Криогенная система заправки топливом

Изобретение относится к криогенным системам заправки топливом, в частности для передачи криогенной среды между ракетой-носителем и пусковой вышкой. Криогенная система (1) заправки топливом характеризуется наличием шланга (80) подачи топлива для соединения ракеты-носителя (100) и пусковой вышки (200). Шланг (80) подачи топлива конструктивно исполнен для передачи криогенной среды между ракетой-носителем (100) и пусковой вышкой (200), первый конец (80.1) шланга (80) подачи топлива выполнен с возможностью разъемного соединения с ракетой-носителем (100) таким образом, чтобы отсоединиться во время взлета ракеты-носителя (100), обеспечивая тем самым отсоединение шланга (80) подачи топлива от ракеты-носителя (100). Предусмотрена система (210) уборки, служащая для автоматической уборки шланга (80) подачи топлива во время взлета ракеты-носителя (100). Система уборки содержит шланговый барабан (212), конструктивно исполненный таким образом, чтобы наматывать на себя шланг (80) подачи топлива при взлете ракеты-носителя (100). Техническим результатом является увеличение функциональности и безопасности системы заправки. 7 з.п. ф-лы, 9 ил.

 

Область техники, к которой относится настоящее изобретение

Настоящее изобретение относится к криогенной системе заправки топливом и, в частности, к криогенной системе заправки топливом, содержащей шланг подачи топлива, служащий для передачи криогенной среды между ракетой-носителем и пусковой вышкой.

Предшествующий уровень техники настоящего изобретения

Ракеты-носители (также именуемые средствами выведения на орбиту) полезной нагрузки, заправляемые криогенными компонентами топлива, требуют использования специализированных систем заправки топливом, которые, как правило, являются частью взлетной площадки, так как баки, в которых находятся криогенные компоненты топлива, необходимо непрерывно пополнять во время подготовки к взлету и непосредственно перед взлетом из-за происходящего в них постоянного испарения топлива. Использование таких систем также необходимо в виду того, что сложные последовательности предстартовых операций (предстартовый отсчет времени) могут быть прерваны в результате плановых или неплановых задержек для решения непредвиденных проблем. Системы заправки топливом должны быть спроектированы и сконструированы таким образом, чтобы отвечать этим типам эксплуатационных требований как во время пуска, так и во время предшествующего пуску периода подготовки.

Случайное отсоединение заправочного шланга, которое происходит слишком рано, может повлечь за собой тяжелую аварию, так как это может привести к опорожнению бака с жидкостью или летучим газом. Случайное отсоединение может также быть опасным для обслуживающего персонала. Преждевременные отсоединения могут быть вызваны следующими причинами:

раскачивание внешних криогенных магистралей под воздействием сильного ветра или в результате повышения внутреннего давления;

раскачивание ракеты-носителя относительно пусковой вышки под воздействием сильного ветра или во время перемещения в зону пуска при возникновении неожиданных торможений/ускорений;

образование льда на канатах или падение льда, образующегося на других частях, на канаты;

птицы;

случайный контакт с топливной магистралью на пусковой площадке;

влияние другой, несвязанной, внешней системы отсоединения.

Следовательно, желательно поддерживать соединение между ракетой-носителем и системой заправки топливом как можно дольше перед взлетом. Кроме того, из соображений безопасности, система заправки топливом должна также обеспечивать быстрое опорожнение баков ракеты-носителя в случае отмены полета. Однако повторное соединение шлангов подачи топлива после отмененного взлета является сложной и, следовательно, занимающей много времени процедурой, так как, зачастую, все опоры пусковой вышки отсоединены от ракеты-носителя, что создает большой риск из-за задержки в опорожнении топливного бака ракеты-носителя.

Поскольку взлет может быть отменен очень поздно, чтобы учесть возможную отмену пусков/взлетов, а также обеспечить возможность своевременного опорожнения баков ракеты-носителя, системы заправки топливом соединены с ракетой-носителем (предпочтительно при помощи шланга подачи топлива) до тех пор, пока ракета-носитель не взлетит, т.е. не произойдет отделение ракеты-носителя от пусковой площадки, и отсоединение шланга подачи топлива фактически активируется эффективным взлетом ракеты-носителя на определенную высоту.

Согласно чрезвычайно преимущественной реализации, раскрытой, например, в заявке на выдачу патента ЕР 14153656.5, шланг подачи топлива, входящий в состав системы заправки топливом, соединяют с ракетой-носителем при помощи криогенного соединителя, конструктивно исполненного для отсоединения во время взлета при удалении ракеты-носителя от пусковой вышки. Канат обеспечивает присоединение зажимного кольца соединителя к пусковой вышке, которое отсоединяется при натяжении под воздействием взлетающей ракеты-носителя. После того как произошло разблокирование соединителя, шланг подачи топлива падает под действием земного притяжения и отделяется от ракеты-носителя. Несмотря на то, что этот подход обеспечивает отделение шланга подачи топлива только во время эффективно взлета, шланг подачи топлива со своим соединителем и другими элементами после отсоединения от взлетающей ракеты-носителя потенциально представляют опасность для нее, так как сложно спрогнозировать точную траекторию падения шланга подачи топлива.

Решаемая техническая проблема

Следовательно, существует необходимость в создании системы заправки топливом со шлангом подачи топлива для передачи криогенной среды между ракетой-носителем и пусковой вышкой, которая предотвращает нанесение повреждений указанной топливной магистралью ракете-носителю во время взлета.

Краткое раскрытие настоящего изобретения

Обозначенная выше цель настоящего изобретения достигается при помощи системы заправки топливом, характеризующейся наличием шланга подачи топлива, служащего для соединения ракеты-носителя и пусковой вышки, а также конструктивно исполненного для передачи криогенной среды между ракетой-носителем и пусковой вышкой. В целях уменьшения риска случайного отсоединения внешнего соединителя во время предстартовой подготовки, первый конец шланга подачи топлива выполнен с возможностью разъемного соединения с ракетой-носителем таким образом, чтобы отсоединиться во время взлета ракеты-носителя, обеспечивая тем самым отделение шланга подачи топлива от ракеты-носителя. Для того чтобы магистраль подачи топлива не могла повредить ракету-носитель во время взлета, предусмотрена система уборки, которая служит для автоматической уборки шланга подачи топлива во время взлета ракеты-носителя.

Согласно чрезвычайно предпочтительному варианту осуществления настоящего изобретения блок управления уборкой предусмотрен для управления уборкой шланга подачи топлива в зависимости от взлетной дистанции, профиля ракеты носителя и/или угла пуска ракеты-носителя; и/или профиля пусковой вышки и т.п., чтобы обеспечить постоянное подержание определенного промежутка между системой заправки топливом и ракетой-носителем.

Полезные эффекты

Наиболее важное преимущество настоящего изобретение заключается в том, что шланг подачи топлива будет оставаться присоединенным к ракете-носителю вплоть до эффективного взлета/отделения, что позволяет осуществлять непрерывную дозаправку криогенным топливом для компенсации его испарения, а также позволяет, в случае необходимости, опорожнить топливный бак, при этом отсоединенный шланг подачи топлива не представляет угрозы для ракеты-носителя при ее отделении от взлетной площадки. Таким образом, система заправки топливом согласно настоящему изобретению значительно увеличивает функциональность и безопасность существующих криогенных систем заправки топливом, используемых для заправки ракет-носителей полезной нагрузки.

Краткое описание фигур

Дальнейшие характеристики и преимущества настоящего изобретения будут подробно описаны в приведенном ниже подробном раскрытии, выполненном со ссылками на прилагаемые фигуры, где:

на фиг. 1 представлен схематический вид сбоку первого варианта осуществления предлагаемой системы заправки топливом, соединяющей ракету-носитель и пусковую вышку при помощи шланга подачи топлива;

на фиг. 2А представлен схематический вид сбоку предлагаемой системы заправки топливом перед взлетом;

на фиг. 2В представлен схематический вид сбоку предпочтительной компоновки предлагаемой системы заправки топливом, при которой шланг подачи топлива прикреплен к ракете-носителю выше его точки крепления к пусковой вышке для обеспечения самопроизвольной промывки шланга подачи топлива под воздействием силы тяжести;

на фиг. 3А представлен вид сбоку предлагаемой системы заправки топливом перед взлетом, при этом ее система уборки находится в первом, исходном положении;

на фиг. 3В представлен вид сбоку предлагаемой системы заправки топливом сразу после начала взлета;

на фиг. 3С представлен вид сбоку предлагаемой системы заправки топливом сразу после отсоединения шланга подачи топлива от ракеты-носителя во время взлета, при этом активация отсоединения шланга осуществлена на основании вертикальной взлетной дистанции D ракеты-носителя;

на фиг. 3D-F представлена группа видов сбоку предлагаемой системы заправки топливом после отсоединения шланга подачи топлива от ракеты-носителя во время взлета, при этом система уборки активирована для осуществления уборки шланга подачи топлива с тем, чтобы обеспечить определенный промежуток между системой заправки топливом и ракетой-носителем, а также ее полезной нагрузкой.

Следует отметить, что изображения на фигурах выполнены без соблюдения масштаба, при этом они приведены исключительно в иллюстративных целях и для лучшего понимания настоящего изобретения, и не должны рассматривать в качестве ограничения. Признаки настоящего изобретения не ограничиваются представленными на фигурах изображениями.

Подробное раскрытие предпочтительных вариантов осуществления

[0001] В настоящем документе будут использоваться определенные термины, формулировка которых должна интерпретироваться не как ограничивающаяся выбранным конкретным термином, а как относящаяся к общему понятию, стоящему за конкретным термином. Термин «ракета-носитель» следует истолковывать в его широком понимании, охватывающем все типы оснащенных ЖРД (жидкостным ракетным двигателем) средств выведения на орбиту полезной нагрузки, такой как космические корабли/спутники и т.п.Термин «пусковая вышка» следует истолковывать в контексте настоящего изобретения как относящийся ко всем типам взлетных площадок/платформ, обладающих вертикальным сооружением для обслуживания, обеспечивающим заправку топливом ракеты-носителя, таким как вышки, у которых общим является то, что непосредственно перед запуском ракеты-носителя все соединения, кроме соединения для подачи топлива между вышкой и ракетой-носителем, должны быть убраны для предотвращения повреждения сооружения для обслуживания или летательного аппарата.

[0002] Общая схема предлагаемой системы 1 заправки топливом, соединяющей ракету-носитель 100 и пусковую вышку 200, будет описана далее со ссылкой на фиг. 1, на которой представлен ее схематический вид сбоку. В целях упрощения элементы, которые не являются важными для определения объекта настоящего изобретения, не будут изображены на этих фигурах. Как показано на фиг. 1, полезная нагрузка PL прикреплена к ракете-носителю 100, установленной на пусковой площадке рядом с пусковой вышкой 200. Ракета-носитель 100 соединена с пусковой вышкой 200 при помощи шланга 80 подачи топлива для передачи криогенной среды между ними. Шланг 80 подачи топлива относится к известному типу шлангов для подачи различных типов криогенного топлива, которые конструктивно исполнены таким образом, чтобы выдерживать воздействие экстремальных значений температуры передаваемой среды, а также минимизировать теплоотдачу в окружающую среду. Для обеспечения соответствия этим требованиям масса шланга 80 подачи топлива может составлять до 100 кг. Следует отметить, что шланг 80 подачи топлива конструктивно исполнен не только для передачи топлива от системы 1 заправки топливом к ракете-носителю 100, но и наоборот, например, для опорожнения топливного бака ракеты-носителя 100.

[0003] Как будет подробно описано со ссылками на фиг. 2A-3F, первый конец шланга 80 подачи топлива выполнен с возможностью разъемного соединения с ракетой-носителем 100 таким образом, чтобы отсоединиться во время ее взлета, обеспечивая тем самым отсоединение шланга 80 подачи топлива от ракеты-носителя 100.

[0004] Для обеспечения во время взлета достаточного промежутка между ракетой-носителем 100 и системой 1 заправки топливом, в частности, ее шлангом 80 подачи топлива, предусмотрена система 210 уборки, обеспечивающая автоматическую уборку шланга 80 подачи топлива при взлете ракеты-носителя 100.

[0005] На фиг. 1 также показан в качестве иллюстрации угол α пуска ракеты-носителя во время взлета. Этот угол является очень важным при расчете достаточного промежутка между ракетой-носителем 100, пусковой вышкой 200 и элементами системы 1 заправки топливом во время взлета. Кроме того, очень важными параметрами, которые следует учитывать для обеспечения достаточного промежутка, являются профиль ракеты-носителя 100 (профиль CL ракеты-носителя) и профиль пусковой вышки 200 (профиль СТ вышки), каждый из которых представлен на фиг. 1. Следовательно, блок 215 управления уборкой конструктивно исполнен для управления уборкой шланга 80 подачи топлива в зависимости от одного или более из следующего:

взлетная дистанция d ракеты-носителя 100; и/или

профиль CL ракеты-носителя 100; и/или

угол (α) пуска ракеты-носителя 100; и/или

профиль СТ пусковой вышки 200;

чтобы обеспечивать постоянное поддержание промежутка между системой 1 заправки топливом и ракетой-носителем 100.

[0006] На фиг. 2А и 2В представлены предпочтительные варианты осуществления системы 1 заправки топливом, в которых первый конец 80.1 шланга 80 подачи топлива выполнен с возможностью разъемного соединения с ракетой-носителем 100 при помощи криогенного соединителя 10, причем криогенный соединитель 10 конструктивно исполнен с возможностью отсоединения при взлете ракеты-носителя 100. В частности, шланг 80 подачи топлива может быть отсоединен от ракеты-носителя 100 при помощи каната 70, присоединенного первым концом 70.1 к криогенному соединителю 10 и противоположным вторым концом 70.2 к пусковой вышке 200, при этом канат 70 воздействует на отсоединяющее устройство криогенного соединителя 10 во время взлета ракеты-носителя 100. Пример конструкции криогенного соединителя 10, выполненного с возможностью отсоединения под воздействием каната 70, раскрыт в заявке на выдачу патента № ЕР 14153656.5.

[0007] Кроме того, предпочтительные варианты осуществления системы уборки 210, изображенные на фигурах, включают в себя шланговый барабан 212 с местом 213 стыковки со шлангом на стороне вышки, принимающим второй конец 80.2 шланга 80 подачи топлива, при этом шланговый барабан 212 конструктивно исполнен для наматывания на себя шланга 80 подачи топлива во время взлета ракеты-носителя 100.

[0008] На фиг. 2В представлен схематический вид сбоку чрезвычайно предпочтительной компоновки системы заправки топливом 1, при которой место крепления шланга 80 подачи топлива к ракете-носителю 100 смещено вертикально вверх на расстояние h относительно места 213 стыковки со шлангом на стороне вышки, и/или предварительная скручивающая нагрузка приложена к шланговому барабану 212 таким образом, чтобы убедиться в том, что шланг 80 подачи топлива проходит сверху вниз для обеспечения самопроизвольной промывки шланга 80 подачи топлива под воздействием силы тяжести. В результате этого можно обеспечить то, что во время взлета в шланге 80 подачи топлива не будет находиться топливо, и, следовательно, важная мера безопасности может быть выполнена без каких-либо дополнительных средств промывки.

[0009] На фиг. 3A-3F представлена система 1 заправки топливом согласно настоящему изобретению перед взлетом, в момент запуска и во время взлета ракеты-носителя 100.

[0010] На фиг. 3А представлен вид сбоку системы 1 заправки топливом перед взлетом, при этом система 210 уборки находится в первом, исходном положении.

[0011] На фиг. 3В, на которой представлен вид сбоку системы 1 заправки топливом и ракеты-носителя 100 непосредственно после начала взлета, ракета-носитель 100 уже прошла вертикальную дистанцию d относительно ее положения перед взлетом, изображенного на фиг. 3А, причем дистанция d меньше вертикальной взлетной пороговой дистанции D, при которой шланг 80 подачи топлива отделяется от ракеты-носителя 100.

[0012] Момент отсоединения изображен на фиг. 3С, на которой представлен вид сбоку системы 1 заправки топливом согласно настоящему изобретению непосредственно после отсоединения шланга 80 подачи топлива от ракеты-носителя 100, которое вызвано тем, что вертикальная взлетная дистанция d превышает вертикальную взлетную пороговую дистанцию D. Как можно заметить на этой фигуре, систему 210 уборки активируют сразу после отделения шланга 80 подачи топлива от ракеты-носителя 100 для того, чтобы избежать столкновения между ними.

[0013] Согласно предпочтительным вариантам осуществления настоящего изобретения, при использовании отсоединяемых при помощи канатов 70 криогенных соединителей 10 для присоединения шланга 80 подачи топлива к ракете-носителю 100, уборку шланга 80 подачи топлива системой уборки 210 активируют в результате резкого падения натяжения каната 70 из-за отсоединения криогенного соединителя 10 при достижении ракетой-носителем 100 заданной взлетной дистанции D.

[0014] На фиг. 3D-3F представлены виды сбоку системы 1 заправки топливом во время взлета ракеты-носителя 100 (с полезной нагрузкой PL) после отсоединения шланга 80 подачи топлива от ракеты-носителя 100, при этом система 210 уборки активирована для уборки шланга 80 подачи топлива с тем, чтобы обеспечить надлежащий промежуток между системой 1 заправки топливом и ракетой-носителем 100, а также ее полезной нагрузкой PL.

[0015] Согласно еще одному варианту осуществления система 1 заправки топливом дополнительно содержит систему удержания шланга, которая служит для удерживания шланга 80 подачи топлива после взлета ракеты-носителя 100 с тем, чтобы обеспечить надежную фиксацию шланга 80 подачи топлива в убранном положении.

[0016] Следует понимать, что многочисленные варианты могут быть выполнены на основании конкретной структуры, описание которой приведено выше, без отступления от объема настоящего изобретения, определенного в прилагаемой формуле изобретения. Например, между ракетой-носителем 100 и пусковой вышкой 200 может быть расположен еще один шланг, такой как дополнительный шланг для переноса отходящего газа из бака ракеты-носителя к земной поверхности.

Легенда:

1 система заправки топливом

10 криогенный соединитель

70 канат

70.1 первый конец (каната)

70.2 второй конец (каната

80 шланг подачи топлива

100 ракета-носитель

102 обтекатель полезной нагрузки

200 пусковая вышка

201 система заправки топливом

210 система уборки

212 шланговый барабан

213 место стыковки со шлангом на стороне вышки

215 блок управления уборкой

220 система удержания шланга

α угол пуска

d взлетная дистанция

D вертикальная взлетная пороговая дистанция

CL профиль ракеты-носителя

СТ профиль вышки

PL полезная нагрузка

1. Система (1) заправки топливом, содержащая шланг (80) подачи топлива для соединения ракеты-носителя (100) и пусковой вышки (200), в которой:

шланг (80) подачи топлива выполнен с возможностью передачи криогенной среды между ракетой-носителем (100) и пусковой вышкой (200),

первый конец (80.1) шланга (80) подачи топлива выполнен с возможностью разъемного соединения с ракетой-носителем (100) таким образом, чтобы отсоединиться во время взлета ракеты-носителя (100), обеспечивая тем самым отсоединение шланга (80) подачи топлива от ракеты-носителя (100),

система (210) уборки, служащая для автоматической уборки шланга (80) подачи топлива во время взлета ракеты-носителя (100),

отличающаяся тем, что система (210) уборки содержит шланговый барабан (212) с местом (213) стыковки со шлангом на стороне вышки, принимающим второй конец (80.2) шланга (80) подачи топлива, при этом шланговый барабан (212) выполнен с возможностью наматывания на себя шланга (80) подачи топлива при взлете ракеты-носителя (100).

2. Система (1) заправки топливом по п. 1, отличающаяся тем, что система (210) уборки содержит блок (215) управления уборкой, выполненный с возможностью управления уборкой шланга (80) подачи топлива в зависимости от одного или более из следующего:

взлетной дистанции (d) ракеты-носителя (100); и/или

профиля (CL) ракеты-носителя (100); и/или

угла (α) пуска ракеты-носителя (100); и/или

профиля (СТ) пусковой вышки (200);

чтобы постоянно поддерживать промежуток между системой (1) заправки топливом и ракетой-носителем (100).

3. Система (1) заправки топливом по п. 1, отличающаяся тем, что предварительная скручивающая нагрузка приложена к шланговому барабану (212) с тем, чтобы приложить заданное натяжение к шлангу (80) подачи топлива.

4. Система (1) заправки топливом по п. 3, отличающаяся тем, что место крепления шланга (80) подачи топлива к ракете-носителю (100) смещено вертикально вверх на некоторое расстояние (h) относительно указанного места (213) стыковки со шлангом на стороне вышки, и/или указанная предварительная скручивающая нагрузка, приложенная к шланговому барабану (212), сконфигурирована таким образом, чтобы обеспечить расположение шланга (80) подачи топлива сверху вниз для осуществления самопроизвольной промывки шланга (80) подачи топлива.

5. Система (1) заправки топливом по любому из предыдущих пунктов, отличающаяся тем, что шланг (80) подачи топлива выполнен с возможностью разъемного соединения с ракетой-носителем (100) при помощи криогенного соединителя (10), при этом криогенный соединитель (10) выполнен с возможностью отсоединения при взлете ракеты-носителя (100).

6. Система (1) заправки топливом по п. 5, отличающаяся тем, что шланг (80) подачи топлива выполнен с возможностью отсоединения от ракеты-носителя (100) при помощи каната (70), у которого первый конец (70.1) присоединен к криогенному соединителю (10), а противоположный второй конец (70.2) присоединен к пусковой вышке (200), при этом канат (70) воздействует на отсоединяющее устройство криогенного соединителя (10) во время взлета ракеты-носителя (100).

7. Система (1) заправки топливом по п. 6, отличающаяся тем, что уборка шланга (80) подачи топлива системой (210) уборки запускается в результате резкого падения натяжения указанного каната (70) из-за отсоединения криогенного соединителя (10) при достижении ракетой-носителем (100) вертикальной взлетной пороговой дистанции (D).

8. Система заправки топливом (1) по любому из предыдущих пунктов, отличающаяся тем, что предусмотрена система фиксации шланга для фиксации шланга (80) подачи топлива после взлета ракеты-носителя (100) для обеспечения надежной фиксации шланга (80) подачи топлива в убранном положении.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к транспортно-установочному оборудованию, а именно к транспортно-установочным агрегатам (ТУА) стартовых комплексов ракет космического назначения (РКН).

Группа изобретений относится к управлению реконфигурацией наземного автоматизированного комплекса управления космическими аппаратами (НАКУ КА). НАКУ КА и способ управления его реконфигурацией на базе нейросетевых технологий и элементов искусственного интеллекта с использованием базы знаний на основе технологии блокчейн включают использование для управления направленной реконфигурацией НАКУ КА нейросетевого комплекса.

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 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.

Изобретение относится к криогенным системам заправки топливом, в частности для передачи криогенной среды между ракетой-носителем и пусковой вышкой. Криогенная система заправки топливом характеризуется наличием шланга подачи топлива для соединения ракеты-носителя и пусковой вышки. Шланг подачи топлива конструктивно исполнен для передачи криогенной среды между ракетой-носителем и пусковой вышкой, первый конец шланга подачи топлива выполнен с возможностью разъемного соединения с ракетой-носителем таким образом, чтобы отсоединиться во время взлета ракеты-носителя, обеспечивая тем самым отсоединение шланга подачи топлива от ракеты-носителя. Предусмотрена система уборки, служащая для автоматической уборки шланга подачи топлива во время взлета ракеты-носителя. Система уборки содержит шланговый барабан, конструктивно исполненный таким образом, чтобы наматывать на себя шланг подачи топлива при взлете ракеты-носителя. Техническим результатом является увеличение функциональности и безопасности системы заправки. 7 з.п. ф-лы, 9 ил.

Наверх