобретения

1. Способ термостатирования космических объектов и отсеков ракетоносителей, заправляемых жидким водородом, заключающийся в сжатии, осушке до требуемой температуры точки росы, нагреве или охлаждении до требуемой температуры воздуха окружающей среды и подаче в космический объект и отсеки ракетоносителя до начала заправки его водородом, а с момента начала заправки ракетоносителя жидким водородом и до момента пуска - подаче в космический объект и отсеки ракетоносителя нагретого до требуемой температуры газообразного азота, отличающийся тем, что газообразный азот получают путем разделения воздуха окружающей среды, сжатого до давления от 1,2 до 1,6 МПа, на газообразный азот, давление которого в процессе разделения воздуха понижают до требуемой величины на входе в космический объект и отсеки ракетоносителя, и газообразный кислород, который сбрасывают в окружающую среду.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что сбрасываемый кислород сжимают до необходимого давления и подают на заполнение ресиверов.

3. Устройство для термостатирования космических объектов и отсеков ракетоносителей, заправляемых жидким водородом, содержащее линию подачи воздуха, в которой последовательно установлены заборное устройство, фильтр, компрессор, воздушная заслонка, два охладителя воздуха и связанные с ними жидкостными магистралями емкости с охлажденной жидкостью, имеющие запорно-регулирующую арматуру, насосы и источники холода, например градирню или холодильную машину, или градирню и установленную после нее холодильную машину, электронагреватель воздуха и линию подачи азота, в которой установлены заслонка и электронагреватель азота, причем эта линия соединена с линией подачи воздуха - с одной стороны между компрессором и воздушной заслонкой, с другой стороны через заслонку - после электронагревателя воздуха, а через третью заслонку - с окружающей средой, отличающееся тем, что оно снабжено регулируемым дросселем, установленным в линии подачи воздуха перед первым охладителем воздуха, а также установкой разделения воздуха на газообразный азот и газообразный кислород, установленной в линии подачи азота перед электронагревателем азота, при этом линия подачи газообразного кислорода из указанной установки разделения воздуха соединена с окружающей средой.

4. Устройство по п.3, отличающееся тем, что к линии подачи газообразного кислорода подключен кислородный компрессор, соединенный трубопроводом с ресивером.

Описание изобретения к патенту

Предлагаемое изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к наземным средствам термостатирования и обеспечения пожарной безопасности космических объектов и отсеков ракетоносителей, заправляемых жидкими кислородом и водородом, при подготовке их к пуску на стартовых комплексах в любое время года, когда в зависимости от температуры окружающей среды возникает необходимость в осушке, нагреве или охлаждении термостатирующего газа (воздуха, азота).

Известны способ и устройства обеспечения потребителя осушенным, нагретым или охлажденным воздухом по авторским свидетельствам SU № 799584, № 803591, № 915524, № 980997, № 1740911 и № 1561622, МПК F25B 29/00, включающие заборное устройство, фильтр, компрессор, водяной воздухоохладитель, рекуперативные теплообменники, влагоотделители, турбодетандер и адсорбер.

Недостатками этого способа и устройств по указанным выше авторским свидетельствам являются:

1. Ограниченное время работы в режиме дополнительной осушки воздуха в адсорбере, обусловленное объемом адсорбера и временем насыщения его влагой.

2. Необходимость регенерации адсорбера после насыщения путем подачи в него сухого воздуха, нагретого до температуры 250°С, в течение от 8 до 10 часов, что связано с большим дополнительным потреблением электроэнергии и потерями продукционного воздуха.

3. Невозможность подачи потребителю газообразного азота с требуемыми параметрами.

В устройстве по патенту РФ № 2317492, F25 29/00, 1/053, 9/06, 20.02.2008 г. отсутствует адсорбер, поэтому оно свободно от недостатков по пунктам 1 и 2, но также не может быть использовано для подачи потребителю газообразного азота.

В устройствах по патентам РФ № 2190165, F24F 5/00, 3/14, В64D 13/00, 27.09.2002 г. и № 2201384, B64G 5/00, 1/50, G01N 21/00, 27.03.2003 г. для обеспечения потребителей осушенным, охлажденным или нагретым воздухом используется способ осушки воздуха путем его охлаждения в два этапа.

На первом этапе воздух охлаждается до температуры 3°С в охладителе воздуха с непрерывным отводом сконденсированной капельной влаги, на втором этапе воздух охлаждается до требуемой отрицательной температуры с вымораживанем влаги в регенеративных охладителях воздуха, работающих попеременно: один в режиме охлаждения, другой в режиме оттайки намороженной влаги. Для охлаждения воздуха используется жидкий холодоноситель (фреон), охлаждаемый парокомпрессионными холодильными машинами.

Нагрев осушенного воздуха, в случае необходимости, производится в электронагревателе, установленном после регенеративных охладителей воздуха. Недостатками этого способа и устройств для его осуществления являются:

1. Необходимость частого переключения регенеративных охладителей воздуха с режима охлаждения на режим оттайки, и наоборот, т.к. при намерзании льда и снега на ребрах магистралей подачи жидкого холодоносителя увеличивается газодинамическое сопротивление охладителей воздуха, что приводит к уменьшению напора и расхода продукционного воздуха, подаваемого потребителю.

2. Наличие дополнительного оборудования для подачи и нагрева воздуха окружающей среды, используемого для оттаивания охладителя воздуха, что приводит к увеличению потребления электроэнергии при эксплуатации устройств.

3. Большое количество запорно-регулирующей арматуры и клапанов, работающих в режиме переключения, что снижает общую надежность работы устройств.

4. Невозможность подачи потребителю газообразного азота с требуемыми параметрами.

Устройство по патенту РФ № 2184912, F25B 29/00, 19/00, 10.07.2002 г. содержит линию подачи воздуха, на которой последовательно установлены:

компрессор, фильтр, ресиверы со сжатым воздухом, редуктор, пульт управления, охладитель воздуха и связанные с ним жидкостными магистралями с запорно-регулирующей арматурой емкость с охлажденной до минусовой температуры жидкостью, насос и холодильная машина, электронагреватель воздуха и соединенную с ней линию подачи азота, на которой последовательно установлены емкость с жидким азотом, газификатор и электронагреватель азота.

Для осушки и охлаждения воздуха в устройстве используется следующий способ: воздух окружающей среды сжимают в компрессоре до давления 40 МПа, при этом он одновременно осушается до температуры точки росы минус 30°С. Запас сжатого воздуха хранят в ресивере, а при функционировании устройства воздух, подаваемый из ресивера, охлаждают до требуемой температуры в охладителе воздуха или нагревают в электронагревателе, а затем подают в термостатируемый объект. Перед заправкой ракетоносителя жидким водородом вместо воздуха в термостатируемый объект подают газообразный азот, который получают путем газификации жидкого азота и последующего нагрева его до требуемой температуры в электронагревателе.

Недостатками указанного способа и устройства являются:

1. С целью уменьшения потребного количества ресиверов для хранения запаса сжатого воздуха ресиверы необходимо заполнять до максимально допустимого давления (40 МПа), что влечет за собой необходимость использования компрессора, сжимающего воздух до этого давления, и редуктора для снижения давления до требуемой величины (7 МПа) при работе устройства, что снижает термодинамическую эффективность устройства.

2. Ограниченное время работы устройства ввиду высокой стоимости воздушных ресиверов и криогенной емкости для хранения жидкого азота.

3. Для обеспечения работы устройства необходимо заполнить емкость жидким азотом, который получают на специализированным заводе в криогенных установках, предназначенных для разделения воздуха окружающей среды на жидкие кислород и азот, и транспортируют на стартовый комплекс в специальных железнодорожных цистернах.

4. В процессе транспортировки, перелива и хранения жидкого азота происходят потери его в газообразной фазе в окружающую среду, что увеличивает потребное количество жидкого азота.

Проведенные патентные исследования показали, что по технической сущности наиболее близким к предлагаемой заявке на изобретение является способ термостатирования космических объектов и отсеков ракетоносителей по патенту РФ № 2335706, МПК F25B 29/00, 19/00, 10.10.2008 г., который выбран в качестве прототипа предлагаемых способа и устройства.

Способ по указанному патенту заключается в том, что до начала заправки ракетоносителя жидким водородом в космический объект и отсеки ракетоносителя подается воздух окружающей среды, сжатый до величины давления, обеспечивающей получение требуемой температуры точки росы при температуре воздуха 2,5°С, а для охлаждения воздуха до этой температуры используют два потока жидкого холодоносителя: один с температурой от 5 до 7°С, другой с температурой от минус 1 до минус 3°С, а после начала заправки ракетоносителя жидким водородом - газообразный азот, полученный путем газификации жидкого азота при теплообмене с воздухом окружающей среды и последующего нагрева до требуемой температуры в электронагревателе.

Устройство для реализации указанного способа включает в себя линию подачи воздуха, на которой установлены: компрессор, фильтр, пульт с управляющей аппаратурой, два охладителя воздуха со связанными с ними жидкостными магистралями с запорно-регулирующей арматурой емкости с жидкостью, насосы и источник холода (градирня или холодильная машина, или градирня и установленная после нее холодильная машина), электронагреватель воздуха и линию подачи газообразного азота, на которой установлены: емкость с жидким азотом, газификатор и электронагреватель азота. Обе линии соединены между собой, а линия подачи газообразного азота соединена еще и с окружающей средой. Недостатки указанного способа и устройства связаны с использованием запасов жидкого азота:

1. Ограниченное время работы устройства в режиме подачи газообразного азота, обусловленное объемом емкости и временем хранения жидкого азота в емкости.

2. Высокая стоимость криогенной емкости с вакуумной изоляцией, необходимой для сохранения жидкого азота.

3. Значительная стоимость получения жидкого азота, транспортирования и хранения его в емкостях на стартовом комплексе.

4. В процессе перевозки, перелива из железнодорожной цистерны в стационарную емкость и хранения в емкости жидкого азота происходят утечки газообразного азота в окружающую среду через арматуру, что увеличивает потребное количество жидкого азота.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков, повышение термодинамической эффективности процесса термостатирования космических объектов и отсеков ракетоносителя, заправляемого жидким водородом, и обеспечение неограниченного времени подачи газообразного азота в случае задержки пуска и стоянки на пусковом устройстве заправленного водородом ракетоносителя, а также снижение затрат при эксплуатации устройства за счет устранения необходимости приобретения, перевозки и хранения жидкого азота.

Решение поставленной задачи в предлагаемом способе термостатирования космических объектов и отсеков ракетоносителей, заправляемых жидким водородом, обеспечивается тем, что до начала заправки ракетоносителя жидким водородом в космический объект и отсеки ракетоносителя подают сжатый воздух окружающей среды, осушенный до требуемой температуры точки росы, нагретый или охлажденный до требуемой температуры, а с момента начала заправки ракетоносителя жидким водородом и до момента пуска в космический объект и отсеки ракетоносителя подают газообразный азот, который получают путем разделения воздуха окружающей среды, сжатого до давления от 1,2 до 1,6 МПа на газообразный азот, давление которого в процессе разделения воздуха снижают до требуемой величины на входе в космический объект и отсеки ракетоносителя, и газообразный кислород, который сбрасывают в окружающую среду.

Таким образом, предлагаемый способ термостатирования космических объектов и отсеков ракетоносителей, заправляемых жидким водородом, позволяет обеспечить непрерывное, неограниченное по времени термостатирование космического объекта и отсеков ракетоносителя до начала заправки воздухом, а с момента начала заправки ракетоносителя жидким водородом и до момента пуска, а также при задержках пуска или переносе пуска и при стоянке заправленного ракетоносителя на пусковом устройстве газообразным азотом.

Второй вариант предлагаемого способа позволяет использовать для различных целей получаемый при разделении воздуха окружающей среды газообразный кислород, который сжимают до необходимого давления и подают в ресиверы, где он хранится, а затем используется потребителями.

Предлагаемое устройство для термостатирования космических объектов и отсеков ракетоносителей, заправляемых жидким водородом, в котором реализуется описанный выше способ, содержащее линию подачи воздуха, на которой последовательно установлены: заборное устройство, фильтр, компрессор, воздушная заслонка, два охладителя воздуха и связанные с ними жидкостными магистралями с запорно-регулирующей арматурой емкости с охлажденной жидкостью, насосы, источники холода (градирня или холодильная машина, или градирня и установленная после нее холодильная машина), электронагреватель воздуха и линию подачи азота, на которой установлены азотная заслонка и электронагреватель азота, соединенную с линией подачи воздуха с одной стороны между компрессором и воздушной заслонкой, с другой стороны через заслонку после электронагревателя воздуха и через третью заслонку с окружающей средой, снабжено регулируемым дросселем, установленным на линии подачи воздуха перед первым охладителем воздуха, и установкой разделения воздуха на газообразный азот и газообразный кислород, установленной на линии подачи азота перед электронагревателем азота, при этом линия подачи газообразного кислорода из установки разделения воздуха соединена с окружающей средой или на ней установлен кислородный компрессор, соединенный трубопроводом с ресивером для хранения запаса сжатого кислорода.

Сравнительный анализ признаков известных технических решений, содержащихся в рассмотренных аналогах, прототипе и предлагаемом способе и устройствах, показал, что заявляемая совокупность признаков предлагаемых способа и устройств для термостатирования космических объектов и отсеков ракетоносителей, заправляемых жидким водородом, соответствует критерию изобретения «изобретательский уровень».

Сущность предлагаемых устройств поясняется чертежами, приведенными на Фиг.1 и Фиг.2.

Устройство для термостатирования космического объекта и отсеков ракетоносителя, приведенное на Фиг.1, содержит заборное устройство 1, фильтр 2, компрессор 3, трубопровод подачи воздуха 4, на котором последовательно установлены воздушная заслонка 5, регулируемый дроссель 6, охладители воздуха 7 и 8, электронагреватель воздуха 9. Охладитель воздуха 7 связан с емкостью с водой 10 магистралями подачи воды 11, на которых установлены градирня или холодильная машина, или последовательно градирня и холодильная машина 12, запорно-регулирующая арматура 13 и насос 14. Охладитель воздуха 8 связан с емкостью с антифризом 15 магистралями подачи антифриза 16, на которых установлены холодильная машина 17, запорно-регулирующая арматура 18 и насос 19.

В состав устройства также входит трубопровод подачи азота 20, соединенный через заслонку 21 с трубопроводом подачи воздуха 4, установка разделения воздуха на газообразный азот и газообразный кислород 22 и электронагреватель азота 23, который соединен через заслонку 24 с трубопроводом подачи воздуха 4 после электронагревателя воздуха 9, а через заслонку 25 - с окружающей средой. Трубопровод 26 соединяет линию выдачи газообразного кислорода из установки разделения воздуха 22 с окружающей средой.

Устройство, приведенное на Фиг.2, отличается тем, что к трубопроводу 26 подсоединен кислородный компрессор 27, соединенный трубопроводом 28 с ресивером для хранения запаса сжатого кислорода 29.

Работа устройства начинается с момента установки ракетоносителя на пусковое устройство и подсоединения трубопроводов подачи газов к космическому объекту и к отсекам ракетоносителя, а заканчивается в момент пуска ракетоносителя.

До начала работы устройство приводят в готовность:

- компрессор 3 настраивают на давление сжатия воздуха, обеспечивающее требуемую температуру точки росы в соответствии с графиком зависимости температуры точки росы от давления воздуха, приведенном на Фиг.3 (так, если требуется иметь продукционный воздух с температурой точки росы минус 25°С, то необходимое давление воздуха составит 1,2 МПа);

- емкость 10 заполняют очищенной водой;

- емкость 15 заполняют антифризом.

После получения команды о начале термостатирования космического объекта и отсеков ракетоносителя запускают компрессор 3, открывают воздушную заслонку 5 и настраивают регулируемый дроссель 6 на требуемое давление воздуха на входе в отсеки ракетоносителя и космический объект. Воздух через фильтр 2 по трубопроводу 4 поступает в охладитель воздуха 7, где охлаждается с постоянным отделением капельной влаги до температуры 12°С при теплообмене с холодоносителем (водой), подаваемым по магистралям 11 насосом 14 из емкости с водой 10. Регулировка расхода холодоносителя производится запорно-регулирующей арматурой 13, а охлаждение воды до температуры от 5 до 7°С - в градирне, в холодильной машине или в последовательно установленной градирне и холодильной машине 12.

Далее воздух попадает в охладитель воздуха 8, где охлаждается с постоянным отделением капельной влаги до температуры 2,5°С при теплообмене с холодоносителем (антифризом), подаваемым по магистралям 16 насосом 19 из емкости с антифризом 15. Регулировка расхода антифриза производится регулирующей арматурой 18, а охлаждение антифриза до температуры от минус 1 до минус 3°С в холодильной машине 17.

В результате получают воздух при температуре 2,5°С с температурой точки росы минус 25°С. Нагрев воздуха до требуемой температуры производят в электронагревателе воздуха 9 и подают его в космический объект и отсеки ракетоносителя.

Перед началом заправки ракетоносителя жидким водородом начинают подготовку к подаче газообразного азота.

Открывают заслонки 21 и 25 и настраивают компрессор 3 на выдачу воздуха давлением в диапазоне от 1,2 до 1,6 МПа, при этом необходимое давление воздуха на входе в космический объект и отсеки ракетоносителя поддерживается в требуемом диапазоне при помощи регулируемого дросселя 6.

Воздух, поступающий по трубопроводу 20 в установку разделения воздуха 22, разделяется на газообразный азот и газообразный кислород. Газообразный азот нагревается до требуемой температуры в электронагревателе азота 23. После выхода линии подачи азота на требуемый режим работы заслонки 25 и 5 закрываются и одновременно открывается заслонка 24, через которую газообразный азот с требуемой температурой и расходом поступает в космический объект и в отсеки ракетоносителя, создавая в них нейтральную среду, препятствующую возможности возникновения пожара в случае утечки жидкого водорода, который испаряется и вместе с газообразным азотом удаляется из отсеков в окружающую среду, обеспечивая требуемый температурный режим внутри космического объекта и отсеков ракетоносителя, необходимый для надежного и безопасного функционирования аппаратов и приборов, расположенных в них.

Таким образом, предлагаемые способ и устройство для термостатирования космических объектов и отсеков ракетоносителя, заправляемого жидким водородом, благодаря совокупности существенных признаков, изложенных в формулах изобретения, обеспечивают заданный температурный режим космического объекта и отсеков ракетоносителя с момента установки ракетоносителя на пусковое устройство и до момента пуска, высокую эффективность, надежность и пожаробезопасность работ в период нахождения ракетоносителя на пусковом устройстве, при задержках пуска или переносе срока пуска. При этом время термостатирования космического объекта и отсеков ракетоносителя практически не ограничено.

Предлагаемые способ и устройство намечается использовать при разработке системы термостатирования космических объектов и отсеков ракетоносителя типа «Ангара» на создаваемом в настоящее время стартовом комплексе «Байтерек», а также на космодроме «Восточный» для всех типов ракетоносителей, использующих жидкий водород.