Способ обеспечения теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения и устройства для его реализации (варианты)



Способ обеспечения теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения и устройства для его реализации (варианты)
Способ обеспечения теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения и устройства для его реализации (варианты)
Способ обеспечения теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения и устройства для его реализации (варианты)
Способ обеспечения теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения и устройства для его реализации (варианты)
Способ обеспечения теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения и устройства для его реализации (варианты)
Способ обеспечения теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения и устройства для его реализации (варианты)
Способ обеспечения теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения и устройства для его реализации (варианты)
Способ обеспечения теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения и устройства для его реализации (варианты)
Способ обеспечения теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения и устройства для его реализации (варианты)
Способ обеспечения теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения и устройства для его реализации (варианты)

 


Владельцы патента RU 2543441:

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

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 средствам управления параметрами окружающей среды и может быть применено для обеспечения теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки (ПН), располагаемой под головным обтекателем (ГО) сборочно-защитного блока (СЗБ) космической головной части (КГЧ) ракеты космического назначения (РКН) при ее предстартовой подготовке в стартовом устройстве существующих ракет-носителей и ракет-носителей новой разработки, оснащенных наземными системами подготовки и подачи термостатирующего газового компонента с высокой степенью очистки по бортовым магистральным газоводам блоков ракет-носителей (РН).

Известен способ обеспечения чистоты головного блока в составе ракеты космического назначения и устройство для осуществления способа (см. патент РФ №2279375, B64G 1/46, B64G 5/00), включающий подачу газового компонента через верхний рассекатель в головной блок при этом создают в головном блоке избыточное давление газового компонента, подаваемого по транзитному магистральному газоводу РН с последующим его выбросом через люк в нижней части головного блока.

Также известен способ обеспечения теплового режима головного блока в составе РКН и устройство для осуществления способа (см. патент РФ №2293044, B64G 1/46, B64G 5/00), включающий подачу газового компонента через верхний рассекатель в головной блок при этом создают в головном блоке избыточное давление подаваемого газового компонента с последующим его выбросом из головного блока.

Известен способ и устройство обеспечения теплового режима и чистоты головного блока в составе РКН и устройство для осуществления способа (см. патент РФ №2271319, B64G 1/46, B64G 5/00 - прототип), включающий подачу газового компонента через верхний и нижний рассекатели в головной блок при этом в головном блоке создается избыточное давление газового компонента с последующим его выбросом из головного блока.

Недостатками известного технического решения (прототипа), а также вышеописанных способов и устройств являются:

- низкая эффективность обеспечения теплового режима и чистоты среды ПН в составе РКН до ее старта, так как невозможно подать в нижнюю полость сборочно-защитного блока, сообщающуюся с полостью верхней части пристыкованной ракеты-носителя, термостатирующий газовый компонент;

- возможно образование в газовой среде и на поверхностях полезной нагрузки загрязняющих частиц, отделяемых от конструкции ПН в результате прямого воздействия на ПН истекающего из верхнего рассекателя со значительными скоростями потока газового компонента, а также возможного попадания посторонних частиц под сборочно-защитный блок в процессе необходимых для устройства, выбранного авторами в качестве прототипа, демонтажа съемных наземных элементов устройства (подводящие газоводы снаружи КГЧ, крышка на торце головного блока и др.) и последующей установки КГЧ на РКН.

Задачей заявляемых технических решений является повышение эффективности обеспечения теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения.

В заявляемом техническом решении в отличие от известного способа обеспечения теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения, включающем подведение по магистральному газоводу и подачу газового компонента через распылители в верхнюю и нижнюю части СЗБ, создавая при этом избыточное давление, препятствующее проникновению атмосферного воздуха, с последующим его выбросом через отверстия в нижней части сборочно-защитного блока, газовый компонент подводят к верхнему и нижнему распылителям по единому подводящему магистральному газоводу ракеты космического назначения и подают одновременно в одном направлении снизу вверх, при этом рассекатели переменного сечения верхнего распылителя размещают взаимно противоположно, таким образом, что при вдуве газового компонента струи, соударяясь между собой в верхней полости сборочно-защитного блока над полезной нагрузкой и отражаясь от конструкции сборочно-защитного блока, выравнивают поле скоростей газового компонента и создают его равномерно распределенное течение в пространстве вдоль полезной нагрузки и сборочно-защитного блока, при этом расход газового компонента в верхней части сборочно-защитного блока превышает расход газового компонента в его нижней части.

В заявляемом техническом решении, в отличие от известного устройства обеспечения теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения, в котором расположены верхний и нижний распылители с отверстиями, подводящий магистральный газовод и отверстия в нижней части сборочно-защитного блока для сброса газового компонента, верхний распылитель содержит противолежащие рассекатели переменного сечения, расположенные в поперечной плоскости сборочно-защитного блока, которые с одной стороны заглушены, а с другой стороны объединены посредством коллекторов переменного сечения, образующих с рассекателями незамкнутое кольцо, при этом верхний распылитель закреплен на одной из отделяемых створок сборочно-защитного блока, а коллекторы верхнего и нижнего рассекателей сообщены с подводящим магистральным газоводом, который выполнен разъемным в поперечной плоскости отделения створок, при этом отверстия рассекателей верхних и нижних распылителей выполнены со стороны продольной оси в виде щелевых пазов, расположенных под углом к оболочке сборочно-защитного блока, а коллекторы и магистральный газовод снабжены дроссельными шайбами.

В заявляемом техническом решении, в отличие от известного устройства обеспечения теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения, в котором расположены верхний и нижний распылители с отверстиями, подводящий магистральный газовод и отверстия в нижней части сборочно-защитного блока для сброса газового компонента, верхний распылитель содержит противолежащие рассекатели переменного сечения, расположенные в поперечной плоскости сборочно-защитного блока, которые с одной стороны заглушены, а с другой стороны объединены посредством коллекторов переменного сечения, образующих с рассекателями незамкнутое кольцо, при этом верхний распылитель закреплен на одной из отделяемых створок сборочно-защитного блока, а коллекторы верхнего и нижнего рассекателей сообщены с подводящим магистральным газоводом, который выполнен разъемным в поперечной плоскости отделения створок, и при этом отверстия рассекателей верхних и нижних распылителей выполнены со стороны продольной оси в виде щелевых пазов, расположенных под углом к оболочке сборочно-защитного блока, а коллекторы и магистральный газовод снабжены дроссельными шайбами, при этом нижний распылитель выполнен аналогичным верхнему, а в зоне размещения нижнего распылителя выполнено дополнительно отверстие для сброса газового компонента, причем в шпангоуте крепления полезной нагрузки выполнены отверстия для сообщения полостей сборочно-защитного блока.

Сущность технического решения поясняется чертежами:

Фиг.1 - представлен общий вид устройства обеспечения теплового режима и чистоты среды сборочно-защитного блока по первому варианту;

Фиг.2 - представлено сечение А-А с фиг.1 (конструктивное исполнение распылителя);

Фиг.3 - представлен выносной элемент Б с фиг.2 (конструктивное исполнение коллектора, показаны установленные дроссельные шайбы с диаметрами проходного сечения d1, d2, d3, d4, d5 и подводящие участки);

Фиг.4 - представлен вид по стрелке В с фиг.2 (конструктивное исполнение магистрального газовода, показаны установленные дроссельные шайбы с диаметрами проходных сечений d6, d7);

Фиг.5 - представлено сечение Г-Г с фиг.2 (показана конструктивная реализация изменения сечения рассекателя, показано отверстие в рассекателе, выполненное в виде паза длинной L);

Фиг.6 - представлен выносной элемент Д с фиг.1 (показано соединение разъемного газовода);

Фиг.7 - представлен выносной элемент Е с фиг.1 (показан пример исполнения рассекателя нижнего распылителя);

Фиг.8 - представлено сечение Ж-Ж с фиг.1 (показано отверстие в рассекателе, выполненное в виде паза длинной L);

Фиг.9 - представлен общий вид устройства обеспечения теплового режима и чистоты среды сборочно-защитного блока по второму варианту.

Фиг.10 - представлен выносной элемент И с фиг.9 (конструктивное исполнение отверстия для перетекания газового компонента между верхней и нижней частями сборочно-защитного блока).

1-й вариант устройства обеспечения теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки 1 под сборочно-защитным блоком 2 ракеты космического назначения 3, содержит верхний и нижний распылители 4 и 5 с отверстиями 6 (фиг.5, 7, 8), подводящий магистральный газовод 7 (фиг.1, 4) и отверстия 8 в нижней части СЗБ 2 для сброса газового компонента (фиг.1). Верхний распылитель 4 содержит противолежащие рассекатели 9 (фиг.2, 3) переменного сечения, расположенные в поперечной плоскости 10 сборочно-защитного блока 2 (фиг.1, 5, 9) которые с одной стороны заглушены, а с другой стороны объединены посредством коллекторов 11 переменного сечения, образующих с рассекателями 9 незамкнутое кольцо (фиг.1, 2, 3, 4).

Верхний распылитель 4 закреплен на одной из отделяемых створок сборочно-защитного блока 2, а кольцевой коллектор 11 (фиг.2) и коллектор 12 (фиг.7) нижнего распылителя 5 сообщены с подводящим магистральным газоводом 7, который выполнен разъемным по разъемному соединению 13 (фиг.6), в поперечной плоскости 14 отделения створок СЗБ 2 (фиг.1, 2, 6).

Конструктивное исполнение распылителя 4 в виде незамкнутого кольца, образуемого рассекателями 9 и коллекторами 11, позволяет разместить распылитель 4 вокруг верхней части ПН 1 с габаритами D1 меньшими размера D2 «незамкнутости» кольца и обеспечить при этом его безударное отделение со створкой СЗБ 2 от ПН 1 при полете РКН 3 (фиг.1, 2).

Для более равномерного распределения газового компонента рассекатели 9 верхнего распылителя 4 расположены симметрично относительно продольной плоскости проходящей по оси СЗБ (фиг.2).

Для подачи газового компонента с пониженными расходами рассекатель 15 нижнего распылителя 5 может быть выполнен, например, в виде прямого заглушенного с одного конца цилиндрического коллектора постоянного сечения с отверстиями 6, соединенного другим концом через коллектор 12 с подводящим магистральным газоводом 7 (фиг.7, 8).

Отверстия 6 верхнего 4 и нижнего 5 распылителей выполнены в виде щелевых пазов и расположены соответственно под углами α и β к оболочке сборочно-защитного блока (фиг.5, 8).

Коллекторы 11 и 12, а также магистральный газовод 7 снабжены дроссельными шайбами 16 (фиг.3, 4, 7).

Диаметры d1-d5 отверстий дроссельных шайб 16, количество дроссельных шайб 16, диаметры соответствующих сечений кольцевого коллектора 11, а также диаметры d6, d7 отверстий дроссельных шайб 16 в магистральном газоводе 7 определяются условием обеспечения требуемого расхода газового компонента на выходе из отверстий 6, выполненных в виде щелевых пазов, рассекателей 9 при одновременном снижением давления газового компонента практически до атмосферного на входе в рассекатели 9 и докритической скорости его течения, что позволяет значительно уменьшить акустическое давление на полезную нагрузку 1 и снизить возможность образования и попадания загрязняющих частиц в газовую среду для ПН 1 (фиг.2, 3. 4).

2-й вариант в заявленном устройстве обеспечения теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки 1 под сборочно-защитным блоком 2 ракеты космического назначения 3 имеет нижний распылитель 5, выполненный аналогичным верхнему 4, при этом в зоне размещения нижнего распылителя 5 выполнено дополнительно отверстие 17 (фиг.9) для сброса газового компонента, а в шпангоуте 18 крепления полезной нагрузки 1 выполнены отверстия 19 для сообщения полостей сборочно-защитного блока 2 (фиг.9, 10).

Способ обеспечения теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки 1 под сборочно-защитным блоком 2 ракеты космического назначения 3, включающий подведение по магистральному газоводу 7 и подачу газового компонента через распылители 4 и 5 в верхнюю и нижнюю части сборочно-защитного блока 2 создавая при этом в нем избыточное давление, препятствующее проникновению атмосферного воздуха, с последующим его выбросом через отверстия 8 в нижней части сборочно-защитного блока 2, иллюстрируется схемой течения газового компонента на устройствах (фиг.1 и 9).

Газовый компонент подводят к верхнему и нижнему распылителям 4 и 5 по единому подводящему магистральному газоводу 7 ракеты космического назначения 3 и подают одновременно в одном направлении снизу вверх, при этом рассекатели 9 переменного сечения верхнего распылителя 4 размещают взаимно противоположно, таким образом, что при вдуве газового компонента струи, соударяясь между собой в верхней полости сборочно-защитного блока 2 над полезной нагрузкой 1 и отражаясь от конструкции створок сборочно-защитного блока 2, теряют кинетическую энергию и растекаются по всему объему конусной части СЗБ 2, что приводит к выравниванию поля скоростей газового компонента и его равномерному распределенному интерференционному течению в пространстве вдоль полезной нагрузки 1 и сборочно-защитного блока 2.

При равномерно распределенном интерференционном обтекании ПН 1 на внутренней поверхности СЗБ 2 создаются условия обтекания газовым компонентом с равномерными минимальными скоростями, что обеспечивает минимальные значения конвективных тепловых потоков от поверхности СЗБ 2 к газовому компоненту вдоль высоты ПН 1, что приводит к снижению тепловых потерь газового компонента, а также к отсутствию застойных зон вдоль ПН 1 с низкой эффективностью термостатирования газовой средой.

Внутри нижней части сборочно-защитного блока 2 струи газового компонента, подаваемого через распылитель 5, направлены на ПН 1, тем самым создается область термостатированного воздуха с необходимой температурой, которая отделяет ПН 1 от температурного влияния элементов РКН 3.

Расход газового компонента в верхней части сборочно-защитного блока 2 превышает расход газового компонента в его нижней части (см. фиг.1 и 9).

Это обусловлено большими тепловыми потерями газового компонента в верхней части СЗБ 2 при конвективном теплообмене с поверхностью СЗБ 2 из-за большей поверхности теплообмена по сравнению с нижней частью СЗБ 2.

Расходы газового компонента в СЗБ 2 составляют: mСЗБ=0,5 кг/с, в ГО и Пхо mГО=0,32 кг/с и mП×О=0,18 кг/с соответственно, а в качестве газового компонента используется очищенный воздух с чистотой М6.5 (10000) по федеральному стандарту 209Е США или термостатированный воздух, соответствующий 8 классу ИСО по ГОСТ ИСО 14644-1-2002. Достаточность данных значений расходов для обеспечения температурного режима среды вокруг ПН 1 подтверждена нашим предприятием при проведении запусков широкой номенклатуры ПН 1. При необходимости, значения расходов могут быть изменены. Для уменьшения разности значений температуры газового компонента вдоль высоты ПН 1 при обтекании суммарный расход может быть увеличен выше 0,5 кг/с до максимального значения, которое определяется пропускной способностью магистрального трубопровода 7 РКН 3.

В первом варианте устройства сброс газового компонента в окружающую атмосферу производят через отверстия 8 в нижней части СЗБ 2. Расположение дренажных отверстий 8 по высоте выбрано из условия обеспечения допустимых тепловых потерь газового компонента при обеспечении требуемых температурных условий газовой среды для ПН 1 в верхней и нижней частях СЗБ 2. При этом газовый компонент, подаваемый через нижний распылитель 5 термостатирует как нижнюю, так и верхнюю полость СЗБ 2.

Во втором варианте устройства, из-за меньшей площади теплообмена газового компонента с поверхностью верхней части СЗБ 2 тепловые потери газового компонента меньше, чем в первом варианте. Сброс в атмосферу газового компонента, подаваемого через верхний распылитель, проводится в нижней части СЗБ 2 через отверстие 8. При этом для обеспечения температурных условий ПН 1 в полости СЗБ 2 ниже отверстий 8, а также создания условий для более равномерного обтекания ПН 1 по окружности, часть расхода газового компонента от верхнего распылителя 4 отводится через ряд отверстий 19 в шпангоуте 18 крепления ПН 1, который выступает в виде перегородки между верхней и нижней полостями СЗБ 2. При этом варианте полость СЗБ 2 термостатируется только газовым компонентом, подаваемым в верхний распылитель 4. Для обеспечения перетекания газового компонента из верхней полости СЗБ 2 в нижнюю полость, а также выхода газового компонента, подаваемого через нижний распылитель 5 в окружающую атмосферу на оболочке СЗБ 2 в месте расположения нижнего распылителя 5, выполнено дополнительное отверстие 17.

Таким образом, заявленное техническое решение позволяет повысить эффективность теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки в период подготовки ракеты космического назначения к старту.

1. Способ обеспечения теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения, включающий подведение по магистральному газоводу и подачу газового компонента через распылители в верхнюю и нижнюю части сборочно-защитного блока, создавая при этом в нем избыточное давление, препятствующее проникновению атмосферного воздуха, с последующим его выбросом через отверстия в нижней части сборочно-защитного блока, отличающийся тем, что газовый компонент подводят к верхнему и нижнему распылителям по единому подводящему магистральному газоводу ракеты космического назначения и подают одновременно в одном направлении снизу вверх, при этом рассекатели переменного сечения верхнего распылителя размещают взаимно противоположно таким образом, что при вдуве газового компонента струи, соударяясь между собой в верхней полости сборочно-защитного блока над полезной нагрузкой и отражаясь от конструкции сборочно-защитного блока, выравнивают поле скоростей газового компонента и создают его равномерно распределенное течение в пространстве вдоль полезной нагрузки и сборочно-защитного блока, при этом расход газового компонента в верхней части сборочно-защитного блока превышает расход газового компонента в его нижней части.

2. Устройство обеспечения теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения, в котором расположены верхний и нижний распылители с отверстиями, подводящий магистральный газовод и отверстия в нижней части сборочно-защитного блока для сброса газового компонента, отличающееся тем, что верхний распылитель содержит противолежащие рассекатели переменного сечения, расположенные в поперечной плоскости сборочно-защитного блока, которые с одной стороны заглушены, а с другой стороны объединены посредством коллекторов переменного сечения, образующих с рассекателями незамкнутое кольцо, при этом верхний распылитель закреплен на одной из отделяемых створок сборочно-защитного блока, а коллекторы верхнего и нижнего рассекателей сообщены с подводящим магистральным газоводом, который выполнен разъемным в поперечной плоскости отделения створок, при этом отверстия рассекателей верхних и нижних распылителей выполнены со стороны продольной оси в виде щелевых пазов, расположенных под углом к оболочке сборочно-защитного блока, а коллекторы и магистральный газовод снабжены дроссельными шайбами.

3. Устройство обеспечения теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения, в котором расположены верхний и нижний распылители с отверстиями, подводящий магистральный газовод и отверстия в нижней части сборочно-защитного блока для сброса газового компонента, отличающееся тем, что верхний распылитель содержит противолежащие рассекатели переменного сечения, расположенные в поперечной плоскости сборочно-защитного блока, которые с одной стороны заглушены, а с другой стороны объединены посредством коллекторов переменного сечения, образующих с рассекателями незамкнутое кольцо, при этом верхний распылитель закреплен на одной из отделяемых створок сборочно-защитного блока, а коллекторы верхнего и нижнего рассекателей сообщены с подводящим магистральным газоводом, который выполнен разъемным в поперечной плоскости отделения створок и при этом отверстия рассекателей верхних и нижних распылителей выполнены со стороны продольной оси в виде щелевых пазов, расположенных под углом к оболочке сборочно-защитного блока, а коллекторы и магистральный газовод снабжены дроссельными шайбами, при этом нижний распылитель выполнен аналогичным верхнему, в зоне размещения нижнего распылителя выполнено дополнительно отверстие для сброса газового компонента, а в шпангоуте крепления полезной нагрузки выполнены отверстия для сообщения полостей сборочно-защитного блока.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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 космической технике и может быть использовано в космических аппаратах (КА). КА содержит модуль целевой аппаратуры, модуль служебных систем с системой электропитания с солнечными батареями, комплексом автоматики, аккумуляторными батареями, систему терморегулирования, объединяющую конструктивно блок управления, гидроблоки, панели навесных холодных радиаторов из отдельных сборочных единиц с концевым теплообменником термостатирования (КТТ) с жидким теплоносителем и тепловой трубой (ТТ), термоплаты с жидким теплоносителем, ТТ с плоскими полками, тепловые магистрали из гидроарматур.

Изобретение относится космической технике и может быть использовано в компоновке космического аппарата (КА). Устанавливают на внутренних поверхностях трехслойных сотовых панелей с встроенными тепловыми трубами и сдублированными циркуляционными коллекторами с жидким теплоносителем приборы модулей служебных систем и полезной нагрузки, устанавливают в составе модуля служебных систем две дополнительные нераскрываемые панели радиатора с встроенными жидкостными коллекторами с двухсторонним излучением, устанавливают за пределами панелей радиаторов аккумуляторные батареи, устанавливают на внутренних обшивках их панелей радиаторов с встроенными тепловыми трубами приборы с большой теплоемкостью и широким рабочим диапазоном температур, размещают баки с топливом системы коррекции внутри силовой конструкции корпуса и на нижней панели, другие приборы устанавливают на панелях с встроенными жидкостными коллекторами, устанавливают приборы модуля полезной нагрузки и жидкостные коллекторы на внутренних обшивках их панелей радиаторов с встроенными тепловыми трубами и встроенными жидкостными коллекторами, выполняют замкнутые сдублированные жидкостные контуры по параллельной схеме соединения жидкостных коллекторов.

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.

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).

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.
Наверх