Патенты автора Леденейкин Сергей Владимирович (RU)
СПОСОБ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ТЕПЛОВОГО РЕЖИМА БОРТОВЫХ ПРИБОРОВ В ОТСЕКЕ РАКЕТЫ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ // 2678731
Изобретение относятся к ракетно-космической технике. Способ обеспечения теплового режима бортовых приборов в отсеке ракеты космического назначения (РКН) включает подведение по магистральному газоводу и подачу газового компонента через распылитель переменного сечения в отсек в направлении снизу вверх с последующим выбросом газового компонента через отверстия истечения в нижней части отсека. До начала подачи в распылитель переменного сечения газового компонента из магистрального газовода осуществляют подачу его из наземных газоводов. Обеспечивают подачу газового компонента в пространство отсека бортовых приборов через два концентрических ряда отверстий распылителя. Одним рядом отверстий обеспечивают подачу вдоль периферийной части отсека, другим - посредством дефлектора направляют газовый компонент под углом к продольной оси отсека, обеспечивая подачу в его центральную часть. После прекращения подачи газового компонента в распылитель из наземных газоводов, газовый компонент подают из магистрального газовода в один из секторов распылителя переменного сечения в зону отверстия вдува из наземного газовода. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности термостатирования бортовых приборов РКН. 7 ил.
Группа изобретений относится к ракетно-космической технике. Способ термостатирования бортовой аппаратуры полезного груза (ПГ), размещенного внутри головного обтекателя (ГО) космической головной части (КГЧ) ракеты космического назначения (РКН), включает вдув термостатирующей среды во внутреннее пространство ГО, ее перетекание вдоль ГО с последующим истечением из него. Подачу осуществляют принудительно из внутреннего пространства ГО в отсек ПГ через его отверстие вдува с последующим истечением среды из отсека ПГ во внутреннее пространство ГО через отверстие истечения. Вдув термостатирующей среды в отсек ПГ осуществляют только при заданном диапазоне значений температуры среды во внутреннем пространстве ГО. Способ реализуется устройством термостатирования, включающим отверстие вдува термостатирующей среды, отверстие ее истечения в ГО, устройства вдува термостатирующей среды во внутреннее пространство ГО. В люке обслуживания бортовой аппаратуры отсека ПГ установлена съемная крышка, в которой выполнено отверстие вдува под принудительную подачу термостатирующей среды посредством вентилятора. Техническим результатом группы изобретений является повышение эффективности термостатирования. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к средствам предстартовой подготовки космической головной части ракеты с полезным грузом (ПГ) (2), имеющим бортовую аппаратуру (БА) (1). Устройство включает в себя экранно-вакуумную тепловую изоляцию (ЭВТИ) (3) на поверхности ПГ (2), радиатор-охладитель (4) в виде силовой оболочки (9) ПГ, отверстия вдува (6) и истечения (7) термостатирующего газа. БА (1) установлена на теплопроводящую панель (8). Между поверхностями радиатора (4) и панели (8) предусмотрен зазор (газовая прослойка). Радиатор (4) и панель (8) снабжены терморегулирующими покрытиями (5) и (11) с высокой степенью черноты. В ЭВТИ (3) для отвода тепла излучением выполнен вырез (10) под панель (8). Техническим результатом является расширение эксплуатационных возможностей и повышение надежности термостатирования бортовой аппаратуры, размещаемой в негерметичных отсеках ПГ, при проведении предстартовых электрических включений. 2 ил.
Группа изобретений относится к средствам предстартовой подготовки космического аппарата (КА). Устройство содержит противоточный рекуперативный жидкостно-жидкостный теплообменный агрегат, включенный в циркуляционный тракт теплоносителя системы терморегулирования КА. Этот агрегат сообщен с наземным средством термостатирования посредством подводящих и отводящих хладагент быстроразъемных трубопроводов (БРТ) с быстроразъемными соединениями (БРС). На данном агрегате БРТ и БРС установлена теплоизоляция. В первом варианте БРС установлены на КА перпендикулярно плоскости, проходящей через продольную ось головного обтекателя (ГО), в котором выполнен люк под БРС. Во втором варианте часть БРС установлена на КА параллельно продольной оси ГО, а другая часть БРС, соединенная с первой посредством БРТ, - на переходном отсеке, где выполнен соответствующий люк. Техническим результатом группы изобретений является повышение эффективности термостатирования бортовой аппаратуры КА при высоких значениях её тепловыделения и в широком диапазоне температур окружающей среды. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для обеспечения теплового режима полезной нагрузки (ПН). Устройство обеспечения теплового режима полезной нагрузки в сборочно-защитном блоке содержит теплоизолирующую перегородку, теплоизолирующие покрытия, отверстия подачи и истечения термостатирующего газового компонента в головном обтекателе (ГО) и переходном отсеке (ПхО). Одновременно подают через отверстия над или под жестко установленной между ракетой-носителем и ПН теплоизолирующей перегородкой термостатирующего газового компонента в полости ГО и ПхО, обеспечивают перетекание потока термостатирующего газового компонента в направлениях вдоль нижней части полезной нагрузки и теплоизолирующей перегородки, или вдоль теплоизолирующей перегородки и пристыкованной к торцу космической головной части ракеты-носителя. Изобретение позволяет повысить эффективность термостатирования ПН. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при подготовке и старте ракеты космического назначения. Устройство обеспечения теплового режима и чистоты космической головной части ракеты космического назначения с крупногабаритной полезной нагрузкой содержит на головном обтекателе и на переходном отсеке отверстия вдува термостатирующей газовой среды, отверстия истечения термостатирующей газовой среды, шарнирно установленные клапаны одностороннего действия отверстий вдува и истечения термостатирующей газовой среды, устройство вдува термостатирующей газовой среды в виде закрепленного на окантовке отверстия вдува лотка с клапанами одностороннего действия в виде уплотняющих крышек, дополнительные отверстия вдува термостатирующей газовой среды, клапаны одностороннего действия в виде заслонки с противовесом между входным отверстием с защитной сеткой и выходным отверстием, теплоизолирующее и терморегулирующие покрытия. Изобретение позволяет повысить качество чистоты и эффективность термостатирования космической головной части ракеты космического назначения. 9 ил.
Группа изобретений относится к методам и средствам управления параметрами среды в изделиях ракетно-космической техники, в частнОСТИ, при предстартовой подготовке современных ракет-носителей (РН) полезной нагрузки (ПН). Данные РН оснащены наземными системами подготовки и подачи термостатирующего газового компонента (ГК) с высокой степенью очистки по бортовым газоводам блоков РН. Способ включает подведение и подачу ГК в головной обтекатель (ГО) одновременно через верхний и нижний распылители. Подачу производят по единому магистральному газоводу в направлении снизу вверх. Рассекатели переменного сечения верхнего распылителя размещают взаимно противоположно с тем, чтобы при вдуве ГК струи соударялись между собой над ПН и отражались от ГО, выравнивая поле скоростей ГК. Этим создают равномерное течение ГК в пространстве между ПН и ГО. В нижней полости ГО ГК направляют на ПН, создавая в ГО избыточное давление, за счет которого происходит сброс ГК через специальные отверстия. В реализующих способ устройствах распылители выполнены в виде противолежащих рассекателей переменного сечения, которые с одной стороны заглушены, а с другой объединены посредством коллекторов переменного сечения. Техническим результатом группы изобретений является повышение эффективности обеспечения теплового режима и чистоты среды для ПН, установленной на РН под ГО. 3 н.п. ф-лы, 10 ил.
Изобретение относится к управлению параметрами среды в изделиях ракетно-космической технике при их подготовке на стартовом сооружении и в полете. Устройство включает в себя установленный на переходном отсеке (4) головной обтекатель (ГО) (3) полезной нагрузки (ПН) (1), выводимой ракетой (2) космического назначения. В верхней части ГО (3) закреплен рассекатель (5) подаваемого через транзитную магистраль (6) газового потока. В нижней части ГО (3) выполнен люк (7) для сброса газового компонента. На внутренней поверхности ГО (3) закреплены звукозащитное, влагозащитное и металлическое антистатическое покрытия. В крышке люка (7) выполнено отверстие, а с внутренней ее стороны закреплен плоский решетчатый акустический глушитель. С другой стороны на отверстии крышки (7) закреплен местный обтекатель (в виде накладного дозвукового диффузора). На переходном отсеке (ПО) (4) выполнено дополнительное отверстие с фильтром (сеткой) и с аналогичным местным обтекателем (поз. Г). Полости ПО (4) и ГО (3) сообщены посредством отверстий (поз. Д), выполненных в шпангоуте ПО, и отверстий (22) в адаптере (21). При старте и полете ракеты (2) с ПН (1) уровень акустического воздействия на них снижается благодаря применению указанных защитного покрытия, глушителя и местных обтекателей. Тем самым снижается возможность образования и попадания в полости ГО и на поверхности ПН (в застойные зоны) загрязняющих частиц. Техническим результатом изобретения является обеспечение высокого качества чистоты внутренней полости ГО, в которой размещена ПН. 6 ил.
