Способ обеспечения теплового режима бортовых приборов в отсеке ракеты космического назначения

Изобретение относятся к ракетно-космической технике. Способ обеспечения теплового режима бортовых приборов в отсеке ракеты космического назначения (РКН) включает подведение по магистральному газоводу и подачу газового компонента через распылитель переменного сечения в отсек в направлении снизу вверх с последующим выбросом газового компонента через отверстия истечения в нижней части отсека. До начала подачи в распылитель переменного сечения газового компонента из магистрального газовода осуществляют подачу его из наземных газоводов. Обеспечивают подачу газового компонента в пространство отсека бортовых приборов через два концентрических ряда отверстий распылителя. Одним рядом отверстий обеспечивают подачу вдоль периферийной части отсека, другим - посредством дефлектора направляют газовый компонент под углом к продольной оси отсека, обеспечивая подачу в его центральную часть. После прекращения подачи газового компонента в распылитель из наземных газоводов, газовый компонент подают из магистрального газовода в один из секторов распылителя переменного сечения в зону отверстия вдува из наземного газовода. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности термостатирования бортовых приборов РКН. 7 ил.

 

Изобретение относятся к ракетно-космической технике, и предназначено для обеспечения температурного режима приборов системы управления ракеты-носителя на этапах наземной подготовки к пуску при размещении их в отсеке ракетного блока ракеты космического назначения.

Известен способ обеспечения теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком в составе ракеты космического назначения и устройство для его реализации (патент RU №2543441 п. 1 - прототип), включающий подведение газового компонента к распылителю по подводящему магистральному газоводу ракеты космического назначения и его подачу в направлении снизу вверх, при этом создается равномерно распределенное течение в пространстве вдоль полезной нагрузки и сборочно-защитного блока, с последующим его выбросом через отверстия в нижней части сборочно-защитного блока.

Недостатком известного технического решения является его низкая эффективность обеспечения теплового режима бортовых приборов в отсеке ракеты космического назначения:

- при частичном совмещении стенок отсека со стенками криогенного топливного бака ракеты, что обуславливает невозможность обеспечения стабильной температуры газового компонента, которая необходима вокруг определенной части бортовых приборов системы управления, из-за того, что при заправке бака ракеты криогенным топливом значительно увеличиваются тепловые потери газового компонента в отсеке, вызванные увеличенным теплообменом со стенкой бака, что приводит к значительному снижению температуры газового компонента в отсеке.

- из-за недостаточной пропускной способности газовода с малой площадью проходного сечения, необходимой для создания комфортных температурных условий для бортовых приборов в течение длительной стоянки ракеты космического назначения на стартовом комплексе при низких или высоких температурах окружающей среды, а также при захолаживании криогенным топливом ракеты стенки отсека, одновременно являющейся стенкой криогенного топливного бака ракеты;

- при их установке вблизи несущей оболочки отсека, так как при равномерно выровненном по поперечному сечению отсека течении с низкой скоростью газового компонента, в зазоре между несущей оболочкой отсека и приборами возможно образование застойных зон, где температура газового компонента, по этой причине, не будет находиться в допустимом для приборов диапазоне значений;

Задачей предложенного технического решения является повышение эффективности обеспечения теплового режима бортовых приборов системы управления ракетой космического назначения.

Поставленная задача достигается тем, что в способе обеспечения теплового режима бортовых приборов в отсеке ракеты космического назначения включающего подведение по магистральному газоводу и подачу газового компонента через распылитель переменного сечения в отсек в направлении снизу вверх с последующим выбросом газового компонента через отверстия истечения в нижней части отсека, до начала подачи в распылитель переменного сечения газового компонента из магистрального газовода осуществляют подачу его из наземных газоводов, обеспечивая из распылителя переменного сечения, разделенного перегородками на два газодинамически не связанных сектора, с распределением в них газового компонента на два противоположно направленных потока посредством рассекателей, которые устанавливают в каждом секторе распылителя в зоне отверстий вдува из наземных газоводов, подачу в пространство отсека бортовых приборов через два концентрических ряда отверстий распылителя, одним рядом отверстий обеспечивают подачу газового компонента вдоль периферийной части отсека, другим, расположенным ближе к продольной оси отсека, посредством дефлектора направляют под углом к продольной оси отсека, обеспечивая подачу газового компонента в его центральную часть, а после прекращения подачи газового компонента в распылитель из наземных газоводов, газовый компонент подают из магистрального газовода в один из секторов распылителя переменного сечения в зону отверстия вдува из наземного газовода, также при этом газовый компонент последовательно подают в нижнюю часть замкнутой полости разделительной оболочки, в которой размещают часть бортовых приборов, которые необходимо эксплуатировать при стабильной температуре газового компонента, первоначально через отверстие вдува из наземного газовода в несущей оболочке отсека ракеты, затем из внутренней полости распылителя и далее из магистрального газовода, при этом поступающий газовый компонент в полость разделительной оболочки, перетекая через отверстия перегородок, размещенных между бортовыми приборами и обтекая их истекает через верхние отверстия истечения разделительной оболочки в отсек бортовых приборов, при этом контролируют и поддерживают в требуемом диапазоне температуру газового компонента на входе в полость разделительной оболочки.

Сущность технического решения поясняется чертежами:

Фиг. 1 - представлен общий вид компоновки элементов, предназначенных для обеспечения теплового режима бортовых приборов в отсеке ракеты космического назначения;

Фиг. 2 - представлен выносной элемент с фиг. 1 (компоновка замкнутой полости разделительной оболочки со схемой движения газового компонента);

Фиг. 3 - представлен вид по стрелке Б с фиг. 1 (компоновка распылителя и схема подачи газового компонента в распылитель);

Фиг. 4 - представлен выносной элемент В с фиг. 3 (компоновка рассекателя в секторе распылителя, где отсутствует подача газового компонента из магистрального газовода и схема движения газового компонента);

Фиг. 5 - представлен выносной элемент Г с фиг. 3 (компоновка рассекателя в секторе распылителя, куда обеспечивается подача газового компонента из магистрального газовода и схема движения газового компонента);

Фиг. 6 - представлен выносной элемент Ж с фиг. 7 и вид по стрелке И с фиг. 6 (компоновка распылителя);

Фиг. 7 - представлено сечение Д-Д с фиг. 3 (компоновка распылителя и отверстий сброса газового компонента со схемой течения газового компонента, подаваемого в отсек из распылителя).

Способ обеспечения теплового режима бортовых приборов 1 в отсеке 2 ракеты космического назначения включающий подведение по магистральному газоводу 3 и подачу газового компонента через распылитель переменного сечения 4 в отсек 2 в направлении снизу вверх с последующим выбросом газового компонента через отверстия истечения 5 в нижней части отсека 2, иллюстрируется схемой течения газового компонента на компоновках (фиг. 1, 3, 7).

До начала подачи в распылитель переменного сечения 4 газового компонента из магистрального газовода 3 осуществляют подачу его из наземных газоводов 19 (фиг. 1, 3), обеспечивая из распылителя переменного сечения 4, разделенного перегородками 6 на два газодинамически не связанных сектора (фиг. 3), с распределением в них газового компонента на два противоположно направленных потока посредством рассекателей 7, которые устанавливают в каждом секторе распылителя 4 в зоне отверстий вдува 8 из наземных газоводов 19 (фиг. 3, 4, 5), подачу в пространство отсека бортовых приборов 2 через два концентрических ряда 9 отверстий распылителя 4, одним рядом 9 отверстий обеспечивают подачу газового компонента вдоль периферийной части отсека 2, другим, расположенным ближе к продольной оси отсека 2, посредством дефлектора 10 направляют под углом к продольной оси отсека 2, обеспечивая подачу газового компонента в его центральную часть (фиг. 3, 6, 7), а после прекращения подачи газового компонента в распылитель 4 из наземных газоводов 19, газовый компонент подают из магистрального газовода 3 в один из секторов распылителя переменного сечения- 4 в зону отверстия вдува 8 из наземного газовода 19 (фиг. 1, 3, 5), также при этом газовый компонент последовательно подают в нижнюю часть замкнутой полости 11 разделительной оболочки 12, в которой размещают часть бортовых приборов 1, которые необходимо эксплуатировать при стабильной температуре газового компонента, первоначально через отверстие вдува 13 из наземного газовода 19 в несущей оболочке 14 отсека 2 ракеты (фиг. 1, 2, 3), затем из внутренней полости 15 распылителя 4 и далее из магистрального газовода 3 (фиг. 1, 2), при этом поступающий газовый компонент в полость 11 разделительной оболочки 12, перетекая через отверстия 16 перегородок 17, размещенных между бортовыми приборами 1 и обтекая их истекает через верхние отверстия истечения 18 разделительной оболочки 12 в отсек бортовых приборов 2 (фиг. 2, 3), при этом контролируют и поддерживают в требуемом диапазоне температуру газового компонента на входе в полость 11 разделительной оболочки 12 датчиками температуры 20 (фиг. 2).

Разделение распылителя 4 на два газодинамически независимых сектора посредством перегородок 6, каждый из которых имеет отверстия вдува 8, позволяет обеспечить необходимое распределенное истечение газового компонента в отсек 2. Каждый из секторов распылителя 4 имеет переменное поперечное проходное сечение, уменьшающееся в направлении от отверстия вдува 8 к перегородкам 6. Переменное проходное сечение уменьшает изменение статического давления газового компонента по длине распылителя 4 и тем самым обеспечивается более равномерный его расход из отверстий 9. Количество отверстий 9 по направлению от отверстия вдува 8 к перегородкам 6 имеет различное значения на различных участках распылителя, что обеспечивает распределенное значение расходов в пространстве отсека 2.

Рассекатели 7 позволяют разделить газовый компонент на входе в сектор распылителя 4 на два примерно равных по расходу потока, что обеспечивает более равномерное распределение расхода потоков газового компонента в рассекателе 4. Также рассекатели 7 позволяют снизить гидравлические потери давления газового компонента за счет его плавного поворота на входе в распылитель.

Продольная ось наземного газовода 19 взаимодействующего с отверстием 8 может не пересекаться с продольной осью отсека 2 для того, чтобы обеспечить возможность его расстыковки с отверстием 8 в автоматическом режиме, то есть, например, ходом колон агрегатов обслуживания стартового комплекса. При этом продольная ось газовода 19 должна находиться в плоскости параллельной направлению отвода колон агрегатов обслуживания. В этом случае устройство рассекателя также позволяет разделить газовый компонент на два примерно равных по расходу потока.

Рассекатели 7 могут быть выполнены в виде двух диффузоров прямоугольного сечения с изогнутыми осями. При этом часть газового компонента взаимодействует с внешней поверхностью рассекателя 7.

Концентрические ряды 9 отверстий истечения в верхней части распылителя 4 обеспечивают подачу газового компонента к бортовым приборам в отсеке 2 следующим образом. Концентрический ряд отверстий, расположенный ближе к несущей оболочке 14 отсека 2 обеспечивает подачу газового компонента вдоль периферийной части отсека 2, а ряд, расположенный ближе к продольной оси отсека 2 осуществляет подачу в его центральную часть. Тем самым обеспечивается обдув бортовых приборов 1 по всему пространству отсека 2. При этом суммарную площадь ряда отверстий 9, расположенных ближе к продольной оси отсека 2 выполняют в два раза больше, чем суммарную площадь ряда отверстий, расположенных ближе к несущей оболочке 14.

Газовый компонент распространяясь по периферийной части отсека 2 обеспечивает отсутствие застойных зон между бортовой аппаратурой и несущей оболочкой 14.

Подача газового компонента в один из секторов распылителя 4 от магистрального газовода 3 осуществляется в замкнутое пространство рассекателя 7, например, между двух диффузоров с изогнутой осью. Перетекание газового компонента из замкнутого пространства к отверстиям истечения 9 распылителя 4 осуществляется через отверстия на боковых поверхностях диффузоров рассекателя 7.

В зоне части бортовых приборов 1 системы управления ракетой космического назначения необходимо обеспечить стабильную температуру газового компонента, то есть поддерживать в узком диапазоне значений. За примерно один час сорок минут до старта ракеты прекращается подача газового компонента в отверстия вдува 8 распылителя 4 из-за расстыковки от них наземных газовых магистралей 19 при отводе мобильной башни обслуживания. После этого подача газового компонента может осуществляться только по магистральному газоводу 3. Однако значение расхода газового компонента при этом значительно снижается из-за низкой пропускной способности газовода. Также, перед стартом ракеты заправляется бак ракеты криогенным топливом, что приводит к значительному снижению температуры поверхности тепловой изоляции (на рисунках не указана) днища бака, образующего нижнюю стенку отсека 2. Снижение расхода газового компонента и снижение температуры нижней стенки отсека 2 приводит к значительному снижению температуры газового компонента в отсеке 2, что не обеспечивает стабильную ее температуру. Для решения задачи по обеспечению стабильной температуры вокруг определенных бортовых приборов 1 в отсеке 2, устанавливается разделительная оболочка 12, отделяющая зону вокруг этих приборов от остального пространства отсека 2. Газовый компонент подается в нижнюю часть замкнутой полости 11 отсека 2, отделенную разделительной оболочкой 12. Далее газовый компонент, перетекая через отверстия 16 в перегородках 17, которые регламентируют расходы в различные полости, образованные перегородками 26, обтекают бортовые приборы 1. Температура в отделенной разделительной оболочкой 12 замкнутой полости 11 стабильна во время подготовки ракеты к пуску за счет отсутствия теплообмена с поверхностями отсека 2 со значительно изменяющимися температурами, вызывающими значительные изменения значений тепловых потерь газового компонента. Распределенное течение газового компонента в отделенной разделительной оболочкой 12 замкнутой полости 11 отсека 2 обеспечивает отсутствие застойных зон вокруг бортовых приборов 1.

Обеспечения теплового режима бортовых приборов 1 в отсеке 2 ракеты космического назначения осуществляется следующим образом.

Сначала, на техническом комплексе при проведении электрических проверок бортовой аппаратуры подается газовый компонент через отверстие вдува 13 на силовой оболочке 14 в отделенную разделительной оболочкой 12 замкнутую полость 11 отсека 2. При этом, для исключения нерегламентированного перетекания газового компонента из замкнутой полости 11 в полость 15 распылителя 4 на отверстие в разделительной оболочке 12, которое взаимодействует с полостью 15 распылителя 4, устанавливается технологическая заглушка (на рисунках не показана). Отверстия вдува 8 распылителя 4 при этом закрыты шарнирно установленными клапанами (на рисунках не показаны). После окончания электрических проверок и окончания подачи газового компонента технологическая заглушка снимается, а также устанавливается другая заглушка (на рисунках не показана) на отверстие вдува 13. Газовый компонент перетекая через отверстия 16 истекает через отверстия 18 в остальную часть отсека 2 бортовых приборов и сбрасывается в окружающую среду через отверстия 5. Температура газового компонента при проведении электрических проверок поддерживается в требуемом диапазоне по датчикам температуры 20, установленным в замкнутой полости 11.

На стартовом комплексе до отвода колон агрегатов обслуживания или площадок мобильной башни обслуживания от ракеты космического назначения, по которым подводятся к отсеку 2 наземные газоводы, газовый компонент подают в отверстия вдува 8. Часть газового компонента из распылителя 4 перетекает в отделенную разделительной оболочкой 12 замкнутую полости 11 отсека 2.

На стартовом комплексе после отвода колон агрегатов обслуживания или мобильной башни обслуживания газовый компонент подают в отсек 2 только по магистральному газоводу 3 в один из секторов распылителя 4 и в отделенную разделительной оболочкой 12 замкнутую полость 11 отсека 2. Отверстия вдува 8 распылителя 4 при этом закрыты шарнирно установленными клапанами (на рисунках не показаны).

Таким образом, заявленное техническое решение позволяет обеспечить повышение эффективности термостатирования бортовых приборов в отсеке ракеты космического назначения и обеспечить стабильную температуры газового компонента вокруг определенной части бортовых приборов после отвода мобильной башни обслуживания и при заправке криогенным топливом бака ракеты, имеющего совещенную стенку с отсеком.

Способ обеспечения теплового режима бортовых приборов в отсеке ракеты космического назначения, включающий подведение по магистральному газоводу и подачу газового компонента через распылитель переменного сечения в отсек в направлении снизу вверх с последующим выбросом газового компонента через отверстия истечения в нижней части отсека, отличающийся тем, что до начала подачи в распылитель переменного сечения газового компонента из магистрального газовода осуществляют подачу его из наземных газоводов, обеспечивая из распылителя переменного сечения, разделенного перегородками на два газодинамически не связанных сектора, с распределением в них газового компонента на два противоположно направленных потока посредством рассекателей, которые устанавливают в каждом секторе распылителя в зоне отверстий вдува из наземных газоводов, подачу в пространство отсека бортовых приборов осуществляют через два концентрических ряда отверстий распылителя, одним рядом отверстий обеспечивают подачу газового компонента вдоль периферийной части отсека, другим, расположенным ближе к продольной оси отсека, посредством дефлектора направляют под углом к продольной оси отсека, обеспечивая подачу газового компонента в его центральную часть, а после прекращения подачи газового компонента в распылитель из наземных газоводов, газовый компонент подают из магистрального газовода в один из секторов распылителя переменного сечения в зону отверстия вдува из наземного газовода, также при этом газовый компонент последовательно подают в нижнюю часть замкнутой полости разделительной оболочки, в которой размещают часть бортовых приборов, которые необходимо эксплуатировать при стабильной температуре газового компонента, первоначально через отверстие вдува из наземного газовода в несущей оболочке отсека ракеты, затем из внутренней полости распылителя и далее из магистрального газовода, при этом поступающий газовый компонент в полость разделительной оболочки, перетекая через отверстия перегородок, размещенных между бортовыми приборами и обтекая их, истекает через верхние отверстия истечения разделительной оболочки в отсек бортовых приборов, при этом контролируют и поддерживают в требуемом диапазоне температуру газового компонента на входе в полость разделительной оболочки.



 

Похожие патенты:

Изобретение касается сопла дальнего радиуса действия для вовлечения воздуха в помещение, имеющего корпус сопла, заканчивающийся сопловым отверстием. Сопло содержит коаксиально окружающий сопловое отверстие венец из распыляющих сопел, которые подключены к снабжаемому нагнетаемой жидкостью кольцевому каналу.

Изобретение относится к системам вентиляции и кондиционирования воздуха и может быть использовано для создания оптимальных параметров микроклимата в помещениях общественных и производственных зданий различного назначения.

Изобретение относится к области вентиляции и кондиционирования воздуха. Воздухораспределитель содержит диффузорный корпус, к которому присоединен тангенциально подающий воздуховод, сообщенный с корпусом через щелевое отверстие в последнем.

Изобретение относится к области вентиляции и кондиционирования воздуха. Воздухораспределитель содержит диффузорный корпус, к которому присоединен тангенциально подающий воздуховод, сообщенный с корпусом через щелевое отверстие в последнем.

Изобретение относится к области оборудования для создания микроклимата в животноводческих помещениях, например в коровниках. Задачей предлагаемого изобретения является обеспечение нормативных параметров воздушной среды в животноводческих помещениях в различные периоды года.

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.

Настоящее изобретение относится к воздуходувным устройствам, выполненным с возможностью подачи равномерного потока воздуха. Воздуходувное устройство содержит выравнивающее устройство, которое расположено на пути потока и преобразовывает его в равномерный воздушный поток, предназначенный для подачи к следующей по потоку стороне выравнивающего устройства; передне-заднее направление, направление по ширине и вертикальное направление; воздухопроницаемую лицевую поверхность, сформированную на следующей по потоку стороне выравнивающего устройства и имеющую первые вентиляционные отверстия, распределенные в направлении по ширине и в вертикальном направлении, и боковые поверхности, проходящие к предыдущей по потоку стороне от боковых краев воздухопроницаемой лицевой поверхности, которые расположены в соответствующих боковых частях воздухопроницаемой лицевой поверхности в направлении по ширине и которые проходят в вертикальном направлении, при этом вторые вентиляционные отверстия распределены по меньшей мере на одной из боковых поверхностей, противоположных друг другу в направлении по ширине, причем вторые вентиляционные отверстия выполнены с возможностью выдувания части воздуха, прошедшего выравнивающее устройство, наружу в направлении по ширине.
Изобретение относится преимущественно к технике вентиляции и кондиционирования воздуха. Сущность изобретения заключается в снабжении перфорированной воздуховыпускной панели, включающей тонкостенный перфорированный лист, перфорированным дополнительным листом, образуя сдвоенную перфорированную панель, размещенным на расстоянии, не превышающем величины 2-х гидравлических диаметров отверстий первого по ходу воздуха листа.

Настоящее изобретение относится к воздухозаборной шахте, содержащей регулировочные средства для вентиляционной системы здания, к вентиляционной системе, включающей по меньшей мере одну такую шахту, и к зданию, содержащему по меньшей мере одну такую вентиляционную систему.

Изобретение относится к технике вентиляции и может быть использовано для естественной вентиляции помещений в автоматическом режиме работы. Технический результат заключается в упрощении конструкции вентиляционного устройства при обеспечении автоматического регулирования температуры в помещении и высокой эффективности.

Изобретение относится к космической технике и предназначено для поддержания температурного режима космического аппарата (КА) и его отдельных объектов. Устройство терморегулирования КА включает в себя связанные через внутреннюю магистраль: микропроцессор, ОЗУ с портами вывода цифровой информации, ПЗУ для задания температурных уставок по каждому электронагревателю, в котором прошивается программное обеспечение температурных уставок и режимы работы устройства, порт приема дискретных данных, измерительные усилители, подключенные к термодатчикам, аналоговый коммутатор, аналого-цифровой преобразователь, цифровой компаратор, информационный интерфейсный модуль.

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.

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 относятся к ракетно-космической технике. Способ обеспечения теплового режима бортовых приборов в отсеке ракеты космического назначения включает подведение по магистральному газоводу и подачу газового компонента через распылитель переменного сечения в отсек в направлении снизу вверх с последующим выбросом газового компонента через отверстия истечения в нижней части отсека. До начала подачи в распылитель переменного сечения газового компонента из магистрального газовода осуществляют подачу его из наземных газоводов. Обеспечивают подачу газового компонента в пространство отсека бортовых приборов через два концентрических ряда отверстий распылителя. Одним рядом отверстий обеспечивают подачу вдоль периферийной части отсека, другим - посредством дефлектора направляют газовый компонент под углом к продольной оси отсека, обеспечивая подачу в его центральную часть. После прекращения подачи газового компонента в распылитель из наземных газоводов, газовый компонент подают из магистрального газовода в один из секторов распылителя переменного сечения в зону отверстия вдува из наземного газовода. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности термостатирования бортовых приборов РКН. 7 ил.

Наверх