Способ термостатирования бортовой аппаратуры полезного груза, размещенного внутри головного обтекателя космической головной части ракеты космического назначения, и устройство для его реализации

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 ракетно-космической технике, и предназначено для обеспечения температурного режима бортовой аппаратуры (БА) полезного груза (ПГ) на этапах подготовки к пуску при размещении его внутри головного обтекателя (ГО) сборочно-защитного блока космической головной части (КГЧ) ракеты космического назначения (РКН).

Известен способ термостатирвания приборного отсека разгонного блока КГЧ ракеты-носителя и бортовая система для его реализации (патент RU №2279377), включающий вдув термостатирующей среды в блок ПГ и одновременно в разгонный блок, ее перетекание из блока ПГ в разгонный блок с последующим истечением из, по крайней мере, разгонного блока, причем вдув термостатирующей среды в разгонный блок производится со стороны его боковой поверхности в тангенциальном боковой поверхности приборного отсека направлении, при вдуве и перетекании термостатирующей среды с оболочки приборного отсека снимают тепло, выделенное в процессе эксплуатации приборного отсека в период предстартовой подготовки. Вдув среды осуществляют дозвуковыми диффузорами в виде двух и более изогнутых патрубков.

Известен способ термостатирования ПГ головного блока ракеты-носителя и бортовая система для его реализации (патент № RU 2359878 - прототип), включающий вдув термостатирующей среды в головной блок, ее перетекание вдоль головного блока, в процессе которого обеспечивают тепловой режим функционирования ПГ, причем осуществляют закрутку с перетеканием термостатирующей среды в головном блоке с использованием дозвукового диффузора, имеющего форму замкнутой емкости, с тремя выходными отверстиями.

Известно устройство обеспечения теплового режима и чистоты КГЧ РКН с крупногабаритной полезной нагрузкой (патент RU №2557092 - прототип), включающее два взаимно противоположных отверстия вдува термостатирующей газовой среды на головном обтекателе, отверстия истечения газовой среды, устройство вдува термостатирующей среды.

Недостатком известного способа термостатирования и устройства термостатирования, выбранных в качестве прототипов, а также вышеописанного технического решения, является их низкая эффективность термостатирования в случае необходимости непрерывного отведения избыточного тепла из герметично теплоизолированного отсека с бортовой аппаратурой постоянно выделяющего тепло, например, при нахождении в герметичном отсеке космического аппарата живых организмов с системами их жизнеобеспечения.

Отведение тепла из герметичного теплоизолированного отсека, размещенного в головном обтекателе затруднено:

- из-за наличия теплоизоляции на наружной оболочке отсека, создающего высокое значение термического сопротивления корпуса отсека, которое затрудняет передачу тепла через стенку,

- из-за невозможности теплосъема из теплоизолированного отсека с постоянно тепловыделяющей бортовой аппаратурой при вынужденных технологических перерывах подач термостатирующей среды в сборочно-защитный блок или в подаче охлаждающей жидкости от наземного средства обеспечения теплового режима, отводящего тепло из контура системы терморегулирования ПГ.

Задачей предложенного технического решения является повышение эффективности термостатирования за счет непрерывного отведения избыточного тепла с постоянно тепловыделяющей бортовой аппаратурой БА из отсека полезного груза.

Поставленная задача решается тем, что в способе термостатирования бортовой аппаратуры полезного груза, размещенного внутри головного обтекателя космической головной части ракеты космического назначения, включающий вдув термостатирующей среды во внутреннее пространство головного обтекателя, ее перетекание вдоль него с последующим истечением из него, в процессе которых обеспечивают тепловой режим функционирования бортовой аппаратуры полезного груза во время подготовки полезного груза в составе космической головной части к запуску ракеты космического назначения, согласно изобретению, осуществляют принудительную подачу термостатирующей среды из внутреннего пространства головного обтекателя в отсек полезного груза через его отверстие вдува, с последующим истечением термостатирующей среды из отсека полезного груза во внутреннее пространство головного обтекателя через отверстие истечения, при этом вдув термостатирующей среды в отсек полезного груза осуществляют только при заданном диапазоне значений температуры среды во внутреннем пространстве головного обтекателя.

Способ, отличающийся также тем, что принудительную подачу термостатирующей среды из внутреннего пространства головного обтекателя в отсек полезного груза осуществляют при температуре среды во внутреннем пространстве головного обтекателя в диапазоне от(16±2)°С до (26±2)°С.

Устройство термостатирования бортовой аппаратуры полезного груза, размещенного внутри головного обтекателя космической головной части ракеты космического назначения, включающее отверстие вдува термостатирующей среды, отверстие ее истечения в головном обтекателе, устройства вдува термостатирующей среды во внутреннее пространство головного обтекателя, согласно изобретению, в люке обслуживания бортовой аппаратуры отсека полезного груза установлена съемная крышка, в которой выполнено отверстие вдува под принудительную подачу термостатирующей среды посредством вентилятора, взаимодействующего с прибором его управления, с установленными в нем датчиками, определяющими температуру термостатирующей среды во внутреннем пространстве головного обтекателя, при этом прибор управления и взаимодействующий с ним источник электропитания установлены на съемной крышке, в которой выполнено отверстие истечения термостатирующей среды во внутреннее пространство головного обтекателя.

Сущность технического решения поясняется чертежами:

Фиг. 1 - представлен общий вид устройства термостатирования БА ПГ, размещенного внутри ГО;

Фиг. 2 - представлен выносной элемент А с фиг. 1 (съемная, крышка на люке обслуживания БА ПГ).

Устройство термостатирования бортовой аппаратуры 1, в отсеке полезного груза 2, размещенного внутри головного обтекателя 3, в котором выполнены отверстия вдува 4 и отверстия истечения 5 содержит устройство вдува 6 термостатирующей среды во внутреннее пространство головного обтекателя 3, при этом в люке обслуживания 7 бортовой аппаратуры 1 отсека полезного груза 2 установлена съемная крышка 8, которая имеет отверстие вдува 9 под принудительную подачу термостатирующей среды, осуществляемую посредством вентилятора 10, установленного в отверстии вдува 9. Прибор управления вентилятором 11 и источник электропитания 12 установлены на съемной крышке 8, в которой выполнено отверстие истечения 13 термостатирующей среды во внутреннее пространство головного обтекателя 3. В приборе управления вентилятором 11 установлены датчики 14, определяющие температуру термостатирующей среды во внутреннем пространстве головного обтекателя 3.

Съемная крышка 8 устанавливается перед началом сборки КГЧ. После начала проведения термостатирования ПГ 2 от систем стартового комплекса съемная крышка 8 снимается и на люк обслуживания 7 устанавливается штатная герметичная крышка (на чертеже не указано).

Заявленный способ термостатирования бортовой аппаратуры полезного груза, размещенного внутри головного обтекателя космической головной части ракеты космического назначения осуществляется следующим образом.

Термостатирующую среду подают во внутреннее пространство головного обтекателя 3 через отверстия вдува 4 посредством устройства вдува 6 с последующим ее перетеканием вдоль головного обтекателя 3 и истечением из пространства через отверстия истечения 5, обеспечивая тепловой режим функционирования бортовой аппаратуры 1 в отсеке полезного груза 2.

Посредством вентилятора 10 осуществляют принудительную подачу термостатирующей среды из внутреннего пространства ГО 3 в отсек ПГ 2 через его отверстие вдува 4, при этом вдув термостатирующей среды в отсек ПГ 2 осуществляют только при заданном диапазоне значений температуры среды во внутреннем пространстве ГО 3, которую определяют посредством датчиков 14.

Поступившая термостатирующая среда из пространства внутри ГО 3 принудительно поступает в отсек ПГ 2, смешивается с нагретым от функционирующей БА 1 воздухом, тем самым охлаждая ее в отсеке ПГ 2 до требуемых условиями эксплуатаций БА 1 значений температур. Далее, смешанная нагретая термостатирующая среда отводится во внутреннее пространство ГО 3 и выводится из него через отверстие истечения 5 в окружающую среду. В случае прекращения подачи термостатирующей среды, температурные условия эксплуатации БА 1 в отсеке ПГ 2 обеспечиваются за счет инерционных температурных запасов элементов конструкции отсека ПГ 2.

Вдув термостатирующей среды в отсек ПГ 2 осуществляют только при заданном диапазоне значений температуры среды во внутреннем пространстве ГО 3.

Например, для обеспечения температуры среды в отсеке ПГ 2 в диапазоне от 17°С, до 28°С, в соответствии с температурными условиями эксплуатации БА 1, может быть задан диапазон температуры среды во внутреннем пространстве ГО 3 от (16±2)°С до (26±2)°С, при котором осуществляется принудительная подача термостатирующей среды в отсек ПГ 2, посредством вентилятора 10, который подключают к источнику электропитания 12 прибором управления вентилятором 11.

При понижении температуры термостатирующей среды во внутреннем пространстве ГО 3 ниже минимального значения, или повышении выше максимального значения границ заданного диапазона, подача термостатирующей среды в отсек ПГ 2 прекращается. Для предотвращения прекращения подачи термостатирующей среды в отсек ПГ 2 необходимо поддерживать заданный диапазон температур в зоне отсека ПГ 2 регулированием температуры термостатирующей среды, вдуваемого в ГО 3 через отверстия вдува 4.

Таким образом, заявленное техническое решение позволяет обеспечить отведение избыточного тепла из герметичного теплоизолированного отсека с постоянно тепловыделяющей БА во время подготовки ПГ в составе КГЧ к запуску РКН, тем самым обеспечивая эффективность способа.

1. Способ термостатирования бортовой аппаратуры полезного груза, размещенного внутри головного обтекателя космической головной части ракеты космического назначения, включающий вдув термостатирующей среды во внутреннее пространство головного обтекателя, ее перетекание вдоль него с последующим истечением из него, в процессе которых обеспечивают тепловой режим функционирования бортовой аппаратуры полезного груза во время подготовки полезного груза в составе космической головной части к запуску ракеты космического назначения, отличающийся тем, что осуществляют принудительную подачу термостатирующей среды из внутреннего пространства головного обтекателя в отсек полезного груза через его отверстие вдува с последующим истечением термостатирующей среды из отсека полезного груза во внутреннее пространство головного обтекателя через отверстие истечения, при этом вдув термостатирующей среды в отсек полезного груза осуществляют только при заданном диапазоне значений температуры среды во внутреннем пространстве головного обтекателя.

2. Способ по п. 1 отличающийся тем, что принудительную подачу термостатирующей среды из внутреннего пространства головного обтекателя в отсек полезного груза осуществляют при температуре среды во внутреннем пространстве головного обтекателя в диапазоне от (16±2) до (26±2)°C.

3. Устройство термостатирования бортовой аппаратуры полезного груза, размещенного внутри головного обтекателя космической головной части ракеты космического назначения, включающее отверстие вдува термостатирующей среды, отверстие ее истечения в головном обтекателе, устройства вдува термостатирующей среды во внутреннее пространство головного обтекателя, отличающееся тем, в люке обслуживания бортовой аппаратуры отсека полезного груза установлена съемная крышка, в которой выполнено отверстие вдува под принудительную подачу термостатирующей среды посредством вентилятора, взаимодействующего с прибором его управления, с установленными в нем датчиками, определяющими температуру термостатирующей среды во внутреннем пространстве головного обтекателя, при этом прибор управления и взаимодействующий с ним источник электропитания установлены на съемной крышке, в которой выполнено отверстие истечения термостатирующей среды во внутреннее пространство головного обтекателя.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к средствам спасения космонавтов в аварийной ситуации на старте. Система содержит каркас (1) с площадкой (2) (на уровне посадки в космический корабль), расположенной в изолированном помещении (3), лифт с кабиной (4), где установлено защищенное спасательное транспортное средство (5) с автономным приводом перемещения.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в электрогидравлических системах управления поворотным кольцом стартовых ракетных комплексов (ЭГСУ ПК СРК).

Изобретение относится к системам заправки ракетным топливом (РТ) космического аппарата (КА). Система питания РТ КА содержит бортовое устройство (100), включающее корпус (110) с отверстием (112) питания, ведущим к бортовому баку (120), и клапан (134), выполненный с возможностью выборочного перекрывания или открывания указанного отверстия (112) питания, и наземное устройство (200), содержащее трубопровод (210) питания со свободным концом (212), корпус (240) органа управления, окружающий указанный свободный конец (212) трубопровода (210) питания и снабженный приводом (250).

Изобретение относится к наземному оборудованию для изделий ракетно-космической техники. Подвижный агрегат (3) содержит емкость (8) для перевозки компонентов ракетного топлива (КРТ) на высокопроходимой колесной базе (2).

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.

Изобретение относится к наземным испытаниям космических аппаратов (КА). Способ наземной эксплуатации аккумуляторных батарей (АБ) системы электропитания (СЭП) космического аппарата (КА) заключается в циклировании двух или более АБ в режиме заряда-разряда, задаваемом бортовой автоматикой СЭП, ограничении степени заряда АБ по уровню срабатывания сигнальных датчиков, контролировании параметров каждой АБ, например текущей электрической емкости, напряжения, температуры; периодическом оценивании состояния АБ.

Изобретение относится к космической технике. Агрегат посадки и эвакуации космонавтов от космического корабля содержит стационарно установленные на стартовом сооружении башню с лифтами, защитное сооружение с наклонным подъемником, кондиционером, тормозным устройством, блоками защитных дверей, помещениями подготовки экипажа и приема эвакуирующихся, наклонную герметичную металлическую галерею с лестницей, эвакуационным желобом и цевочно-рельсовым путем для доставки наклонным подъемником экипажа.

Группа изобретений относится к космической технике. Силовой блок аппарата-носителя многоразового использования содержит ракетный двигатель (4), установленный на люльке (2).

Группа изобретений относится к оборудованию для наземных испытаний объектов ракетно-космической техники. Способ воздушного термостатирования отсеков космического аппарата (КА) включает нагнетание воздуха из окружающей среды, его охлаждение, осушку, нагревание и подачу в термостатируемый отсек КА.

Изобретение относится к космической технике. Агрегат посадки и эвакуации космонавтов от космического корабля (КК) содержит установленную на стартовом сооружении башню с лифтами, закрепленную шарнирно на башне поворотную площадку со стационарным чехлом, кабиной чистоты и мягким надувным переходником для посадки экипажа в КК, защитное сооружение с помещением подготовки к посадке экипажа, наклонную герметичную металлическую галерею доставки экипажа с расчетом из защитного сооружения к КК на отметку посадки в кабину чистоты посадки экипажа и эвакуации, в случае необходимости, обратно в защитное сооружение.

Изобретение относится к способам отвода тепла от космических аппаратов и применяется для работы капельного холодильника-излучателя. В способе работы капельного холодильника-излучателя, включающем нагрев теплоносителя капельного холодильника-излучателя в энергетической системе космического аппарата, преобразование жидкого теплоносителя в поток капель, их охлаждение излучением в космическое пространство, сбор капель теплоносителя, подачу собранного теплоносителя в энергетическую систему, на поток капель воздействуют потоком ультрафиолетового излучения, вызывающего внешний фотоэффект на поверхности капель теплоносителя.

Система обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата (ЛА) содержит теплоизолированный корпус и двухконтурную систему охлаждения с разомкнутым внешним испарительным контуром, внутренним контуром в виде контурных тепловых труб, установленных на теплонапряженных приборах и снабженных регулятором отводимого теплового потока и испарителем и сопряженными с посадочными местами соответствующих теплонапряженных приборов, при этом конденсаторы размещены в теплообменнике внешнего испарительного контура.

Изобретение относится к автоматической системе обеспечения теплового режима космического аппарата (КА). В блоке управления нагревателями (БУН) аппаратуры КА отдельные функциональные устройства сгруппированы в унифицированные функционально законченные модули - микропроцессорный модуль управления (ММУ), модуль коммутации нагревателей (МКН) и модуль контроля температуры (МКТ), причем ММУ содержит информационное интерфейсное устройство, соединенное с разъемом для подключения к внешней бортовой ЭВМ, объединенные через внутримодульную магистраль микропроцессор, оперативное запоминающее устройство, постоянное запоминающее устройство и устройство приема дискретных данных, и введенное устройство ввода-вывода (УВВ), МКН содержит последовательно соединенные выходные формирователи и силовые ключи (СК), выходы которых соединены с разъемом для подключения к внешним электронагревателям, и введенное УВВ, МКТ содержит последовательно включенные измерительное устройство, входы которого соединены с разъемом для подключения к термодатчикам, аналоговый коммутатор и аналого-цифровой преобразователь (АЦП), и введенное УВВ, причем порты обмена информацией УВВ всех модулей соединены между собой через межмодульную магистраль.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике и может быть использовано для обеспечения теплового режима бортовой аппаратуры сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА).

Изобретение относится к устройствам регулирования температуры термостатирующего воздуха, подаваемого на космическую головную часть (КГЧ). Устройство регулирования температуры термостатирующего воздуха содержит два дополнительных датчика температуры, один из которых установлен на входе нагревателя, а второй - непосредственно на нагревателе.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА). Способ контроля качества СТР КА включает слив требуемой дозы теплоносителя в процессе заправки СТР теплоносителем и в дальнейшем периодический контроль наличия требуемой массы теплоносителя в жидкостном контуре.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА). Способ изготовления СТР КА включает проверки суммарных негерметичностей жидкостного тракта и двухфазного контура (ДФК) перед заправкой их соответствующими теплоносителями.

Изобретение относится к электронике и может быть использовано для обеспечения требуемых тепловых режимов элементов радиоэлектронной аппаратуры, в частности электронных плат.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике. Способ обеспечения теплового режима приборного отсека летательного аппарата заключается в охлаждении аппаратуры (2) двухконтурной системой охлаждения.

Изобретение относится к космической технике, а именно к способу диагностики и прогнозирования срока нормального функционирования КА. В способе для КА, содержащего емкость с рабочим газом, определяют эффективную площадь выходного сечения внезапно образовавшейся течи в результате внезапного механического ударного воздействия на гермоконтейнер метеорной или техногенной частицы; момент времени образования вышеназванной течи; момент времени, когда давление газа в гермоконтейнере уменьшится до минимального допустимого значения, обеспечивающего работоспособность КА.

Изобретение относится к наземным электротехническим испытаниям космических аппаратов. Способ заключается в проведении заряда и разряда аккумуляторных батарей (АБ) с активным термостатированием и контролем температуры штатных АБ и в хранении их без проведения термостатирования.

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике. Способ термостатирования бортовой аппаратуры полезного груза, размещенного внутри головного обтекателя космической головной части ракеты космического назначения, 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.

Наверх