Патент на изобретение №2172280

(54) СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ РАБОЧИМ ДАВЛЕНИЕМ В СИСТЕМЕ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО ОБЪЕКТА

(57) Реферат:

Изобретение может использоваться при эксплуатации систем терморегулирования крупногабаритных космических объектов. Способ управления рабочим давлением в системе терморегулирования космического объекта включает последовательное изменение давления в период предстартовой подготовки и летной эксплуатации. Перед стартом космического объекта устанавливают величину давления, которая меньше разности максимально допустимого давления в системе и суммы давления кавитации в системе с произведением высоты гидростатического столба максимально заправленной системы на плотность заправленного в систему теплоносителя и на осевую перегрузку системы терморегулирования на участке выведения. На этапе орбитального полета в системе устанавливают давление больше давления атмосферы рабочего отсека на величину, превышающую погрешность измерения рабочего давления в системе. Результатом такого выполнения способа является снижение массы выводимого груза и обеспечение оптимального перепада давления на всех участках эксплуатации.

Изобретение относится к космической технике, конкретно к способам управления рабочим давлением в гидравлических системах, и может использоваться при эксплуатации систем терморегулирования крупногабаритных космических объектов.

Способы управления рабочим давлением в системах в зависимости от периодов эксплуатации широко используются в авиационной и космической технике, а также в технике подводных работ.

Известны способы управления рабочим давлением в системах жизнеобеспечения КА [1]. В шлюзовых отсеках на этапе подготовки к выходу поддерживается атмосферное давление, на этапе выхода космонавтов в открытый космос производится их разгерметизация, затем после закрытия люков производится наддув шлюзовых отсеков газом. На этапе стыковки различных космических объектов регулируют давление в гермоотсеках, обеспечивая выравнивание давления между отсеками стыкуемых аппаратов. Перед приземлением спускаемых аппаратов используется способ выравнивания давления жилых отсеков с давлением окружающей среды.

Известен способ управления давлением в гермоотсеках американского корабля “Апполон” на различных этапах функционирования, которое осуществлялось следующим образом. На этапе наземной подготовки в кабине корабля устанавливалось атмосферное давление с обычным газовым составом, а перед стартом в гермоотсеке устанавливают давление, меньше атмосферного (360 гПа), что позволяет получить значительный выигрыш в массе выводимой нагрузки [2].

Известен способ управления давлением в зависимости от режимов работы, который используется в космических скафандрах [3]. На герметизирующей оболочке установлен регулятор давления, поддерживающий заданное космонавтом давление в скафандре. Обычно поддерживается давление около одного из двух значений: 400 гПа или 270 гПа. Если при первом значении не достигается требуемая подвижность скафандра, то космонавт может установить в нем давление 270 гПа.

Способы регулирования давления на различных этапах эксплуатации применяются также в пневматических амортизаторах космических аппаратов [4]. В таком амортизаторе, выполненном из прорезиненной ткани, в условиях полета давление отсутствует. Во время спуска на парашюте давление в нем начинает повышаться, при этом он принимает торовидную форму. При контакте с земной поверхностью давление в нем повышается и воздух стравливается через пневмоклапан наружу.

Все описанные выше способы регулирования давления применяются для систем, заправленных воздухом или газом, поэтому они не учитывают высоту гидростатического столба жидкости. Не играет роли и перегрузка на активном участке, которая для гидравлических систем создает серьезные проблемы при проектировании и эксплуатации. Кроме того, регулирование в таких системах осуществляется в узком диапазоне давлений, а давление в гидравлических системах может меняться в широких пределах. Поэтому для гидросистем такие способы малопригодны.

Известен способ управления рабочим давлением в системе терморегулирования летательных аппаратов, включающий последовательное изменение давления в период предстартовой подготовки и летной эксплуатации [5]. Этот способ используется при испытаниях систем самолетов и вертолетов для имитации их работы на различных участках полета (имитация скорости и высоты полета). По одному из них оператор задает номиналы давления в системе в диапазоне 0-3 кгс/см², и разрежение в диапазоне 4-760 мм рт. ст., имитируя изменение высоты и скорости полета, а также режима работы двигателя.

Этот способ является наиболее близким к предлагаемому решению и выбран за прототип.

К недостаткам способа-прототипа можно отнести то, что он не позволяет контролировать герметичность системы при оптимальных условиях: с большим перепадом давления в период наземной подготовки (с целью скорейшего выявления возможной негерметичности) и минимальным перепадом (во избежание вытекания теплоносителя в гермоотсек в случае разгерметизации системы) в условиях длительного космического полета. Кроме того, этот способ не учитывает высоту гидростатического столба заправленной жидкости, а также воздействие перегрузки при ускорениях летательного аппарата, поэтому его применение на космических объектах с высокими значениями перегрузок может вызвать разрушение агрегатов системы на активном участке полета. Чтобы исключить это явление агрегаты наиболее нагруженной зоны системы терморегулирования изготавливаются из нержавеющей стали, например, теплообменники, что увеличивает массу космического объекта.

Задачей предлагаемого изобретения является снижение массы выводимого груза за счет уменьшения нагрузок, действующих на агрегаты системы терморегулирования на активном участке, а также обеспечение оптимального перепада давления на всех участках эксплуатации (повышенный перепад давления между системой и окружающей атмосферой для ускорения контроля герметичности системы на этапе наземной подготовки и минимальный перепад давления, обеспечивающий контроль герметичности в орбитальном полете космического объекта).

Поставленная задача достигается за счет того, что в способе управления рабочим давлением в системе терморегулирования космического объекта, включающем последовательное изменение давления в период предстартовой подготовки и летной эксплуатации, перед стартом космического объекта устанавливают величину давления P_ак, определяемую из соотношения
P_ак < P_макс – (Hn_x + P_кав),
где P_макс – максимально допустимое давление в системе;
P_кав – давление кавитации для системы;
H – высота гидростатического столба заправленной системы;
– плотность заправленного теплоносителя;
n_x – осевая перегрузка системы терморегулирования на участке выведения,
a на этапе орбитального полета в системе устанавливают давление, которое больше давления атмосферы рабочего отсека на величину погрешности канала измерения рабочего давления в системе.

Предложенный способ позволяет выполнить поставленную задачу, поскольку величина давления, устанавливаемого по приведенной зависимости, снижает до минимально возможных значений динамические нагрузки на агрегаты системы терморегулирования на участке выведения космического объекта. При этом система находится на этом участке в рабочем состоянии, т.е. работают насосы, обеспечивается циркуляция теплоносителя на этом этапе и создаются оптимальные условия для контроля герметичности системы на этапе наземной подготовки и на этапе орбитального полета.

Если в системе оставить давление, используемое при наземной подготовке, то на участке выведения может произойти разрушение агрегатов нижней части системы, на которую воздействуют максимальные нагрузки.

Так, максимально допустимое давление системы терморегулирования орбитальной станции “Мир” было 15 кгс/см², а для служебного модуля МКС, система терморегулирования которого будет использовать предложенный способ, – было снижено до 5 кгс/см². При таком давлении в полете может произойти большая утечка теплоносителя вследствие возможной разгерметизации системы.

Рассмотрим реализацию данного способа управления рабочего давления на примере эксплуатации гидравлической системы терморегулирования наиболее крупного из российских космических объектов – служебного модуля международной орбитальной станции.

Система терморегулирования служебного модуля представляет собой разветвленную гидравлическую систему высотой 8 м (при вертикальной установке изделия). Максимально допустимое давление в системе, эксплуатирующейся с этим способом, определяется конструктивными элементами системы и датчиками, составляет 5 кгс/см².

На этапе наземных испытаний после заправки теплоносителем в системе устанавливают технологическое давление, значительно выше давления окружающей атмосферы, например 3 кгс/см². Это необходимо для того, чтобы иметь возможность контролировать герметичность системы при больших перепадах давления, поскольку, чем больше перепад давлений между давлением в системе и давлением окружающей среды, тем быстрее можно выявить негерметичность системы на этапе наземных испытаний. Максимальное для системы давление 5 кгс/см² устанавливать не рекомендуется, поскольку при повышении температуры теплоносителя в системе вследствие его теплового расширения давление может превысить максимально допустимую величину. Однако при сохранении такого давления в системе, заправленной специальным флуоресцентным теплоносителем с плотностью 870 кгс/см², на активном участке полета (участок выведения) с учетом 4-5-кратной перегрузки, давление в системе превысит предельно допустимое значение и система может потерять свою герметичность. Поэтому для активного участка в системе необходимо установить давление, которое обеспечивает работоспособность контура на участке выведения. Циркуляция теплоносителя на участке выведения обязательна, поскольку он охлаждает большую часть приборно-агрегатного оборудования, поддерживает заданную температуру двигателей модуля. Согласно предлагаемому решению перед стартом в системе устанавливается давление, выбираемое из соотношения
P_ак < P_макс – (Hn_x + P_кав).

Давление P_кав для насосов систем терморегулирования (минимально допустимое давление в насос, обеспечивающее его бесперебойную работу в системе) составляет 0,15-0,2 кгс/см² (экспериментальные данные каждого производителя насоса). Высота гидростатического столба заправленной системы H=8 м, максимальное значение динамической перегрузки модуля на участке выведения составляет n_x=5, таким образом, величина устанавливаемого в системе давления перед активным участком будет определяться, как P_ак<(5-(88705+0,2)), т.е. P_ак<1,32 кгс/см².

После выхода служебного модуля на заданную орбиту с помощью панели дозаправки, оснащенной электромагнитными клапанами, управляемыми с наземных пунктов, либо после прибытия экипажа, в системе устанавливается рабочее давление, исходя из следующих соображений.

Давление атмосферы рабочего отсека служебного модуля, приведенное к единой температуре 24^oC, составляет 0,92 кгс/см² (700 мм рт.ст.). Для того чтобы исключить натекание воздуха в контур в случае появления микротечи, рабочее давление во внутренних контурах устанавливается всегда выше давления в рабочем отсеке. При этом перепад давления между давлением в системе и давлением атмосферы в рабочем отсеке должен быть обоснованно минимальным, чтобы в случае потери контуром герметичности в гермоотсек вытекло минимальное количество теплоносителя, поскольку капельный теплоноситель в условиях невесомости может попасть с потоком воздуха внутрь приборов и вызвать их выход из строя. Однако перепад давления между системой и атмосферой гермоотсека должен быть всегда, чтобы иметь возможность контролировать герметичность контура. Рабочее давление в контурах измеряется датчиками давления ДАП-1-4000МК, ТУ-ДАП-М-80 с погрешностью измерительного канала 0,052 кгс/см² (40,0 мм рт. ст.).

Таким образом, выбрав заправочное давление в системе для орбитального полета, равным 1 кгс/см² (760 мм рт.ст), можно обеспечить надежный контроль герметичности внутренних контуров и при этом свести до минимума утечки теплоносителя из системы в атмосферу гермоотсека в случае разгерметизации контура.

Данный способ регулирования давления в полном объеме реализован при работе с системой терморегулирования ряда крупногабаритных космических объектов, в том числе служебного модуля международной космической станции, при этом за счет снижения динамических нагрузок удалось снизить массу системы терморегулирования служебного модуля МКС на 63 кг. Промышленная апробация регулирования давления в условиях полета по данному способу была проведена на заключительном этапе полета станции “Мир”, что исключило вытекание большого количества жидкости из системы терморегулирования при разгерметизации внутренних контуров обогрева.

Промышленная реализация данного способа в полном объеме заложена документацией по эксплуатации служебного комплекса МКС.

ЛИТЕРАТУРА
1. А.С.Елисеев. “Техника космических полетов”, изд. Машиностроение, 1983 г., с. 130.

2. А.С.Елисеев. “Техника космических полетов”, изд. Машиностроение, 1983 г., с. 131.

3. А.С.Елисеев. “Техника космических полетов”, изд. Машиностроение, 1983 г., с. 159, 160.

4. “Космические аппараты” под ред. К.П.Феоктистова, Воениздат, 1983 г., с. 263.

5. В. М.Сапожников. “Монтаж и испытания гидравлических и пневматических систем на летательных аппаратах”, изд. Машиностроение, М., 1972 г., с. 249-250.

Формула изобретения

Способ управления рабочим давлением в системе терморегулирования космического объекта, включающий последовательное изменение давления в период предстартовой подготовки и летной эксплуатации, отличающийся тем, что перед статором космического объекта устанавливают величину давления Р_ак, определяемую из соотношения
Р_ак < Р_макс – (H n_x + P_кав),
где
Р_макс – максимально-допустимое давление в системе;
P_кав – давление кавитации в системе;
Н – высота гидростатического столба максимально заправленной системы;
– плотность заправленного в систему теплоносителя,
n_x – осевая перегрузка системы терморегулирования на участке выведения,
а на этапе орбитального полета в системе устанавливают давление, больше давления атмосферы рабочего отсека на величину, превышающую погрешность измерения рабочего давления в системе.

MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Дата прекращения действия патента: 20.11.2003

Извещение опубликовано: 10.03.2005 БИ: 07/2005