Устройство обеспечения чистоты полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения



Устройство обеспечения чистоты полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения
Устройство обеспечения чистоты полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения
Устройство обеспечения чистоты полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения
Устройство обеспечения чистоты полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения
Устройство обеспечения чистоты полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения
Устройство обеспечения чистоты полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения

 


Владельцы патента RU 2542693:

Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации (RU)
Открытое акционерное общество "Ракетно-космический центр "Прогресс" (ОАО "РКЦ "Прогресс") (RU)

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 ракетно-космической технике, а именно к устройству обеспечения во время подготовки ракеты космического назначения (РКН) в стартовом сооружении и при ее полете повышенного качества чистоты внутренней полости сборочно-защитного блока (СЗБ), в которой размещена полезная нагрузка (ПН), закрепленная на переходном отсеке (ПхО) СЗБ.

Известны способы обеспечения чистоты головного блока в составе РКН и устройства для осуществления способов по патентам RU №2390479, №2276651, содержащие головной обтекатель (ГО), установленный на переходном отсеке сборочно-защитного блока, рассекатель газового потока, подаваемого в верхнюю часть головного обтекателя посредством газовода, люк для сброса газового компонента.

Наиболее близким устройством, выбранным в качестве прототипа для заявляемого устройства, является устройство обеспечения чистоты головного блока в составе ракеты космического назначения по патенту RU №2279375, включающее в себя головной обтекатель, рассекатель газового потока, подаваемого в верхнюю часть головного обтекателя посредством транзитной магистрали РКН, люк для сброса газового компонента.

Недостатком известного технического решения, а также выше описанных является то, что устройства не применимы для крупногабаритных космических головных частей (КГЧ) РКН, в которых требуется обеспечение температурного режима полезной нагрузки, приводящего к подаче газового компонента через рассекатели в полости КГЧ с повышенными расходами и к соответствующему увеличению площадей отверстий люков для сброса газового компонента, что приводит к повышению вероятности возможного попадания в полости КГЧ и на поверхности ПН загрязняющих частиц, образуемых от акустических воздействий на конструкцию КГЧ как подаваемого термостатирующего газового компонента, так и от работы маршевых двигателей РКН на СК, а также набегающего при полете РКН аэродинамического потока воздуха, а также атмосферного воздуха, пыли и атмосферных осадков при порывах ветра, направленного на ГО со стороны люка сброса газового компонента.

Подаваемый в полость СЗБ по транзитной магистрали через рассекатели поток газового компонента не обеспечивает удаление загрязняющих частиц из газовой среды застойной зоны, образуемой между люком сброса газового компонента, расположенного в нижней части ГО СЗБ и пристыкованной к ПхО СЗБ ракетой-носителем (РН).

Задачей заявляемого технического решения является повышение качества чистоты внутренней полости СЗБ, в которой размещена ПН, закрепленная на ПхО во время подготовки в стартовом сооружении и при полете РКН.

Задача достигается тем, что в устройстве обеспечения чистоты полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения, включающего в себя головной обтекатель, установленный на переходном отсеке, при этом в верхней части головного обтекателя закреплен рассекатель газового потока, подаваемого в верхнюю часть головного обтекателя посредством транзитной магистрали, установленной на головном обтекателе, в нижней части головного обтекателя выполнен люк для сброса газового компонента, а в крышке люка для сброса газового компонента выполнено отверстие, причем с внутренней стороны крышки закреплен решетчатый глушитель с выполненными в нем под углом относительно оси отверстия сброса газового компонента каналами, а с другой стороны крышки закреплен местный обтекатель, например, в виде накладного дозвукового диффузора, при этом на переходном отсеке выполнено дополнительное отверстие с фильтром и местным обтекателем, причем полости переходного отсека и головного обтекателя газодинамически сообщены между собой посредством отверстий, выполненных в шпангоуте переходного отсека и в адаптере для крепления полезной нагрузки, причем на внутренней поверхности головного обтекателя закреплено звукозащитное покрытие, снабженное внешним влагозащитным и металлическим антистатическим покрытиями.

Изобретение поясняется чертежами:

- на фиг.1 представлен общий вид устройства;

- на фиг.2 на выносном элементе А с фиг.1 представлено звукозащитное покрытие на верхней части ГО;

- на фиг.3 на выносном элементе Б с фиг.1 представлено звукозащитное покрытие ГО;

- на фиг.4 на выносном элементе В с фиг.1 представлен люк для сброса газового компонента из нижней части ГО;

- на фиг.5 на выносном элементе Г с фиг.1 представлено отверстие для сброса газового компонента на ПхО;

-на фиг.6 на выносном элементе Д с фиг.1 представлено отверстие в шпангоуте ПхО для перетекания газового компонента.

Устройство обеспечения чистоты полезной нагрузки 1 под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения 2 включает в себя головной обтекатель 3, установленный на переходном отсеке 4, при этом в верхней части головного обтекателя 3 закреплен рассекатель 5 газового потока, подаваемого в верхнюю часть головного обтекателя 3 посредством транзитной магистрали 6, установленной на головном обтекателе 3 и ПхО 4, а в нижней части головного обтекателя 3 выполнен люк 7 для сброса газового компонента (см. фиг.1).

Устройство содержит на внутренней поверхности головного обтекателя 3 закрепленное звукозащитное покрытие 8 снабженное внешним влагозащитным 9 и металлическим антистатическим 10 покрытиями (см. фиг.2 и 3).

В крышке 11 люка 7 для сброса газового компонента выполнено отверстие 12, причем с внутренней стороны крышки 11 закреплен плоский решетчатый акустический глушитель 13, с выполненными в нем под углом α относительно оси отверстия сброса газового компонента каналами 14, а с другой стороны крышки закреплен местный обтекатель 15, например, выполненный в виде накладного дозвукового диффузора на отверстии 12 для сброса газового компонента с осью выходного отверстия, направленной вниз вдоль РКН 2 (см. фиг.4).

На переходном отсеке 4 выполнено дополнительное отверстие 16 с фильтром 17, например, выполненным в виде сетки, и с местным обтекателем 18, аналогичным местному обтекателю 15 (см. фиг.5).

Полости переходного отсека 4 и головного обтекателя 3 газодинамически сообщены между собой посредством отверстий 19, выполненных в шпангоуте 20 переходного отсека 4, и в адаптере 21 также выполнены отверстия 22 (см. фиг.1 и 6).

Устройство работает следующим образом.

На стартовой позиции в устройство обеспечения чистоты полезной нагрузки 1 под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения 2, в верхнюю часть головного обтекателя 3 посредством рассекателя 5 и транзитной магистрали 6 подается от наземных средств стартового сооружения под избыточным давлением поток газового компонента высокой степени очистки.

Затем, равномерно протекая вдоль ПН 1 через отверстия 19, в шпангоуте 20 и в адаптере 21 через отверстия 22, поток газового компонента перетекает в переходный отсек 4 к нижней части ПН 1, при этом сброс газового компонента в атмосферу вниз вдоль РКН происходит из отверстий истечения 12 и 16 и далее по местным обтекателям 15 и 18, расположенным в нижней части ГО 3 на крышке 11 люка 7 и на переходном отсеке 3.

Фильтр 17 и местные обтекатели 15 и 18 отверстий 12 и 16 препятствуют попаданию внутрь ГО 3, пыли и атмосферных осадков при порывах ветра, направленного на ГО 3 со стороны люка 7 сброса газового компонента или со стороны дополнительного отверстия 16.

Закрепленные на звукозащитном покрытии 8 головного обтекателя 3 внешнее влагозащитное 9 и металлическое антистатическое 10 покрытия препятствуют в процессе обтекания ГО 3 газовым компонентом образованию в полости сборочно-защитного блока мелких частиц пыли, уносимых с поверхности звукозащитного покрытия 8.

При старте и полете РКН 2 под воздействием избыточного давления газовый компонент истекает из полости СЗБ через отверстие 16 с фильтром 17 и через отверстие 12 с решетчатым глушителем 13. Далее, направляемый местными обтекателями 15 и 18, расположенными в нижней части ГО 3 на крышке 11 люка 7 и на переходном отсеке 4, газовый компонент истекает в окружающую РКН 2 атмосферу.

Внешнее акустическое воздействие на ПН 1 от работающих двигателей РН через дренажное отверстие 12 снижается до допустимых значений нагрузок за счет:

- местного обтекателя 15;

- акустического решетчатого глушителя 13.

Направление каналов 14 решетчатого акустического глушителя 13 под углом к образующей ГО 3 обеспечивает поворот акустических потоков, поступающих от внешней среды РКН 2 из-под местного обтекателя 15, и создает условия для дополнительного снижения акустических нагрузок на ПН 1.

Возникающие при старте и полете РКН 2 акустические воздействия от работающих двигателей РН через оболочку СЗБ и отверстие 12 люка на ПН 1 понижаются до допустимых уровней, снижающих вероятность образования посторонних частиц, загрязняющих внутреннюю полость СЗБ и поверхности ПН 1, наличием на внутренней поверхности звукозащитного покрытия 8 головного обтекателя 3, снабженного внешним влагоотталкивающим 9 и металлическим антистатическим 10 покрытиями, плоского решетчатого акустического глушителя 13 с выполненными в нем под углом относительно оси отверстия сброса газового компонента каналами 14 и наличием снаружи ГО 3 и ПхО 4 над отверстиями 12 и 16 местных обтекателей 15 и 18 в виде накладных дозвуковых диффузоров.

Звукозащитное покрытие 8 по всей внутренней поверхности СЗБ, содержащего ГО 3 и ПхО 4, может быть выполнено, например, из материала ППУ-35 и иметь в верхней части ГО 3 ступенчато (в шахматном порядке) изменяемую толщину, соответствующую 20 и 70 мм, с размерами прямоугольной ячейки 0,5 м по образующей и 0,75 м в окружном направлении. Такое покрытие 8 за счет дополнительных дифракционных эффектов повышает звукоизолирующую способность ГО 3 от воздействий набегающего на РКН 2 аэродинамического потока.

Для обеспечения защиты и чистоты звукозащитного покрытия влагозащитное покрытие 9 может быть выполнено, например, из ткани АЗТ, а металлическое антистатическое покрытие 10 может быть выполнено из алюминиевой фольги.

Для исключения вздутия звукозащитного покрытия 8, выполненного из материала ППУ-35, снабженного внешними влагозащитным 9 в виде ткани АЗТ и металлическими электростатическими 10 в виде алюминиевой фольги покрытиями, при понижении внутреннего давления истекающей из полости сборочно-защитного блока через отверстия 12 и 16 газовой среды при полете РКН 2 фольга, влагозащитная ткань перфорируются отверстиями аэрационного притока и вытяжки газового компонента между полостью головного обтекателя 3 и звукозащитным покрытием 8.

Эффективность такого исполнения звукозащитного покрытия подтверждена при наземных и натурных испытаниях опытных образцов СЗБ.

При старте и полете РКН 2 через отверстия 16 с фильтром 17, местный обтекатель 18, а также по каналам 14 плоского решетчатого акустического глушителя 13, отверстиям 12 сброса газового компонента и местному обтекателю 15 под воздействием избыточного давления истекает поток газового компонента навстречу действующему от двигателей РКН 2.

Отражательные и изменяющие направление воздействия свойства предложенной в заявляемом устройстве конструкции дополнительного отверстия 16 с фильтром 17 и местного обтекателя 18, и конструкции люка 7 для сброса газового компонента через отверстие 12 в крышке 11 понижают уровни воздействия на ПН 1 до приемлемых значений, исключая при этом возможное появление под СЗБ загрязняющих частиц.

Предлагаемое устройство позволяет во время подготовки в стартовом сооружении и при полете РКН эффективно повысить качество чистоты внутренней полости сборочно-защитного блока, в которой размещена полезная нагрузка, закрепленная на адаптере переходного отсека, за счет снижения возможности образования и попадания в полости КГЧ и на поверхности ПН загрязняющих частиц путем снижения уровней акустического воздействия на конструкцию ПН и СЗБ применением теплозащитного покрытия в СЗБ, глушителя, местного обтекателя на отверстии в крышке люка для сброса газовой среды, а также исключением застойных зон газовой среды в нижней части СЗБ путем выполнения отверстий в шпангоуте ПхО и в адаптере для ПН для газодинамического сообщения верхней и нижней полостей КГЧ и дополнительного отверстия с фильтром и местным обтекателем в ПхО для сброса газового компонента из зоны Пхо.

Устройство обеспечения чистоты полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения, включающее в себя головной обтекатель, установленный на переходном отсеке, при этом в верхней части головного обтекателя закреплен рассекатель газового потока, подаваемого в верхнюю часть головного обтекателя посредством транзитной магистрали, установленной на головном обтекателе, а в нижней части головного обтекателя выполнен люк для сброса газового компонента, отличающееся тем, что в крышке люка для сброса газового компонента выполнено отверстие, причем с внутренней стороны крышки закреплен решетчатый глушитель, с выполненными в нем под углом относительно оси отверстия сброса газового компонента каналами, а с другой стороны крышки закреплен местный обтекатель, например, в виде накладного дозвукового диффузора, при этом на переходном отсеке выполнено дополнительное отверстие с фильтром и с местным обтекателем, причем полости переходного отсека и головного обтекателя газодинамически сообщены между собой посредством отверстий, выполненных в шпангоуте переходного отсека и в адаптере для крепления полезной нагрузки, при этом на внутренней поверхности головного обтекателя закреплено звукозащитное покрытие, снабженное внешним влагозащитным и металлическим антистатическим покрытием.



 

Похожие патенты:

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.

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 преимущественно к наземным испытаниям и отработке системы терморегулирования (СТР) космического аппарата. Согласно изобретению, заблаговременно определяют недостающее количество теплоносителя в системе, состоящей из имитатора СТР и модуля полезной нагрузки (ПН).

Изобретение относится к тепловому проектированию преимущественно геостационарных телекоммуникационных спутников с тепловой нагрузкой порядка 4,5-5,5 кВт. Спутник выполняют из двух модулей: модуля полезной нагрузки (ПН) и модуля служебных систем (СС).

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. СТР содержит два независимых, одинаковых по составу, бортовых циркуляционных тракта с теплоносителем, которые размещены рядом друг с другом в сотовых панелях (или на них).

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 управлению движением космического аппарата (КА), на котором размещены теплоизлучающий радиатор и солнечная батарея (СБ). Способ включает выполнение полета КА по орбите вокруг планеты с разворотом СБ в положение, соответствующее совмещению нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), на котором размещены теплоизлучающий радиатор и солнечная батарея (СБ). Способ включает выполнение полета КА по орбите вокруг планеты с разворотом СБ в положение, соответствующее совмещению нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце.

Изобретение относится преимущественно к системам терморегулирования космических объектов. Побудитель циркуляции содержит электронасосные агрегаты (ЭНА) и соединительные трубопроводы с гидроразъемами (ГР).

Группа изобретений относится к способам отвода низкопотенциального тепла от энергетических систем космических аппаратов (КА). Способ работы капельного холодильника-излучателя (КХИ) включает нагрев теплоносителя, его преобразование в поток капель, охлаждающихся излучением в космическом пространстве, сбор капель и подачу конденсата в энергетическую систему.

Изобретение относится к авиационно-ракетной технике и может быть использовано для обеспечения теплового режима приборных отсеков сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов.

Изобретение относится к конструкции и терморегулированию космических аппаратов (КА), преимущественно массой до 100 кг, запускаемых как попутные полезные нагрузки. В негерметичном контейнере КА, выполненном в форме параллелепипеда, на сотопанелях (СП) (3,4,5) установлены приборы (2).
Наверх