Космические летательные аппараты: ..размещение и модификация устройств для управления параметрами окружающей среды или системами жизнеобеспечения – B64G 1/46

Изобретения относятся к управлению параметрами среды внутри изделий ракетно-космической техники. Устройство содержит побудитель расхода, подающий газовый компонент, с фильтром на его входе, газоводы и термостатирующие элементы. В головном обтекателе (ГО) выполнены два люка, расположенные в его верхней и нижней частях. На них с внутренней стороны установлены рассекатели, в корпусе каждого из которых выполнены окна. Во внутренней полости рассекателей установлены пластины, с помощью которых газовый компонент направляется к окнам. Рассекатель в верхней части ГО имеет три окна, оси двух из которых направлены в противоположные стороны и перпендикулярны оси космической головной части (КГЧ). Ось третьего окна направлена параллельно оси КГЧ в сторону ракетного разгонного блока. Рассекатель в нижней части ГО имеет два окна, оси которых направлены аналогично двум окнам в верхней части ГО. С наружной стороны ГО к патрубкам подсоединены газоводы наземного устройства для подачи газового компонента в КГЧ. В способе газовый компонент подают одновременно в указанные рассекатели. Пластины и окна в верхней части ГО обеспечивают направление потоков газового компонента в пространстве под ГО в трех направлениях: двух - по бортам ГО в противоположные стороны, а третьем - в сторону ракетного разгонного блока. Пластины и окна в нижней части ГО обеспечивают поток газового компонента в двух направлениях, аналогичных указанным верхним двум. Выброс газового компонента из КГЧ производят через люки, расположенные на среднем и нижнем переходниках ракетного разгонного блока. Техническим результатом изобретений является обеспечение наряду с тепловым режимом высокой степени чистоты как составных частей, расположенных под обтекателем, так и внутренней полости ракетного разгонного блока. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к средствам жизнеобеспечения экипажей космических аппаратов, в частности при проведении ими внекорабельной деятельности (ВКД). Система содержит блоки: приема газа (в виде заправляемого переносного кислородного блока), предварительной осушки кислорода (с регулятором перепада давления), глубокой осушки кислорода и компримирования. Имеются также устройство управления, распределительные клапаны, трубопроводы, датчики давления и влажности кислорода, а также бортовые кислородные баллоны с датчиком давления, редуктором и клапанами подачи. Система снабжена переключающим электроклапаном, установленным в магистраль, связывающую заправляемый переносной кислородный блок с бортовой системой обеспечения кислородом. Между этим электроклапаном и указанной бортовой системой введены блок предварительной осушки кислорода с датчиком влажности на выходе и электроклапан сброса кислорода в кабину космического аппарата. Электроклапан установлен перед блоком глубокой осушки. Перед компрессором, после блока предварительной осушки, а также на выходе компрессора установлены датчики контроля давления. Заправляемый переносной кислородный блок снабжен герметичными входным и выходным быстроразъемными соединениями. Между входным соединением и заправляемым баллоном установлены обратный клапан и ручной входной клапан. Система имеет улучшенные эксплуатационно-технические характеристики, совмещая в себе функции заправки и хранения кислорода, получаемого из электролизных установок непосредственно на борту космического аппарата. Техническим результатом изобретения является существенное сокращение расходов на доставку кислородных баллонов (или к полному отказу от их доставки) на проведение ВКД, повышение надежности, безопасности и экономичности в процессе функционирования системы. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретения относятся к области управления параметрами среды, воздействующей на полезный груз (ПГ) при его выведении ракетой-носителем. Согласно изобретениям для защиты ПГ от указанного воздействия используется головной обтекатель (7) космической головной части (5) с механизмами для фиксации, раскрытия и отделения створок обтекателя. При этом наряду с обтекателем используют теплозащитный кожух (8) с аналогичными механизмами. Кожух размещают между ПГ (9) и обтекателем (7). Сброс головного обтекателя с помощью указанных механизмов производят в момент, когда аэродинамическое воздействие на ПГ снижается до допустимого уровня. Последующий сброс теплозащитного кожуха осуществляют в момент снижения до допустимого уровня теплового воздействия на ПГ. Возможность более раннего сброса относительно тяжелого головного обтекателя позволяет сократить время полета ракеты-носителя вместе с этим обтекателем, что дает технический результат в виде уменьшения энергозатрат на выведение ПГ либо в виде увеличения массы выводимого ПГ. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретения относятся к области терморегулирования космических аппаратов. Предлагаемое устройство содержит емкость для рабочего тела с жидкостной и газовой полостями, герметично отделенными друг от друга подвижным разделителем сред. Жидкостная полость заполнена рабочим телом гидравлической магистрали. Газовая полость заполнена вытесняющим газом и через запорные вентили и пневморазъем сообщена пневмомагистралью с газовой полостью гидропневматического компенсатора. К пневмомагистрали подключены эталонная емкость, вакуумный насос и нагнетатель. Согласно предлагаемому способу предварительно измеряют объем газовой полости емкости с рабочим телом и устанавливают в ней давление воздуха, несколько меньшее давления в отсеке, где работает экипаж. Затем вакуумируют газовую полость гидропневматического компенсатора до давления, превышающего давление насыщенных паров рабочего тела на величину абсолютной погрешности канала измерения давления в гидравлической магистрали. После этого вытесняют из жидкостной полости указанной емкости рабочее тело в гидравлическую магистраль, постоянно контролируя текущее давление в газовой полости этой емкости. Прекращают вытеснение, когда это давление понизится до определенной величины, зависящей от объема дозаправляемой дозы рабочего тела, объема газовой полости указанной емкости перед вытеснением данной дозы, давлений воздуха в газовой полости перед вытеснением и в конце его. Техническим результатом изобретений является создание устройства и способа, надежных в работе, безопасных для экипажа и исключающих попадание газа в гидравлическую магистраль при дозаправке системы. Этим достигается продление срока службы систем терморегулирования и увеличение продолжительности полета, в частности, орбитальных космических станций. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретения относятся к области терморегулирования и управления параметрами окружающей среды на борту пилотируемого космического объекта. Предлагаемое устройство включает в себя манометр абсолютного давления, вакуумный насос и герметичную емкость, разделенную эластичной диафрагмой на жидкостную и газовую полости. Жидкостная полость заполнена рабочим телом и через первый запорный вентиль связана трубопроводом с дефектуемым участком гидравлической магистрали. Газовая полость заполнена воздухом, имеющим давление атмосферы отсека космического объекта, и связана с манометром. Она также сообщена через второй и третий запорные вентили со входом вакуумного насоса и указанным отсеком. Выход вакуумного насоса сообщен с атмосферой отсека. Согласно предлагаемому способу выравнивают давление и температуру рабочего тела в гидравлической магистрали с давлением и температурой атмосферы отсека. Затем расчленяют данную магистраль на отдельные гидравлически несвязанные участки и поочередно сообщают каждый из них с указанной жидкостной полостью. После каждого такого сообщения отключают жидкостную полость от дефектуемого участка и вакуумируют указанную газовую полость до давления насыщенных паров рабочего тела, соответствующего его температуре. Затем, поддерживая эту температуру постоянной, сообщают жидкостную полость с дефектуемым участком и контролируют изменение давления воздуха в газовой полости. При отсутствии изменения давления делают заключение о герметичности участка, а при наличии изменения давления бракуют этот участок. Техническим результатом изобретений является создание простых и безопасных для экипажа устройства и способа эксплуатации данного устройства, обеспечивающих определение местонахождения негерметичного участка гидравлической магистрали. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может использоваться в условиях образования в полостях головного блока пожаровзрывоопасных газовых смесей, например, при утечках или дренажах компонентов топлива (жидких кислорода и водорода). Предлагаемый способ включает подачу в верхнюю часть головного блока термостатирующего нейтрального газового компонента с его выбросом из средней и нижней частей этого блока. Перед выбросом увеличивают скорость нейтрального газового компонента до величины, позволяющей преодолевать стремление пожаровзрывоопасного компонента двигаться против движения нейтрального газового компонента, захватывать пожаровзрывоопасный компонент и образовывать с ним смесь с пожаровзрывобезопасной концентрацией. Предлагаемое устройство содержит фильтр, побудитель расхода, газоводы и термостатирующие элементы подаваемого в головной блок нейтрального газового компонента. В головной блок введен экран, выпуклый в сторону разгонного блока и имеющий кольцевой зазор с головным обтекателем для увеличения скорости нейтрального компонента. Экран способствует перемещению пожаровзрывоопасного компонента через его окна сброса на периферию экрана. Смесь нейтрального и пожаровзрывоопасного газовых компонентов эвакуируется через дренажные устройства в средней и нижней частях головного блока. Технический результат изобретений состоит в обеспечении безопасности головного блока, например при заправке КА и/или разгонного блока пожаровзрывоопасными компонентами перед пуском, с одновременным обеспечением его теплового режима в составе ракеты космического назначения. 2 н.п. ф-лы. 1 ил.

Изобретения относятся к средствам управления параметрами среды космического аппарата (КА) и могут быть использованы при проведении научных экспериментов и осуществлении технологических операций на борту КА. Предлагаемый способ включает контроль давления в герметичных камерах, находящихся снаружи и внутри КА, контроль давления в гермоотсеке, где находятся эти камеры, сравнение давления в герметичных камерах с заданным, стравливание газовой смеси из камер в случае превышения контролируемого давления над заданным или наддув газовой смесью в случае пониженного давления. Для получения глубокого вакуума газовую смесь стравливают через вакуумный трубопровод регулируемой длины, выводимый в удаленную от корпуса КА зону забортного вакуума. Предлагаемая система состоит из датчиков давления и вакуума, клапанов, установленных в магистрали наддува герметичных камер и основной магистрали сброса, быстроразъемных соединений с герметичными камерами, а также блоков управления нагревателями и сброса газа. Одна часть блоков сброса, состоящая из последовательно установленных электрических клапанов, находится внутри КА, а другая часть, содержащая нагреватели и датчики температуры, размещена снаружи КА. Система снабжена устройством подачи газа и дополнительной магистралью сброса газа, установленной параллельно основной магистрали сброса. С одной стороны дополнительная магистраль подключена к входу в герметичные камеры, а с другой - к основной магистрали сброса. Имеется также магистраль предварительной откачки газа, размещенная внутри КА и подключенная к основной магистрали сброса между дополнительной магистралью и двумя аварийными клапанами. На выход одного из них установлен вакуумный трубопровод регулируемой длины с датчиком вакуума, а на выход другого - безмоментный вакуумный насадок. Техническим результатом изобретений является расширение функциональных возможностей герметичных камер разной вместимости с полезной нагрузкой, улучшение эксплуатационных характеристик и повышение экономичности при их использовании. 2 н. и 1 з.п. ф-лы. 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может использоваться в условиях образования в полостях головного блока пожаровзрывоопасных газовых смесей, например при утечках или дренажах компонентов топлива (жидких кислорода и водорода). Предлагаемый способ включает подачу в головной блок нейтрального термостатирующего газового компонента. Этот компонент подают одновременно в верхнюю часть полости космического аппарата (КА) с выбросом из нижней части полости КА и в нижнюю часть полости разгонного блока с выбросом из верхней части этой полости. Выход газового компонента со стороны торцевой части головного блока закрыт пристыкованной ракетой-носителем. Предлагаемое устройство содержит фильтр, побудитель расхода, газоводы для подачи нейтрального газового компонента и термостатирующие элементы. При этом в головной блок введена перегородка, образующая замкнутые полости разгонного блока и КА. Перегородка выполнена выпуклой в сторону КА и соприкасается с головным обтекателем через герметизирующий элемент. Эвакуация смеси нейтрального и пожаровзрывоопасного газовых компонентов из полости разгонного блока ведется через отводящий газовод, сообщающий полость разгонного блока с атмосферой. Технический результат изобретений состоит в обеспечении безопасности головного блока, например, при заправке КА и/или разгонного блока пожаровзрывоопасными компонентами перед пуском с одновременным обеспечением его теплового режима в составе ракеты космического назначения. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретения относятся к ракетно-космической технике и могут применяться в головных блоках (ГБ), куда входят разгонные блоки с компонентами топлива (например жидкими кислородом и водородом), которые при определенных условиях (утечки, дренажи и др.) могут, образовывать в полостях ГБ пожаровзрывоопасные смеси. Согласно предлагаемому способу в процессе и после заправки ГБ пожаровзрывоопасным компонентом в верхнюю часть ГБ подают термостатирующий нейтральный газовый компонент, обеспечивая его частичный выброс из нижней части ГБ. При этом из носовой части ГБ сбрасывают накопленную смесь нейтрального и пожаровзрывоопасного газовых компонентов. Со стороны торцевой части ГБ выход газового компонента закрыт пристыкованной к ГБ ракетой-носителем. Предлагаемое устройство содержит фильтр, побудитель расхода, газоводы и термостатирующие элементы подаваемого в ГБ нейтрального газового компонента. Для эвакуации из носовой части ГБ накопленной смеси нейтрального и пожаровзрывоопасного газовых компонентов в ГБ введен отводящий газовод. Техническим результатом предлагаемых изобретений является одновременное обеспечение пожаровзрывобезопасности ГБ и его требуемого теплового режима. 2 н.п. ф-лы. 1 ил.

Изобретения относятся к средствам, преимущественно наземным, управления параметрами окружающей среды изделий ракетно-космической техники. Предлагаемый способ включает подачу газового компонента в верхнюю часть головного блока (ГБ) и его выброс из нижней его части. При этом в ГБ создают избыточное давление. Предлагаемое устройство содержит рассекатель потока газового компонента, подаваемого в верхнюю часть ГБ, а также транзитную магистраль для подачи указанного газового компонента через ракету-носитель. Рассекатель закреплен на верхней части головного обтекателя, а в нижней части этого обтекателя выполнен люк сброса газового компонента. Техническим результатом изобретений является обеспечение повышенной чистоты ГБ в составе ракеты-носителя до отвода башни обслуживания. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретения относятся к средствам, преимущественно наземным, управления параметрами окружающей среды изделий ракетно-космической техники. Предлагаемый способ включает подачу газового компонента в верхнюю часть головного блока (ГБ) и его выброс из нижней его части. При этом в ГБ создают избыточное давление. Предлагаемое устройство содержит побудитель расхода, подающий газовый компонент в ГБ, фильтр, очищающий поступающий на вход побудителя расхода газовый компонент, газоводы и термостатирующие элементы для поддержания теплового режима ГБ. В состав ГБ введен рассекатель потока газового компонента, соединенный газоводами с термостатирующими элементами. Рассекатель закреплен в верхней части головного обтекателя ГБ. В нижней части этого головного обтекателя выполнен люк сброса газового компонента. Техническим результатом изобретений является обеспечение повышенной чистоты ГБ и, одновременно, его теплового режима в составе ракеты-носителя до отвода башни обслуживания. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к средствам управления параметрами окружающей среды и может применяться на существующих ракетах-носителях «Союз», «Зенит-3 SL» (морской старт), «Протон» и др. Предлагаемый способ включает циклические подачу газа в головной блок (ГБ) и выброс его из ГБ. При этом начинают подачу газа в верхнюю часть ГБ и выброс его из нижней части. Попеременно меняют направление потока газа на противоположное, причем на последнем цикле, после получения заданной чистоты газа, его подают в верхнюю часть ГБ, а выброс осуществляют из нижней части. В ГБ поддерживают избыточное давление газа. Предлагаемое устройство содержит фильтр, средства подачи газа в ГБ, термостатирующие элементы. В него введен элемент управления направлением потока газа, соединенный с термостатирующими элементами и с клапанами сброса газа, приборы контроля чистоты газа, установленные на газоводах. Клапаны сброса соединены газоводами с верхним и нижним рассекателями газового потока ГБ. На торец ГБ установлена крышка. Технический результат изобретения состоит в обеспечении повышенной чистоты ГБ, при исключении проникновения в него неочищенного атмосферного воздуха, с одновременным обеспечением теплового режима данного ГБ, в повышении пожаровзрывобезопасности и влагозащищенности ГБ. 2 н.п.ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетной и космической технике. Устройство для управления обтеканием гиперзвукового летательного аппарата содержит носовую часть 1 и центральную и дополнительные аэродинамические иглы 3, выполненные в виде тонких цилиндрических стержней. В носовой части летательного аппарата выполнены каналы для хранения и подачи аэродинамических игл. Один из каналов расположен на оси симметрии, а остальные - на расстоянии от оси симметрии и равномерно по окружности с центром на оси симметрии. Каждый из каналов снабжен механизмом подачи аэродинамических игл навстречу набегающему потоку с возможностью выдвижения каждой из игл на определенную длину для составления специальной конфигурации набора аэродинамических игл, необходимой для совместной их работы по управлению обтеканием гиперзвукового летательного аппарата. Изобретение обеспечивает неизменную координату центра давления гиперзвукового летательного аппарата, снижение силы лобового сопротивления и создание управляющих усилий и моментов для маневрировании в атмосфере. 4 ил.

Изобретение относится к средствам обеспечения жизнедеятельности экипажа космического аппарата. Предложенная система содержит емкость многоразового использования для питьевой воды, жесткий корпус которой имеет внутри герметичную подвижную перегородку (в виде сильфона). Емкость соединена трубопроводами с источниками питьевой воды и газа и с потребителем питьевой воды. В корпусе установлен поршень, образующий с одним из днищ корпуса полость для питьевой воды, а с противоположным днищем корпуса и указанной перегородкой - герметичную промежуточную полость. В последнюю помещены сменные патроны с поглотителем утечек через уплотнение поршня. Полость между герметичной перегородкой и указанным противоположным днищем (внутренняя полость сильфона) сообщена с источником газа, который служит для дыхания потребителей питьевой воды. Техническим результатом изобретения является обеспечение хранения и расхода питьевой воды в невесомости, без использования специального газа наддува, при защищенности стенок емкости и воды от загрязнений (микроорганизмами). 1 з.п. ф-лы, 1 ил.