Монтаж воздушной системы термостатирования и системы воздушного отопления космических объектов

 

Полезная модель относится к ракетно-космической технике и может быть использована для обеспечения необходимых температурно-влажностных режимов космических объектов в процессе их наземной подготовки на стартовой позиции. Задачей полезной модели является сокращение энергозатрат воздушной системы термостатирования на охлаждение/нагрев воздуха за счет применения рециркуляционного канала с регулируемой подачей воздуха. Для этого в систему, содержащую основное воздухозаборное устройство, воздухозаборное устройство оттайки, входной воздуховод с фильтром и основным вентилятором, присоединенный к воздуховоду подачи с электронагревателем через воздухоохладитель первой ступени и два воздухоохладителя второй ступени, присоединенных к холодильному центру с пультом управления, а также содержащую вертикальный воздуховод, проложенный по агрегату обслуживания и соединенный с входным люком космического объекта, линию оттаивания, включающую фильтр оттайки, вентилятор оттайки, подогреватель оттайки и воздухоохладители второй ступени, введены выпуск системы, воздухосборник, установленный на агрегате обслуживания и присоединенный к вертикальному рециркуляционному воздуховоду, проложенному по агрегату обслуживания, рециркуляционный воздуховод, рециркуляционная регулируемая заслонка, перепускной рециркуляционный воздуховод, входная регулируемая заслонка и воздуховод перепуска. 4 ил.

Полезная модель относится к ракетно-космической технике и может быть использована для обеспечения необходимых температурно-влажностных режимов космических объектов в процессе их наземной подготовки на стартовой позиции.

Задачей полезной модели является сокращение энергозатрат воздушной системы термостатирования на охлаждение/нагрев воздуха за счет применения рециркуляционного канала с регулируемой подачей воздуха.

Для этого в систему, содержащую основное воздухозаборное устройство, воздухозаборное устройство оттайки, входной воздуховод с фильтром и основным вентилятором, присоединенный к воздуховоду подачи с электронагревателем через воздухоохладитель первой ступени и два воздухоохладителя второй ступени, присоединенных к холодильному центру с пультом управления, а также содержащую вертикальный воздуховод, проложенный по агрегату обслуживания и соединенный с входным люком космического объекта, линию оттаивания, включающую фильтр оттайки, вентилятор оттайки, подогреватель оттайки и воздухоохладители второй ступени, введены выпуск системы, воздухосборник, установленный на агрегате обслуживания и присоединенный к вертикальному рециркуляционному воздуховоду, проложенному по агрегату обслуживания, рециркуляционный воздуховод, рециркуляционная регулируемая заслонка, перепускной рециркуляционный воздуховод, входная регулируемая заслонка и воздуховод перепуска.

Из существующего уровня техники известны воздушные системы термостатирования космических объектов [1, 2], содержащие линию забора воздуха, линию оттайки, линию подачи воздуха на космический объект, включающую фильтр, основной вентилятор, охладители, соединенные с холодильным центром, а также электронагреватель.

Недостатком известных систем является высокие энергозатраты на нагрев или охлаждение воздуха перед подачей на космический объект.

Из существующего уровня техники также известны воздушные системы термостатирования космических объектов [6, 7], содержащие линию забора воздуха, линию оттайки, линию подачи воздуха на космический объект, включающую систему подготовки воздуха.

Недостатком таких систем также является высокие энергозатраты на подготовку подаваемого воздуха в прямоточной схеме термостатирования космического объекта.

В качестве прототипа принята известная из существующего уровня техники воздушная система термостатирования космических объектов [3], содержащая два воздухозаборника, линию подачи воздуха на космический объект и линию оттайки, причем линия подачи воздуха включает фильтр, основной вентилятор, охладители и электронагреватель и присоединена через воздуховод к входному люку космического объекта, а линия оттайки включает фильтр, вентилятор, электронагреватель и воздухоохладитель.

Недостатком прототипа является высокие энергозатраты на нагрев или охлаждение воздуха перед подачей на космический объект.

Задачей, на решение которой направлена полезная модель, является сокращение энергозатрат воздушной системы термостатирования на охлаждение/нагрев воздуха, подаваемого на космический объект, за счет применения рециркуляционного канала с возможностью регулирования подачи воздуха снаружи и выпуска воздуха наружу.

Данная задача решается тем, что в система снабжена выпуском, воздухосборником, установленным на агрегате обслуживания, рециркуляционным воздуховодом, вертикальным рециркуляционным воздуховодом, перепускным рециркуляционным воздуховодом, входной регулируемой заслонкой, регулируемой заслонкой оттайки, и рециркуляционной регулируемой заслонкой.

Сущность полезной модели поясняется чертежами (фиг. 1-4).

На фиг. 1 представлена схема системы. На фиг. 2 представлен рисунок воздухосборника. На фиг. 3 представлена схема установки воздухосборников для космических объектов с несколькими ступенями. На фиг. 4 представлена схема движения воздуха в предлагаемой системе.

Воздушная система термостатирования космических объектов содержит основное воздухозаборное устройство 1 и воздухозаборное устройство оттайки 2.

Система также содержит входной воздуховод 3 с фильтром 4 и основным вентилятором 5, присоединенный к воздуховоду подачи 6 с электронагревателем 7 через воздухоохладитель 8 первой ступени и два воздухоохладителя 9 второй ступени, которые присоединены к холодильному центру 10 с пультом управления 11.

Система также содержит линию оттаивания 12, включающую фильтр оттайки 13, вентилятор оттайки 14, подогреватель оттайки 15 и воздухоохладители второй ступени 9.

Воздуховод подачи 6 соединен с вертикальным воздуховодом 16, проложенным по агрегату обслуживания 17 и соединенным с входным люком 18 космического объекта 19.

Система снабжена выпуском системы 20, воздухосборником 21, установленным на агрегате обслуживания 17 и присоединенным к вертикальному рециркуляционному воздуховоду 22, проложенному по агрегату обслуживания 17.

Система также снабжена рециркуляционным воздуховодом 23, присоединенным через рециркуляционную регулируемую заслонку 24, перепускной рециркуляционный воздуховод 25 и входную регулируемую заслонку 26 к основному воздухозаборному устройству 1, входному воздуховоду 3 и воздуховоду перепуска 27. Последний соединен через регулируемую заслонку оттайки 28 с воздуховодом оттаивания 12 и воздухозаборным устройством оттайки 2.

Выпуск системы 20 присоединен к рециркуляционному воздуховоду 23 через рециркуляционную регулируемую заслонку 24.

В целом все агрегаты и соединения в системе реализуются по аналогии с прототипом и хорошо описаны в документации и литературе [1-8].

Введенные в систему рециркуляционные воздуховоды 22 и 23, а также регулируемые заслонки 24, 26 и 28 реализуются в соответствии с общими нормами и требованиями предъявляемыми к системам вентиляции, кондиционирования [4, 5, 8] и термостатирования [6, 7].

Введенный в систему воздухосборник 21 представляет собой тороидальный воздуховод с щелями 29 и направляющими элементами сборного устройства 30 в верхней части (фиг.2). Воздухосборник имеет выпуск 31 для присоединения к вертикальному рециркуляционному воздуховоду 22. Воздухосборник крепится к горизонтальному трапу агрегата обслуживания на уровне, обеспечивающем попадание выбрасываемого потока воздуха из-под головного обтекателя космического объекта в щелевое сборное устройство 29, 30 воздухосборника 21. Воздухосборник 21 закольцовывается двумя размыкающимися сегментами 32 и 33 (фиг.2б), замыкающимися совместно с горизонтальным трапом обслуживания после подъезда агрегата обслуживания к космическому объекту 19. На фиг.2а показан общий вид воздухосборника, а на фиг.2б (вид сверху) показана схема размыкания сегментов 32 и 33 при подъезде агрегата обслуживания к космическому объекту 19 (стрелкой показано направление движения агрегата обслуживания).

В случае, когда космический объект 19 содержит несколько ступеней, то каждая ступень оснащается своим воздухосборником (фиг.3). Эти воздухосборники объединяются через вертикальный рециркуляционный воздуховод 22, подсоединенный к рециркуляционному воздуховоду 23.

РАБОТА СИСТЕМЫ

Воздушная система термостатирования космических объектов работает по замкнутому циклу с возможностью забора воздуха снаружи и выброса избыточного воздуха наружу. Введение заслонок 24, 26 и 28, в отличии от прототипа, позволяет регулировать подачу воздуха снаружи и выпуск воздуха наружу и обеспечивает гибкость работы системы в разных режимах. При этом регулирование положения заслонок 24, 26 и 28 может осуществляться как вручную, так и в автоматическом режиме.

Ниже рассматривается несколько режимов работы системы:

1. Базовый режим.

В случае, когда в системе термостатирования установился стационарный температурно-влажностный режим, воздух циркулирует по основному контуру. В этом случае основной вентилятор 5 создает поток воздуха, который подается через охладители первой 8 и второй 9 ступени, воздуховод подачи 6 с электронагревателем 7, вертикальный воздуховод 16, входной люк 18 на космический объект 19. Пропущенный через космический объект 19 воздух через воздухосборник 21, рециркуляционные воздуховоды 22, 23, 25 и входной воздуховод 3 снова попадает на основной вентилятор 5.

В таком режиме выпуска и забора воздуха снаружи может не происходить.

2. Зимний режим работы.

Зимой атмосферный воздух имеет низкие температуру и влагосодержание.

В этом случае, как и в прототипе, при подаче воздуха на космический объект 19 могут использоваться охладители, нагреватели и увлажнители. Однако, параметры наружного воздуха могут позволять обеспечивать требуемый температурно-влажностный режим за счет манипуляций регулируемыми заслонками 26 и 24, увеличивая или уменьшая подачу наружного воздуха и соответственно - выпуск воздуха наружу. Это позволяет уменьшить нагрузку на холодильный центр 10 и электронагреватель 7, уменьшая в целом потребление энергии на подготовку воздуха с требуемыми параметрами для космического объекта 19.

3. Летний режим работы.

Летом атмосферный воздух имеет высокие температуру и влагосодержание. Прежде чем подать такой воздух на термостатирование, его необходимо охладить и осушить. Пока температура наружного воздуха выше требуемой для подачи на космический объект 19, термостатирование осуществляется циркуляцией воздуха по основному контуру. В этом случае для охлаждения воздуха используются охладители холодильного центра и воздух в систему снаружи целесообразно не подавать. А если температура снаружи ниже требуемой, то манипулируя заслонками 24, 26, целесообразно открыть подачу воздуха снаружи через основное воздухозаборное устройство 1. При этом соответствующий избыток воздуха выводится из системы через выпуск 20.

Это позволяет уменьшить нагрузку на холодильный центр 10 и электронагреватель 7, уменьшая в целом потребление энергии на подготовку воздуха с требуемыми параметрами для объекта 19.

4. Режим оттайки воздухоохладителей.

В этом режиме используется линия оттайки 12. Для этого с помощью вентилятора 14 воздух податся на охладители и выпускается наружу через соответствующий клапан.

В летний период целесообразно подавать воздух на линию оттайки 12 снаружи через воздухозаборнное устройство 2. Заслонка 28 открывает забор воздуха снаружи и перекрывает подачу воздуха по воздуховоду перепуска 27.

А в зимний период целесообразно подавать более теплый, чем снаружи, воздух на линию оттайки 12 из рециркуляционного контура. Заслонка 28 закрывает забор воздуха снаружи и открывает подачу воздуха по воздуховоду перепуска 27. При этом в линию оттайки будет поступать отепленный воздух из рециркуляционного контура. Это позволяет повысить температуру подаваемого воздуха по сравнению с наружным на входе в линию оттайки, что уменьшает потребление энергии подогревателем 15 на подготовку воздуха для линии оттайки.

5. Режим продувки.

При осуществлении мероприятий технического обслуживания предусматривается сквозная продувка всей системы. Для этого заслонка 24 полностью открыта, соединяя рециркуляционный воздуховод 23 с выпуском системы 20, а заслонка 26 открыта так, что основное воздухозаборное устройство 1 соединено с входным воздуховодом 3.

ОЦЕНКА ПОЛОЖИТЕЛЬНОГО ТЕХНИЧЕСКОГО ЭФФЕКТА ОТ ПРИМЕНЕНИЯ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ

Оценку положительного технического эффекта целесообразно провести путем сравнения значений энергии, затраченной на термостатирование при подготовке воздуха для космического объекта, для прототипа и для предлагаемой системы. При этом основные исходные данные для проведения необходимых расчетов взяты в качестве примера из открытой эксплуатационной документации на систему обеспечения температурно-влажностного режима (СОТВР) ракет космического назначения (РКН) типа «Протон» [6, 7].

В соответствии с эксплуатационной документацией, система ВСОТР СК РКН «Протон» предназначена для подачи в объект до 15000 м3/ч (±10%) очищенного воздуха с относительной влажностью не более 40% (при температуре 25°C) с любой температурой в интервале от 0° до 40°C и автоматического поддержания заданной температуры с точностью ±2°C при температуре окружающего воздуха в пределах от минус 40 до плюс 50°C.

Для проведения необходимых расчетов движение воздуха в предлагаемой системе схематично представлено на фиг. 4. При этом используются следующие обозначения:

V1 - поток воздуха (м3/час) в канале подачи воздуха;

V2 - поток воздуха (м3/час) в рециркуляционном воздуховоде;

V3 - поток воздуха (м3/час) в соединительном воздуховоде;

V1 - приток воздуха (м3/час), поступающий в систему снаружи;

V2 - поток воздуха (м3/час), удаляемый из системы наружу;

t1 - температура воздуха, подаваемого на космический объект;

t2 - температура воздуха, удаляемого из космического объекта с учетом потерь в рециркуляционном воздуховоде;

tН - температура наружного воздуха.

В соответствии с фиг. 4 можно написать следующие уравнения баланса для предлагаемой системы:

Из (1) и (2) следует, что с точки зрения регулирования потоков в предлагаемой системе должно обеспечиваться условие:

В прототипе количество энергии Q прот, которая должна потреблять система термостатирования для подготовки воздуха (нагрев/охлаждение), подаваемого на космический объект, определяется разностью температур t1, t Н и может быть рассчитана по формуле

где m=V1в - воздух (кг), подаваемый в систему (в=1,2 кг/м3 - плотность воздуха при нормальном атмосферном давлении и температуре 20°C);

c=1,006 кДж/(кг·К) - средняя удельная теплоемкость воздуха при постоянном давлении.

В этом случае весь воздух для подготовки забирается снаружи.

В предлагаемой системе количество энергии Qпредлаг, которая должна потреблять система термостатирования для подготовки воздуха (нагрев/охлаждение), подаваемого на космический объект, определяется не только разностью температур t1 и tН (как это имело место в прототипе), но также разностью температур t1 и t 2. При этом следует различать случаи нагрева и охлаждения воздуха.

Когда предлагаемая система работает на нагрев воздуха и t2>tН, выгоднее использовать воздух из рециркуляционного воздуховода и не брать воздух снаружи. В этом случае расчет Qпрелаг может быть осуществлен по формуле:

.

где m определяется так же, как в формуле (4).

Когда предлагаемая система работает на охлаждение воздуха и t2<tН, выгоднее использовать воздух из рециркуляционного воздуховода и не брать воздух снаружи. В этом случае расчет Qпрелаг может быть осуществлен по формуле:

.

где m определяется так же, как в формуле (4).

В случае, когда t1 находится в промежутке между t2 и tН, то независимо от того, работает система на охлаждение воздуха или на его нагрев, выгодней всего осуществлять подмешивание воздуха V3 и воздуха снаружи V1. При этом соответствующую часть воздуха V2=V1 необходимо выпускать из системы. В этом случае затрат энергии на подогрев или охлаждение воздуха в предлагаемой системе в идеальном случае не требуется. А в прототипе необходимо было бы затратить энергию, которая определяется разностью t 1-tН по формуле (4), то есть в прототипе не надо было бы затрачивать энергию только в одном случае, когда t1=tН.

То есть в рассматриваемом случае эффективность предлагаемой системы по отношению к прототипу очень высокая. Например, пусть t1=30 град, t2 =20 град, tН=40 град, а система работает на охлаждение, то очевидно, что без учета других факторов (например, влажности воздуха, потери воздуха) необходимо смешивать в равных пропорциях потоки V3 и V1. При этом за счет такого смешивания в идеальном случае на объект будет подаваться воздух с требуемой температурой t1=30 град, без затрат энергии в системе.

Для сравнения предлагаемой системы с прототипом ниже приводится таблица с результатами расчета затрат энергии на подготовку воздуха в сравниваемых системах в различных условиях их эксплуатации. При этом все расчеты проводились в соответствии с упрощенной методикой, изложенной выше. В таблице не рассматривались диапазоны температур, когда подготовка воздуха в предлагаемой системе осуществляется подмешиванием наружного воздуха, поскольку в этом случае преимущество предлагаемого решения очевидно, как описано выше.

Температура (град.) наружного (tН) и подаваемого (t1) на объект термостатирования воздуха в различных климатических условиях
tНt1 tНt1 tНt1 tНt1
-40+40 -400+50 +40+500
Энергозатраты на выработку «холода», КВтв прототипе -- 39199
в предлагаемой системе при t2-t1 = 5 град.- -19,91 31
в предлагаемой системе при t 2-t1 = 10 град. -- 3962
Энергозатраты на выработку «теплоты», КВт в прототипе319 160- -
в предлагаемой системе при t 1-t2 = 5 град. 24,710,9 --
в предлагаемой системе при t1-t2 = 10 град.50,3 22,3- -
Выигрыш, КВтпри |t1-t2| = 10 град.268 137,70 137
при |t1-t2 | = 5 град.294 149,119,1 168

Анализ таблицы показывает, что выигрыш по затратам энергии на подготовку воздуха в предлагаемой системе по сравнению с прототипом оказывается очень высоким.

В целом проведенный анализ показывает явное преимущество предлагаемой системы над прототипом по затратам энергии на нагрев/охлаждение воздуха, подаваемого на космический объект.

ЛИТЕРАТУРА

1. Бармин И.В., Малоземов В.А., Приходько Т.В., Снежко М.Г., Таганцев О.М., Чумаченко Г.Ф. Патент на изобретение RU 2339554 C1, МПК B64G 5/00 B64G 1/50 F25B 29/00 от 10.04.2007, опубл. 27.11.2008. - аналог.

2. Бармин И.В., Климов В.Н., Сборец В.П., Чумаченко Г.Ф., Иванова Л.П., Левицкий И.Б., Муравьев Д.Н. Патент на изобретение RU 2201384 C2, МПК B64G 5/00, B64G 1/50, G01N 21/00 от 11.05.2001, опубл. 27.03.2003. - аналог.

3. Бармин И.В., Елисеев В.Г., Климов В.Н., Рахманов Ж.Р., Игнашин А.М., Сборец В.П., Чумаченко Г.Ф., Иванова Л.П., Левицкий И.Б. Патент на изобретение RU 2190165 C2, МПК F24F 5/00, F24F 3/14, B64D 13/00 от 29.12.2000, опубл. 27.09.2002. - прототип.

4. Богословский В.Н., Щеглов В.П., Разумов Н.Н. Отопление и вентиляция. 2-е издание, перераб. и дополн. - М.: Стройиздат, 1980, с. 245-246, рис. XVI. 2 - аналог.

5. Быков Л.Т., Егоров М.С., Тарасов П.В, Высотное оборудование самолетов. М.: Госиздат оборонной промышленности, 1958, с. 90-92, фиг. 2.22 - аналог.

6. Proton Mission Planner's Guide, LKEB-9812-1990 Issue 1, Revision 4, March 1, 1999, figure 4.2.1.7-4 - figure 4.2.1.7-9 - аналог.

7. Proton Launch System Mission Planner's Guide, LKEB-9812-1990 Revision 7, July 2009 figure 4.2.1.6-3 - figure 4.2.1.6-5 - аналог.

8. Энергосбережение в системах теплоснабжения, вентиляции и кондиционирования воздуха: Справ. Пособие / Л.Д.Богуславский, В.И. Ливчак, В.П. Титов и др.; Под ред. Л.Д. Богуславского и В.И. Ливчака. - М.: Стройиздат, 1990, с. 564-586, рис. 11.9.-11.11. - аналог.

Воздушная система термостатирования космических объектов, содержащая основное воздухозаборное устройство, воздухозаборное устройство оттайки, входной воздуховод с фильтром и основным вентилятором, присоединенный к воздуховоду подачи с электронагревателем через возухоохладитель первой ступени и два воздухоохладителя второй ступени, присоединенных к холодильному центру с пультом управления, а также содержащая линию оттаивания, включающую фильтр оттайки, вентилятор оттайки, подогреватель оттайки и воздухоохладители второй ступени, причем воздуховод подачи соединен с вертикальным воздуховодом, проложенным по агрегату обслуживания и соединенным с входным люком космического объекта, отличающаяся тем, что она снабжена выпуском системы, воздухосборником, установленным на агрегате обслуживания и присоединенным к вертикальному рециркуляционному воздуховоду, проложенному по агрегату обслуживания, рециркуляционным воздуховодом, присоединенным через рециркуляционную регулируемую заслонку, перепускной рециркуляционный воздуховод и входную регулируемую заслонку к основному воздухозаборному устройству и входному воздуховоду, воздуховодом перепуска, присоединенным через регулируемую заслонку оттайки к воздуховоду оттаивания и воздухозаборному устройству оттайки, причем выпуск системы присоединен к рециркуляционному воздуховоду через рециркуляционную регулируемую заслонку.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области локации, преимущественно к пассивной оптической локации удаленных объектов на фоне звезд
Наверх