Система подогрева лунного пускового ракетного комплекса


 


Владельцы патента RU 2539675:

Охотский Игорь Евгеньевич (RU)
Гурко Александр Олегович (RU)

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для терморегулирования лунного пускового ракетного комплекса (ЛПРК). Система подогрева ЛПРК содержит жидкостный контур, теплоноситель, тепловой кожух с тепловыми аккумуляторами и задвигающейся крышкой с автоматической системой открытия/закрытия с датчиками света, насосную станцию, систему управления обогревом, солнечные батареи и электроаккумулятор. Одна половина тепловых аккумуляторов заправлена жидким теплоносителем, а другая - пустая. Тепловой кожух содержит наружную зеркальную поверхность и внутреннюю поверхность, покрытую теплоизоляционным материалом (тефлон, политетрафторэтилен, политрифторхлорэтилен, кристаллический сополимер этилена с тетрафторэтиленом). Изобретение позволяет повысить надежность терморегуляции ЛПРК. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области космической техники, а именно к системам терморегулирования и подогрева космических станций и комплексов, и может быть использовано для обеспечения требуемого температурного режима в лунном пусковом ракетном комплексе для запуска ядерных или термоядерных ракет.

Возможность соударения планеты с крупными метеоритными телами или небольшими астероидами (вероятность последнего оценивается единичной частотой на отрезке 100000 лет) сопряжена с глобальными катастрофическими последствиями для всей земной цивилизации. Наличие ракетно-космических систем с управляемой траекторией полета позволяет заблаговременно по обнаружению потенциально опасного космического тела (соответствующего геометрического масштаба и массы) осуществить либо его траекторное отклонение, либо разрушение (дробление) на фрагменты сравнительно безопасных размеров, неспособные "пройти" слой земной атмосферы.

Лунный пусковой ракетный комплекс является средством противометеоритной защиты и используется исключительно в космических (внеземных) условиях при осуществлении высокоскоростного соударения ракеты с метеорным (астероидным) телом.

Для нормальной работоспособности лунного пускового ракетного комплекса и поддержания постоянной боеготовности ракеты (подогрев топлива) необходимо поддерживать определенный температурный режим внутри Лунного ракетного комплекса.

Из уровня техники не выявлено прямых аналогов заявленного изобретения.

Однако известна система терморегулирования космического аппарата и орбитальной станции, содержащая замкнутые контуры обогрева, связанные через один промежуточный жидкостно-жидкостный теплообменник, системы управления и измерения, клапанно-распределительную и дренажно-заправочную арматуру. При этом контур обогрева содержит побудитель циркуляции, газожидкостные и змеевиковые теплообменники и термоплаты (см. RU 2148540 С1).

Известна система терморегулирования орбитальной станции, содержащая основной газовый тракт системы вентиляции, связанный с устройством для удаления конденсата контуром охлаждения и осушки газа, а также с гидравлическим контуром теплосъема посредством газожидкостного теплообменника (см. SU 1839913 А1).

Известна система терморегулирования долговременной орбитальной станции, содержащая внутренние и наружные гидравлические контуры, а также промежуточный контур обогрева, связанные через теплообменники, двуполостные компенсаторы, газовые полости которых объединены магистралью между собой и с источниками давления. Система снабжена дополнительной магистралью с электромагнитным клапаном, связывающей промежуточный контур обогрева с наружными гидравлическими контурами. При этом газовая полость компенсатора промежуточного контура обогрева сообщена трубопроводом через установленный в нем запорный клапан с магистралью, связывающей источники давления с газовыми полостями компенсаторов наружных гидравлических контуров (см. SU 1773017 А1).

Также известна система терморегулирования космического объекта, содержащая связанные между собой замкнутые циркуляционные контуры обогрева и охлаждения, регулятор расхода жидкости, выполненный с шаговым двигателем, систему управления, датчики температуры, электрически связанные через систему управления с регулятором расхода жидкости. Контур обогрева содержит соединенные между собой гидроблок с датчиком перепада давления, газожидкостные и змеевиковые теплообменники, термоплаты, гидрокомпенсатор, дренажный клапан, а в контуре охлаждения последовательно установлены соединенные между собой трубопроводами гидроблок с датчиком перепада давления и радиационный теплообменник. Система снабжена регулятором-переключателем, последовательно соединенным с регулятором расхода жидкости, первые выходы которых подключены к контуру охлаждения, а вторые выходы подключены к контуру обогрева, третий выход регулятора-переключателя взаимодействует с входом регулятора расхода жидкости. На трубопроводе контура обогрева установлены датчики температуры, каждый из которых через систему управления электрически связан с регулятором-переключателем и регулятором расхода жидкости (см. RU 2404092 С1).

Все вышеуказанные аналоги заявленного изобретения обладают общим существенным недостатком - недостаточной надежностью для бесперебойной работы системы терморегуляции и обогрева при заданном длительном сроке эксплуатации космического объекта, орбитальной станции или лунного пускового ракетного комплекса.

Задачей заявленного изобретения является повышение надежности и бесперебойность работы системы подогрева (терморегулирования) в течение всего заданного длительного срока эксплуатации лунного пускового ракетного комплекса.

Технический результат заключается в том, что созданная система подогрева технологически проста, обладает повышенной надежностью и бесперебойностью работы в течение всего заданного длительного срока эксплуатации лунного пускового ракетного комплекса.

Технический результат достигается тем, что система подогрева лунного пускового ракетного (1) комплекса (2) содержит жидкостный контур (10), теплоноситель, тепловые аккумуляторы (9), установленные в тепловом кожухе (8), насосную станцию (3), систему управления обогревом, солнечные батареи (5) и электроаккумулятор (4), при этом тепловой кожух имеет крышки (6), установленные в верхней его части.

Тепловой кожух имеет зеркальную наружную поверхность, а внутренняя поверхность кожуха покрыта теплоизоляционным материалом, в частности тефлоном, или политетрафторэтиленом, или политрифторхлорэтиленом, или кристаллическим сополимером этилена с тетрафторэтиленом.

Половина всех тепловых аккумуляторов заправлена жидким теплоносителем, работающим попеременно в диапазоне температур 200°-0°С, а другая половина тепловых аккумуляторов является пустой - без жидкого теплоносителя.

Крышки теплового кожуха выполнены задвигающимися или открывающимися и имеют автоматическую систему открытия/закрытия.

Автоматическая система открытия/закрытия крышек теплового кожуха содержит датчики света.

Вышеуказанная совокупность существенных признаков достаточна для достижения указанного технического результата - технологическая простота созданной системы подогрева, обеспечение повышения надежности и бесперебойность работы в течение всего заданного длительного срока эксплуатации лунного пускового ракетного комплекса.

В системе подогрева лунного пускового ракетного комплекса жидкостным контуром связаны тепловые аккумуляторы, насосы насосной станции и оборудование ракетного комплекса с ракетой, как потребители тепла.

По жидкостному контуру, между тепловыми аккумуляторами протекает теплоноситель, работающий попеременно в диапазоне температур 200°-0°С.

Заправленные тепловые аккумуляторы, включенные в жидкостный контур, воспринимают часть тепловой нагрузки от теплового излучения небесных тел (Солнца, Земли) при нахождении комплекса на освещенном участке Луны (лунный день) и отдают тепло, посредством перетекания теплоносителя в пустые аккумуляторы, при нахождении комплекса на темном участке Луны (лунная ночь).

В свою очередь, жидкий теплоноситель, перетекая в контуре лунного комплекса, обеспечивает температурный режим работы для различного оборудования и ракеты (подогрев топлива) в течение лунной ночи.

Тепловые аккумуляторы помещены в тепловой кожух. Тепловой кожух имеет зеркальную наружную поверхность, а внутренняя поверхность кожуха покрыта теплоизоляционным материалом, в частности тефлоном, или политетрафторэтиленом, или политрифторхлорэтиленом, или кристаллическим сополимером этилена с тетрафторэтиленом. Зеркальная поверхность теплового кожуха имеет минимальный коэффициент поглощения и максимальный отражательный коэффициент. Теплоизоляционный материал необходим для длительного сохранения тепла теплоносителем в тепловых аккумуляторах.

Тепловой кожух позволяет предохранить пустые тепловые аккумуляторы от перегрева лучами Солнца. Тепловой кожух в верхней части имеет крышки, выполненные задвигающимися или открывающимися. Крышки управляются автоматически, через автоматическую систему открытия/закрытия. Крышки открываются при нагреве заправленного теплового аккумулятора в светлое время Лунного дня и закрываются при нахождении комплекса на темном участке Луны (в темное время лунной ночи) или при отсутствии жидкого теплоносителя в тепловых аккумуляторах.

Автоматическая система открытия/закрытия крышек теплового кожуха содержит датчики света, подающие сигнал в автоматическом режиме на «открытие крышки» или «закрытие крышки».

Насосная станция содержит насосы, посредством которых происходит перекачка теплоносителя из заправленных тепловых аккумуляторов в пустые. Насосы насосной станции и система управления обогревом получают питание от электроаккумулятора. Система управления обогревом контролирует и регулирует все элементы системы обогрева, синхронизирует работу системы подогрева с лунным пусковым ракетным комплексом. Электроаккумулятор получает заряд от солнечных батарей.

Работа системы подогрева осуществляется следующим образом.

В светлое время лунного дня, часть крышек кожуха открывается и происходит нагрев теплоносителя в заправленных тепловых аккумуляторах. После подогрева, в конце лунного дня, крышки закрываются. В темное время лунной ночи, из заправленных тепловых аккумуляторов жидкий нагретый теплоноситель перекачивается через оборудование ракетного комплекса и ракету, подогревает их и протекает в пустые тепловые аккумуляторы в течение всего времени лунной ночи, при этом его хватает до конца лунной ночи. В последующем цикле подогрева после светлого времени лунного дня, уже наполненные теплоносителем тепловые аккумуляторы подогревается таким же образом и происходит обратный процесс протекания и подогрева. В зависимости от цикла, крышки кожуха открываются поочередно (в одном цикле открывается одна половина, в другом - другая). Таким образом, система подогрева может работать длительное время без всяких внешних вмешательств.

Проведенные патентные исследования и анализ показали, что предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью.

1. Система подогрева лунного пускового ракетного комплекса, содержащая жидкостный контур, теплоноситель, тепловые аккумуляторы, установленные в тепловом кожухе, насосную станцию, систему управления обогревом, солнечные батареи и электроаккумулятор, при этом тепловой кожух имеет задвигающиеся крышки, установленные в верхней его части.

2. Система по п.1, отличающаяся тем, что тепловой кожух имеет зеркальную наружную поверхность, а внутренняя поверхность кожуха покрыта теплоизоляционным материалом, в частности тефлоном, или политетрафторэтиленом, или политрифторхлорэтиленом, или кристаллическим сополимером этилена с тетрафторэтиленом.

3. Система по п.1, отличающаяся тем, что половина всех тепловых аккумуляторов заправлена жидким теплоносителем, работающим попеременно в диапазоне температур 200°-0°C, а другая половина тепловых аккумуляторов является пустой - без жидкого теплоносителя.

4. Система по п.1, отличающаяся тем, что крышки теплового кожуха имеют автоматическую систему открытия/закрытия.

5. Система по п.4, отличающаяся тем, что автоматическая система открытия/закрытия крышек теплового кожуха содержит датчики света.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) мощных телекоммуникационных спутников, содержащим многочисленные (до 10) вертикально расположенные последовательно соединенные длинноразмерные (~3-6 м) коллекторы.

Изобретение относится к изделиям космической техники и касается съемного технологического оборудования изделий космической техники, использующегося при наземной подготовке космических аппаратов (КА).

Изобретение относится к космической технике, а именно к трансбордерным тележкам для трансбордера технического комплекса космодрома. Трансбордерная тележка для трансбордера технического комплекса космодрома содержит электромеханический привод, питаемый от троллей через подвижный токосъемник, грузовую площадку, установку автоматического пенного пожаротушения с дистанционным управлением и с элементами, защищенными от воздействия опасных факторов взрыва и пожара и воздействия пролитых при аварийной ситуации компонентов ракетного топлива (КРТ), с пеногенераторами в кожухе электромеханического привода, с углубленными пеногенераторами с крышками для защиты от попадания КРТ, поддоны под грузовой площадкой для сбора пролитых КРТ, соединенные с трубопроводом с запорным вентилем, придонные зоны с токосъемником с ловушками из негорючих материалов.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для заправки топливом двигателя ракеты-носителя. Устройство для заправки топливом двигателей ракеты-носителя содержит наземный модуль с наземным каналом, наземным клапаном, наземной плитой, двумя коаксиальными наземными проходами, бортовой модуль с бортовым каналом, бортовым клапаном, бортовой плитой с бортовым проходом, двумя бортовыми коаксиальными проходами, систему гидравлического соединения между бортовым модулем и наземным модулем, две камеры, две кольцевые камеры, механическую запорную систему с вилкой отсоединения и запорный палец между наземной и бортовой плитами.

Изобретение относится к наземным проверкам космических аппаратов (КА) и их подготовке к штатной эксплуатации. Способ заключается в проведении включения и выключения КА, в т.ч.

Изобретение относится к космической технике. Устройство для проверки пульта космонавта включает в себя одноплатный компьютер VME VP9, операционную панель, рабочую консоль, источники питания.
Изобретение относится к космонавтике и может быть применено для обеспечения безопасности Земли от столкновения с опасным космическим телом. Центр обеспечения управления системы астероидной безопасности, размещенный на Земле, содержит средства связи и управления, оптическую и радиолокационную аппаратуру контроля и наблюдения с измерительными и телематическими приборами, три и более лунных летательных аппарата, выполненных в лунном, грузовом, пилотируемом вариантах, пять и более летательных топливных заправщиков, стартово-посадочный комплекс с заправочным комплексом, двумя и более взлетно-посадочными полосами, заводом жидкого водорода, средствами радиационной безопасности.

Изобретение относится к наземным имитационным испытаниям космических аппаратов (КА), а именно многозвенных маложестких механических систем изделий космической техники.

Изобретение относится к наземным испытаниям электротехнических систем космических аппаратов (КА). Способ состоит в проведении включения и выключения КА, в т.ч.

Изобретение относится к космической технике, а именно к колонизации космических объектов (КО). Космический корабль (КК) содержит посадочный (модуль длительно действующей базы (ДДБ)) (ПМ) и взлётный модули (ВМ).

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.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в стационарных стендах сборки частей ракет-носителей. Стационарный стенд сборки головного блока ракетно-космического носителя содержит силовую раму в виде прямоугольника коробчатого сечения с выступающими узлами для скрепления со стрелой и гидроцилиндрами, площадку обслуживания с лестничными переходами и выдвижными трапами, анкерный крепеж, грузоподъемную стрелу с устройством для размещения и скрепления головного блока, гидроцилиндры подъема и опускания стрелы, гидросистему питания, электрооборудование с мотор-редукторами, опорно-поворотное кольцо в виде полого цилиндра с отверстиями под болты, подшипник вращения, упоры. Устройство для размещения и скрепления головного блока выполнено в виде фермы трубчатой конструкции в форме усеченного конуса. Изобретение позволяет повысить надежность проведения сборочных работ по стыковке (отстыковке) головного блока к ракете-носителю. 3 з.п. ф-лы, 7 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.

Автоматизированный испытательный комплекс для электрических испытаний космических аппаратов содержит пульт ручного управления, основной и резервный центральный пульт управления, основную и резервную центральную вычислительную машину, основной и резервный каналы устройств выдачи матричных команд и ретранслятора мультиплексного обмена, устройство приема и обработки дискретных сигналов, микросистему для измерения напряжения и сопротивления в электрических цепях, устройства выдачи дискретных бесконтактных и контактных сигналов, устройство приема и обработки телеметрической информации, источник питания испытываемого изделия, соединенные определенным способом. Центральная вычислительная машина содержит вычислительный блок, блок контроля шин питания, блок контроля стыковки, блок ввода и нормализации аналоговых сигналов, блок приема телеметрической информации по низкочастотному каналу, блок мультиплексного канала обмена, блок проверки обтекания цепей пиропатронов, коммутатор Ethernet, соединенные определенным способом. Центральный пульт управления содержит блок управления испытаниями, монитор, устройство ввода, устройство вывода. Обеспечивается высокая надежность устройства за счет элементов резервирования. 3 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.

Изобретение относится к наземным испытаниям, в т.ч. при изготовлении космических аппаратов (КА). КА содержит систему электропитания с бортовыми источниками: солнечными (СБ) и аккумуляторными (АБ) батареями, а также стабилизированным преобразователем напряжения (СПН) с зарядными и разрядными преобразователями. СПН служит для согласования работы СБ и АБ и питания стабильным напряжением модулей служебных систем и полезной нагрузки. Способ предусматривает включение и выключение КА (в т.ч. наземных имитаторов АБ и СБ), автоматизированную выдачу команд управления, допусковый контроль дискретных и аналоговых параметров от системы телеизмерения, параметров бортовой вычислительной системы и др. В процессе проверок КА дополнительно контролируют аналоговые параметры наземных имитаторов АБ и СБ и в совокупности с дискретными и аналоговыми параметрами от системы телеизмерения формируют вторичные параметры для последующего их допускового контроля. В качестве последних используют рассчитанные по определенным формулам величины собственного потребления СПН, зарядных и разрядных преобразователей, а также - падения напряжения в цепях наземных имитаторов АБ и СБ. Вторичные параметры служат для дополнительной оценки работоспособности КА. Техническим результатом изобретения является повышение надежности электрических проверок КА. 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к наземным электрическим испытаниям космических аппаратов (КА) в процессе производства КА на заводе-изготовителе, а также при их предстартовых испытаниях. Согласно изобретению в контрольно-проверочную аппаратуру КА дополнительно введены измерители мощности и частоты, а также анализатор спектра принимаемого радиосигнала, приемник с приемной антенной, адресный коммутатор цифровых потоков, управляемые аттенюатор и аттенюатор-делитель, передатчик с передающей антенной. Данные элементы, а также соответствующие связи между ними позволяют проводить комплексную проверку функционирования систем КА, в том числе ВЧ-трактов командной и телеметрической радиолиний. Технический результат изобретения заключается в расширении функциональных возможностей контрольно-проверочной аппаратуры КА за счет обеспечения контроля работоспособности и измерения характеристик приемного тракта командной радиолинии и передающего тракта телеметрической радиолинии КА. 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при установке и снятии с испытательных стендов (ИС) ступеней ракет-носителей (РН). Устройство для установки ступени РН на ИС и снятия ступени РН с ИС содержит ИС с основанием с ограничителями, подвижными цапфами с фиксаторами, приемной платформой с компенсирующей прокладкой из резины, и агрегатной рамой с силовой фермой с блоком и подъемным оборудованием в виде лебедки с реверсивным электроприводом, транспортную тележку (ТТ) с передним и задним опорными узлами, балластной емкостью со штуцерами для подсоединения к ним шлангов подачи и слива жидкости, технологические приспособления на ступени РН, подъемное оборудование, кронштейны с проушинами и упорами. Объем балластной емкости зависит от размещения центра масс ступени РН ниже продольных осей подвижных цапф. Ступень РН укладывают в горизонтальном положении на ТТ, устанавливают и крепят балластную емкость к ТТ, закрепляют ступень РН на ТТ, подкатывают ТТ к ИС, открепляют ступень РН от ТТ, крепят подъемное оборудование к ступени РН, переводят ступень РН из горизонтального положения в вертикальное положение и опускают ступень РН на приемную платформу, крепят ступень РН к приемной платформе, открепляют подъемное оборудование от ступени РН. Изобретение позволяет исключить повреждения ступени РН при кантовании и проводить испытания ступени РН в бескрановых помещениях. 2 н. и 2 з.п ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при изготовлении космических аппаратов (КА). Способ электрических проверок космических аппаратов заключается в проведении включения и выключения КА, включая подключение или отключение бортовых источников электропитания или их наземных имитаторов. Автоматизированной системой выдаются команды управления, допускового контроля дискретных и аналоговых параметров по данным бортовой системы телеизмерения и контроля поставленных на слежение параметров бортовой вычислительной системы. Контролируются также сопротивление изоляции бортовых шин относительно корпуса и технологические сигнальные параметры КА. Формируются директивы автоматической программы и оператора в ручном режиме, а также протокол испытаний и отображение текущего состояния процесса испытаний. Сопротивление индивидуальных резисторов выбирают исходя из геометрической прогрессии. Техническим результатом изобретения является повышение надежности процесса электрических проверок КА. 1 з.п. ф-лы, 1 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.
Наверх