Система повітряного термостатування головного блока ракети

Реферат: Система повітряного термостатування головного блока ракети містить трубопровід подавання повітря з фільтром, керуючим і редукованим пристроями, електронагрівачем і охолоджувачем, при цьому керуючий пристрій містить арматуру у вигляді електропневмоклапана, сигналізатора тиску, зворотного клапана і манометра, а редукований пристрій містить арматуру у вигляді електропневмоклапана, дросельного клапана, газового редуктора, сигналізатора тиску, зворотного клапана, запобіжного клапана та дросельного пристрою. Кожен пристрій оснащений паралельним трубопроводом з відповідною арматурою. UA 95847 U (12) UA 95847 U UA 95847 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Корисна модель належить до ракетно-космічної техніки, а більш конкретно - до наземного обладнання, і може використовуватися у системах повітряного термостатування відсіків ракет на стартових комплексах. Відомою є система повітряного термостатування головного блока (ГБ) ракети, що містить джерело повітропостачання, трубопровід подавання з фільтром і арматурою, котрий з'єднує джерело повітропостачання через газовий редуктор з рознімним з'єднанням ГБ, ємність з рідким азотом, газифікатор, охолоджувач і електронагрівач (див. патент України № 83844u, МПК B64G 5/00, F25B 29/00, 2013 р.)· Ємність з рідким азотом виконується за патентом України № 87448u, МПК B64G 5/00, F17C 5/00, 2013 р. Недоліком відомої системи є її низькі експлуатаційні якості, такі як: - недостатня надійність системи у випадку виходу з ладу одного з елементів арматури; - наявність ємності з кріогенним компонентом (рідким азотом), що ускладнює роботу з ракетою на стартовому комплексі (СК). Найближчою до запропонованої по технічному рішенню є вибрана як прототип система повітряного термостатування (СПТ) головного блока ракети за патентом України №80951u, МПК B64G 5/00, F25B 29/00, 2013 р. Ця система містить трубопровід подавання повітря з фільтром, керуючий (пульт керування) і редукований пристрої з арматурою, електронагрівач і охолоджувач. Елементи арматури керуючого і редукованого пристроїв встановлені на трубопроводі подавання повітря і наведені у патентах РФ № 2.339.832, МПК F02K 9/50, 2006 р. та № 2.240.523, МПК G01М 3/00, F02K 9/50, 2003 р. для пневмомагістралей, а саме: керуючий пристрій включає арматуру у вигляді електропневмоклапана (ЕПК), сигналізатора тиску (СТ), зворотного клапана (ЗК) і манометра, а редукований пристрій включає арматуру у вигляді електропневмоклапана, дросельного клапана, газового редуктора, сигналізатора тиску, зворотного клапана, запобіжного клапана та дросельного пристрою. Недоліком відомої системи є її невисокі експлуатаційні якості через недостатню надійність системи у випадку виходу з ладу одного з елементів арматури. В основу корисної моделі поставлена задача створення удосконаленої конструкції системи повітряного термостатування головного блока ракети, яка б дозволила забезпечити підвищення її експлуатаційних якостей шляхом уведення в нього нових елементів і технічних рішень, таких як: - кожен пристрій оснащений паралельним трубопроводом з відповідною арматурою, що дозволяє підвищити надійність системи за рахунок дублювання елементів арматури без погіршання якості роботи системи; - на вході у керуючий пристрій встановлені допоміжний сигналізатор тиску і манометр, а на його виході - дренажний вентиль, що дозволяє гарантовано забезпечити працездатність керуючого пристрою як при штатній роботі, так і у випадку виходу з ладу одного з елементів арматури цього пристрою; - запобіжні клапани встановлені перед зворотними клапанами редукованого пристрою і зв'язані з дренажним трубопроводом, оснащеним додатковими сигналізаторами тиску і додатковими зворотними клапанами, а на виході редукованого пристрою встановлені додатковий дренажний вентиль, вентиль для відбору проб і дросельний пристрій, при цьому додаткові сигналізатори тиску зв'язані електрично з кожним електропневмоклапаном редукованого пристрою, що дозволяє гарантовано забезпечити працездатність редукованого пристрою як при штатній роботі, так і у випадку виходу з ладу одного з елементів арматури цього пристрою. Поставлена задача вирішується таким чином, що у запропонованій системі повітряного термостатування головного блока ракети, яка містить трубопровід подавання повітря з фільтром, керуючим і редукованим пристроями, електронагрівачем і охолоджувачем, при цьому керуючий пристрій містить арматуру у вигляді електропневмоклапана, сигналізатора тиску, зворотного клапана і манометра, а редукований пристрій містить арматуру у вигляді електропневмоклапана, дросельного клапана, газового редуктора, сигналізатора тиску, зворотного клапана, запобіжного клапана та дросельного пристрою, в ній кожен пристрій оснащений паралельним трубопроводом з відповідною арматурою. На вході у керуючий пристрій встановлені допоміжний сигналізатор тиску і манометр, а на його виході - дренажний вентиль. Запобіжні клапани встановлені перед зворотними клапанами редукованого пристрою і зв'язані з дренажним трубопроводом, оснащеним додатковими сигналізаторами тиску і додатковими зворотними клапанами, а на виході редукованого пристрою встановлені додатковий дренажний вентиль, вентиль для відбору проб і дросельний пристрій, при цьому 1 UA 95847 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 додаткові сигналізатори тиску зв'язані електрично з кожним електропневмоклапаном редукованого пристрою. Для пояснення конструкції системи і її роботи додаються креслення і її детальний опис. Запропонована система складається з трубопроводу 1 подавання повітря з фільтром 2, керованого 3 і редукованого 4 пристроїв, електронагрівача 5 і охолоджувача 6. Керований пристрій 3 виконаний у вигляді пневмощита і містить відрізок трубопроводу 1 подавання повітря й паралельний трубопровід 7, на яких послідовно змонтовані ЕПК 8, СТ 9 і зворотні клапани 10. На вході керованого пристрою 3, перед ЕПК 8, встановлені допоміжний СТ 11 і манометр 12, а на його виході, після зворотних клапанів 10, - дренажний клапан 13. Редукований пристрій 4 виконаний у вигляді блока пониження тиску і містить відрізок трубопроводу 1 подавання повітря й паралельний трубопровід 14, на яких послідовно змонтовані ЕПК 15, дросельні клапани 16, газові редуктори 17 з приєднаними до них манометрами 18, СТ 19, запобіжними 20 і зворотними 21 клапанами. Запобіжні клапани 20 зв'язані з дренажним трубопроводом 22, оснащеним СТ 23 і додатковими зворотними клапанами 24. На виході редукованого пристрою 4 встановлені вентиль 25 для відбору проб, додатковий дренажний вентиль 26, дросельний пристрій 27 і запірний вентиль 28. Трубопровід 1 подавання повітря прокладений по стрілі кабель-щогли 29 і з'єднується з рознімним з'єднанням 30, розміщеним на головному блоку 31 ракети 32. Ракета 32 встановлена на пусковій установці (ПУ) 33. Робота запропонованої СПТ здійснюється наступним чином. Для проведення пуску ракету 32 готують у монтажно-випробувальному корпусі, де здійснюють її перевірки, а також визначають витратні характеристики дренажних пристроїв ГБ 31 шляхом подавання в нього термостатуючого повітря за патентом РФ №2.267.108, МПК G01N 5/00, B64G 7/00, 2003 р. На стартовому комплексі виконують відбір проби (ВП) повітря через вентиль 25 для визначення ступеня його кондиційності. Далі ракету 32 доставляють на стартовий комплекс, встановлюють її на ПУ 33 і починають термостатування ГБ 31. Для цього стиснене повітря (П) з тиском до 40 МПа з ресиверної ємності (не зображена) подають по трубопроводу 1 через фільтр 2 у керований пристрій 3. Проводять контроль тиску повітря за допомогою допоміжного СТ 11 і манометра 12. Відкривають ЕПК 8 на відрізку трубопроводу 1 і повітря через відповідний зворотний клапан 10 виходить з керованого пристрою 3 і поступає у редукований пристрій 4. Відкриття ЕПК 8 підтверджується за допомогою відповідного СТ 9. У випадку виходу з ладу першого ЕПК 8 відкривають ЕПК 8 на паралельному трубопроводі 7, а скидання стисненого повітря з керованого пристрою 3 здійснюють через дренажний вентиль 13 (Д). У редукованому пристрої 4 відкривають ЕПК 15 на відрізку трубопроводу 1 і повітря через дросельний клапан 16 поступає у газовий редуктор 17, де редукується до заданого тиску (6-10 МПа) і далі через зворотний клапан 21, дросельний пристрій 27, запірний вентиль 28, нагрівач 5, охолоджувач 6, рознімне з'єднання 30 поступає у ГБ 31. Дросельний клапан 16 захищає газовий редуктор 17 від пневматичного удару. Контроль повітря після газового редуктора здійснює СТ 19 і манометр 18, підключений до вихідної порожнини газового редуктора 17. Якщо тиск повітря після газового редуктора 17 перевищує заданий ("закид" редуктора), відбувається спрацювання запобіжного клапана 20 і СТ 23, який електрично зв'язаний з кожним ЕПК 15 редукованого пристрою 4 і видає електричний сигнал на закриття ЕПК 17 на відрізку трубопроводу 1 й відкриття ЕПК 17 на паралельному трубопроводі 14. Щоб уникнути перетікання повітря, що дренують, з одного трубопроводу в інший, вони розділені зворотними клапанами 24. У випадку невиходу газового редуктора 17 на заданий режим роботи (тиск повітря на виході з газового редуктора нижче заданого), СТ 19, що електрично зв'язаний з кожним ЕПК 15, видає сигнал на закриття ЕПК 15 на відрізку трубопроводу 1 і відкриття ЕПК 15 на паралельному трубопроводі 14. Скидання повітря з редукованого пристрою 4 здійснюють через додатковий дренажний вентиль 26 (Д). У процесі пуску ракети 32 трубопровід 1 подавання відстиковується від рознімного з'єднання 30. У процесі підготовки ракети 32 проводять електричні перевірки космічного апарата за патентом РФ № 2.402.799, МПК G05B 23/00, B64G 5/00, 2009 р., а результати перевірок обробляють за патентом РФ № 2.245.825, МПК B64G 5/00, 2003 р. Таким чином, запропонована система, яка має просту і надійну конструкцію, забезпечує підвищення ефективності і економічності робіт на автоматизованому стартовому комплексі. 60 2 UA 95847 U ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 5 10 15 1. Система повітряного термостатування головного блока ракети, що містить трубопровід подавання повітря з фільтром, керуючим і редукованим пристроями, електронагрівачем і охолоджувачем, при цьому керуючий пристрій містить арматуру у вигляді електропневмоклапана, сигналізатора тиску, зворотного клапана і манометра, а редукований пристрій містить арматуру у вигляді електропневмоклапана, дросельного клапана, газового редуктора, сигналізатора тиску, зворотного клапана, запобіжного клапана та дросельного пристрою, яка відрізняється тим, що кожен пристрій оснащений паралельним трубопроводом з відповідною арматурою. 2. Система за п. 1, яка відрізняється тим, що на вході у керуючий пристрій встановлені допоміжний сигналізатор тиску і манометр, а на його виході - дренажний вентиль. 3. Система за п. 1, яка відрізняється тим, що запобіжні клапани встановлені перед зворотними клапанами редукованого пристрою і зв'язані з дренажним трубопроводом, оснащеним додатковими сигналізаторами тиску і додатковими зворотними клапанами, а на виході редукованого пристрою встановлені додатковий дренажний вентиль, вентиль для відбору проб і дросельний пристрій, при цьому додаткові сигналізатори тиску зв'язані електрично з кожним електропневмоклапаном редукованого пристрою. 3 UA 95847 U Комп’ютерна верстка М. Шамоніна Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 4