УСТРОЙСТВО СТАБИЛИЗАЦИИ ТЕМПЕРАТУРНОГО РЕЖИМА В ПРОЦЕССЕ ПРЕДСТАРТОВОЙ ПОДГОТОВКИ КОСМИЧЕСКОЙ ГОЛОВНОЙ ЧАСТИ С РАКЕТНЫМ РАЗГОННЫМ БЛОКОМ Российский патент 2010 года по МПК B64G1/50 B64G1/48 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к обеспечению температурного режима космической головной части с ракетным разгонным блоком в составе ракеты-носителя при предстартовой подготовке.

На стартовой позиции производится подача термостатирующего воздуха для обеспечения температурного режима приборов, компонентов топлива, оборудования космического аппарата под головным обтекателем и др.

Термостатирующий воздух во внутреннюю полость космической головной части подается в ракетный разгонный блок с выходом его через устройства головного обтекателя.

В процессе предстартовой подготовки ракеты-носителя с башни обслуживания к разъемным соединениям ракетного разгонного блока через его открытые люки подсоединяются механизмы отвода разъемных соединений на отделяемую часть разъемных соединений, в результате чего термостатирующий воздух дополнительно выходит из внутренней полости блока, дестабилизируя температурный режим, при этом увеличивается расход воздуха.

Из-за большого суммарного проходного сечения люков, используемых для подсоединения механизмов отвода разъемных соединений, через которые воздух дополнительно выходит из ракетного разгонного блока, увеличивается расход термостатирующего воздуха и, соответственно, усложняется поддержание стабильности температурного режима в полости ракетного разгонного блока и космической головной части.

Задачей предложенного устройства является стабилизация температурного режима в процессе предстартовой подготовки в полостях космической головной части и ракетного разгонного блока при открытых люках в ракетном разгонном блоке после подсоединения механизмов отвода разъемных соединений.

Задача достигается тем, что в устройстве стабилизации температурного режима в процессе предстартовой подготовки космической головной части с ракетным разгонным блоком к отделяемой части разъемных соединений ракетного разгонного блока одной своей стороной закреплены коробчатые фартуки, к противоположной стороне каждого фартука прикреплен уплотнитель с прорезями, часть уплотнителя с прорезями опирается на окантовку люка ракетного разгонного блока, при этом прорези обеспечивают прилегание уплотнителя к окантовке люка по его периметру, причем потоком термостатирующего воздуха уплотнитель фартука прижимается к окантовке люка и препятствует избыточному выходу воздуха через люк блока.

На фиг.1 изображен общий вид ракеты космического назначения на стартовой позиции после подвода к ней башни обслуживания, на фиг.2 показано размещение фартука относительно разъемного соединения и люка, на фиг.3 представлены прорези в уплотнителе фартука, где

1 - ракета космического назначения;

2 - площадка обслуживания;

3 - ракетный разгонный блок;

4 - космическая головная часть;

5 - люк;

6 - отделяемая часть разъемного соединения;

7 - фартук;

8 - уплотнитель;

9 - прорези;

10 - окантовка;

11 - механизм отвода.

В устройстве стабилизации температурного режима в процессе предстартовой подготовки космической головной части 4 с ракетным разгонным блоком 3 к отделяемой части разъемных соединений 6 ракетного разгонного блока 3 одной своей стороной закреплены коробчатые фартуки 7, к противоположной стороне каждого фартука 7 прикреплен уплотнитель 8 с прорезями 9, часть уплотнителя 8 с прорезями 9 опирается на окантовку 10 люка 5 ракетного разгонного блока 3, при этом прорези 9 обеспечивают прилегание уплотнителя 8 к окантовке 10 люка 5 по его периметру, а край уплотнителя, соприкасающийся с фартуком 7, закреплен на фартуке. Уплотнитель может быть выполнен, например, из пластинчатой резины, а уплотнитель приклеен к нему. Наличие уплотнителя препятствует избыточному выходу воздуха через люк 5 блока 3. Кроме того, уплотнитель компенсирует относительное перемещение между разъемным соединением 6 и люком 5 ракетного разгонного блока 3.

На этапе предстартовой подготовки ракеты космического назначения 1, после подвода площадки обслуживания 2 и подсоединения механизмов отводов 11 к разъемным соединениям ракетного блока 3 ведется термостатирование космической головной части 4 подачей воздуха во внутреннюю полость ракетного разгонного блока 3 с выходом его через люки в головном обтекателе космической головной части 4, при этом частично воздух выходит через неплотности космической головной части 4 и ракетного разгонного блока 3, в том числе через прорези 9 уплотнителя 8 фартука 7.

Далее перед отводом площадки обслуживания 2 от ракеты комического назначения 1 с помощью механизмов отвода 11 отделяемые части разъемных соединений 6 ракетного разгонного блока 3 выводятся из люков 5 вместе с фартуками 7, а крышки люков 5 автоматически захлопываются.

Установкой фартуков 7 на отделяемые части разъемных соединений 6 при подсоединении механизмов отвода 11 разъемных соединений, которые значительно ограничивают расход воздуха через открытые люки 5 во время термостатирования космической головной части 4 и ракетного разгонного блока 3, в процессе предстартовой подготовки достигается стабилизация температурного режима в их полостях при открытых люках 5 в ракетном разгонном блоке 3 после подсоединения механизмов отвода 11 разъемных соединений.

Изобретение относится к средствам обеспечения температурного режима изделий космической техники. Устройство содержит коробчатые фартуки (7), закрепляемые одной своей стороной к отделяемой части разъемных соединений (6) ракетного разгонного блока (3) в процессе предстартовой подготовки. К противоположной стороне каждого фартука (7) прикреплен уплотнитель (8) с прорезями. Часть уплотнителя с прорезями опирается на окантовку (10) люка (5) разгонного блока (3). Прорези обеспечивают прилегание уплотнителя к окантовке люка по его периметру. Потоком термостатирующего воздуха уплотнитель (8) прижимается к окантовке (10) люка и препятствует избыточному выходу воздуха через люк. Техническим результатом изобретения является стабилизация температурного режима при предстартовой подготовке в полостях космической головной части и ракетного разгонного блока при открытых люках в ракетном разгонном блоке после подсоединения механизмов отвода разъемных соединений. 3 ил.

Устройство стабилизации температурного режима в процессе предстартовой подготовки космической головной части с ракетным разгонным блоком, отличающееся тем, что к отделяемой части разъемных соединений ракетного разгонного блока одной своей стороной закреплены коробчатые фартуки, а к противоположной стороне каждого фартука прикреплен уплотнитель с прорезями, при этом часть уплотнителя с прорезями опирается на окантовку люка ракетного разгонного блока так, что эти прорези обеспечивают прилегание уплотнителя к окантовке люка по его периметру, и потоком термостатирующего воздуха уплотнитель фартука прижимается к окантовке люка, препятствуя избыточному выходу воздуха через люк блока.