Космические летательные аппараты: ..предохранительные и аварийные устройства, средства спасения жизни – B64G 1/52

Изобретение относится к космической технике и касается открытия и закрытия отверстия в бленде, которая обеспечивает защиту оптико-электронной аппаратуры космических аппаратов (КА) от воздействия внешних тепловых и световых факторов. Узел крышки светозащитного устройства КА содержит основание с электроприводом и механизм аварийного открытия крышки с пирочекой. Узел также снабжен подпружиненным цилиндрическим стаканом, который установлен на корпусе электропривода с возможностью вертикального перемещения. Подпружиненный стакан взаимодействует со штоком пирочеки механизма аварийного открытия крышки, установленной неподвижно на основании. На выходной вал электропривода установлен кронштейн с вилкой для связи крышки с выходным валом электропривода. В вилке кронштейна смонтирована вращающаяся подпружиненная защелка, имеющая рычаг, который с одной стороны взаимодействует с подпружиненным стаканом, а с другой стороны своей цилиндрической контактной поверхностью, расположенной соосно оси вращения защелки, - с плоской контактной поверхностью подпружиненного штока фиксатора, установленного на крышке. Усилие, развиваемое пружиной защелки, направлено в сторону запирания защелки. Достигается расширение эксплуатационных возможностей узла крышки светозащитного устройства космического аппарата. 8 ил.

Изобретение относится к ракетной технике. Блок тяги жидкостного ракетного двигателя содержит раму, камеру сгорания с соплом и устройство защиты блока тяги, имеющее донные экраны. Устройство защиты блока тяги дополнительно оснащено устройством тепловой защиты рамы, выполненным в виде устройства охлаждения стенки камеры сгорания с каналами в ней, сообщающимися с каналами подачи одного из компонентов топлива к форсуночной камере. Достигается повышение надежности блока тяги жидкостного ракетного двигателя. 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкциях хвостовых отсеков блоков ракет-носителей для их защиты от газодинамического воздействия работающего двигателя. Донная защита хвостового отсека блока ракеты-носителя содержит четыре подвижных сферических кольцевых экрана, установленных на поворотных камерах сгорания двигателя ракеты-носителя, неподвижный экран с отверстиями для прохода камер сгорания, закрепленный на раме двигателя, гибкую пластину, установленную между подвижными сферическими и плоским неподвижным экранами. Гибкая пластина выполнена в виде тонкого упругого кольца из титанового сплава профилированного сечения с углом конической части, в исходном состоянии большим аналогичного угла в составе двигателя. Упругое кольцо содержит радиальные резы и контактирует со сферическим кольцевым экраном наружной стороной своей отбортовки в подпружиненном состоянии. Достигается повышение вибро- и теплозащиты хвостового отсека. 2 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к ракетной технике. Возвращаемый аппарат космического корабля содержит капсулу (1), соосный ей ракетный двигатель твердого топлива (2) с соплами (3), расположенными под углом к продольной оси, переходник (4), посредством которого ракетный двигатель твердого топлива (2) соединен с капсулой (1). На капсуле (1) под переходником (4) размещены системы (5) космического корабля. Переходник (4) выполнен из двух секций (6) и (7), соединенных друг с другом узлом смещения (9) и стопорно-фиксирующим устройством (8). Узел смещения (9) снабжен силовым приводом (10). Секция (6), соединенная с ракетным двигателем твердого топлива (2), снабжена устройством его фиксации (11) в смещенном положении. Сопла (3) ракетного двигателя твердого топлива (2) в своем критическом сечении могут быть снабжены сбрасываемыми вкладышами (12). Секция (6) переходника (4), соединенная с ракетным двигателем твердого топлива (2), может быть установлена с возможностью смещения в положение, соответствующее прохождению оси ракетного двигателя твердого топлива (2) через центр масс (16) возвращаемого аппарата. Силовой привод (10) и стопорно-фиксирующее устройство (8) являются механизмами однонаправленного действия. На ракетном двигателе твердого топлива (2) между соплами (3) может быть размещено дополнительное сопло с пиротехнической заглушкой (17). Достигается снижение стартового веса космического корабля. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к сфере эксплуатации ракет с многодвигательной установкой первой ступени. Эта двигательная установка может состоять из центрального двигателя и двух боковых, расположенных в одной плоскости (напр., в плоскости рыскания ракеты). В случае отказа (без взрыва) одного из боковых двигателей в процессе подъема ракеты остальные двигатели или их часть переводят в форсированный режим работы. Стабилизируют ракету в вертикальном положении до заданной высоты подъема. Затем разворачивают ракету по крену до совмещения плоскости расположения двигателей с плоскостью ее выведения в безопасную зону. При этом аварийный двигатель ориентируют в сторону набегающего потока. Угловые параметры отклонения ракеты в направлении выведения к моменту окончания участка старта удерживают в пределах допустимых, из условия обеспечения дальнейшей ее стабилизации, значений. Для обеспечения безударного выхода камер из углублений в стартовом столе боковые двигатели до старта устанавливают с одинаковым угловым наклоном в сторону от продольной оси ракеты. Относительно данной оси камеры фиксируют в нулевом положении, а снятие фиксации производят в момент начала движения ракеты. При этом продольные оси боковых камер совмещаются, с момента их выхода из углублений, с продольными осями боковых двигателей. Технический результат изобретения состоит в повышении безопасности старта ракеты в случае аварии (без взрыва) многодвигательной установки ее первой ступени. 1 з.п. ф-лы.

Изобретения относятся к ракетно-космической технике и могут быть использованы для повышения эффективности защиты элементов поверхности космических аппаратов и орбитальных пилотируемых станций от загрязнения контаминантами, т.е. продуктами неполного сгорания ракетного топлива. Способ основан на выносе контаминантов потоком газа, сформированным коаксиально расположенными, охватывающими сопло двигателя защитными экранами, и их сборе. Последний производят на планшете, установленном у кромки внешнего защитного экрана в периферийной зоне струи двигателя. Контаминанты фиксируются на контрольной пластине и фиксирующих элементах планшета, а также других однотипных планшетах, размещенных в выбранных для контроля загрязнений зонах поверхности аппарата или станции. При этом осуществляют селективное пьезоэлектрическое преобразование параметров контаминантов в электрические сигналы, которые передают на Землю по каналам бортовой радиотелеметрической системы. Устройство для осуществления способа содержит указанные защитные экраны, планшеты и селективные пьезоэлектрические датчики, установленные на планшетах, размещенных в выбранных для контроля загрязнений зонах поверхности аппарата или станции. Выходы этих датчиков подключены ко входам штатной бортовой телеметрической системы. Технический результат изобретений состоит в повышении надежности и оперативности контроля загрязнений элементов поверхности космических аппаратов и орбитальных станций. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к предохранительным устройствам космических аппаратов. Светозащитное устройство содержит раму (1), крышку в виде двух створок (2), связанных с узлами их вращения, два механизма фиксации, электропривод, датчик угла поворота, механизм аварийного открытия створок и упоры-ограничители (17) крайних положений створок. Датчик угла поворота установлен с зазором в экранированном корпусе и выполнен в виде ротора (9). Вал ротора одним концом взаимодействует с валом электропривода, а другим - с двуплечим рычагом (12) шарнирно-рычажного механизма (ШРМ). ШРМ содержит также тяги (13), пружинные компенсаторы (14), управляющие рычаги (15). Ротор (9) снабжен магнитами, взаимодействующими с герметичными контактами на экранированном корпусе. Пружина компенсатора (14) размещена между двумя конусными наконечниками, конусные поверхности которых взаимодействуют с корпусом компенсатора (14), с соединительным элементом и с ответными конусными поверхностями на крепежных элементах. Валы механизмов аварийного открытия створок одним концом состыкованы с выходными валами ШРМ, а другим взаимодействуют с активными рычагами створок (2) для связи с узлами их вращения. Эти рычаги взаимодействуют, в свою очередь, с упорами (17), входящими в состав данных узлов вращения. С упорами (17) в составе узлов вращения, расположенных с другой стороны створок, взаимодействуют пассивные рычаги створок. Техническим результатом изобретения является повышение надежности снегозащитного устройства космического аппарата, имеющего длительный срок активного существования (не менее 5 лет), большое количество циклов открытия-закрытия створок крышки (порядка 10⁵) при значительных размерах крышки (диаметр не менее 2 м). 6 ил.

Изобретение относится к предохранительным устройствам космических аппаратов, используемым для защиты оптико-электронной аппаратуры от воздействия тепловых и световых факторов. Створка содержит панель и элементы крепления. Панель выполнена в виде двух замкнутых трубчатых каркасов, жестко связанных между собой. Внутренняя полость каркасов имеет два слоя пакетов экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ), между которыми натянута сеть, закрепленная на трубчатых каркасах. Пакеты ЭВТИ связаны между собой и с сетью в отдельных точках. Трубчатый каркас и пакеты ЭВТИ покрыты облицовочной тканью с оптическими коэффициентами. Конструкция створки крышки в 8,4 раза легче изделия-прототипа. Техническим результатом изобретения является снижение массы светозащитного устройства. 4 ил.

Крышка предназначена для защиты солнечных батарей при наземной эксплуатации космических аппаратов различного назначения. Устройство (технологическая крышка), закрепленное на солнечной батарее космического аппарата содержит кожух с элементами крепления к каркасу солнечной батареи. Кожух закрывает в плане фотоэлектрические преобразователи солнечной батареи. Кожух выполнен корытообразной формы. Борта кожуха контактируют с каркасом солнечной батареи. На днище кожуха со стороны фотоэлектрических преобразователей солнечной батареи закреплены оптические импульсные электрические излучатели. Последние размещены в ячейках, образованных закрепленными на днище кожуха взаимно пересекающимися ребрами. Ребра перпендикулярны наружной поверхности фотоэлектрических преобразователей. На обращенных к фотоэлектрическим преобразователям торцах ребер закреплены накладки, выполненные из эластичного материала (например, резины). Технический результат: обеспечение проверки работоспособности фотоэлектрических преобразователей солнечных батарей и контроля целостности цепей съема энергии с них при проведении контрольных включений космического аппарата на техническом комплексе космодрома. 6 ил.

Изобретение относится к методам и средствам защиты космических аппаратов (КА) от столкновения с объектами естественного и искусственного происхождения различной массы и степени дисперсности. Способ заключается в том, что в направлении потенциально опасных объектов перед КА направляют экран, который выполняют в виде твердого тела малой плотности. Экран выдувают газом из полимерного материала с малым временем затвердевания в условиях вне защищаемого КА. Полимерный материал или его смесь с указанным газом обладают свойством детонации при столкновении с опасными объектами. Габаритные размеры и массу экрана выбирают достаточными для разрушения указанных объектов и отклонения их фрагментов от КА. В направлении опасных объектов может быть направлено, при необходимости, несколько экранов необходимой массы и габаритных размеров. Экраны могут формироваться непосредственно перед отделением от КА из вспененного полимерного материала или аэрогеля путем вспенивания жидкого полимерного материала или выдувания порошкообразного компонента газом. Техническим результатом изобретения является обеспечение многократной и эффективной защиты КА от столкновений с потенциально опасными объектами и их группами при минимальной массе используемых для этого средств. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к методам и средствам защиты от систем противокосмической обороны, оснащенных преимущественно инфракрасными системами обнаружения и наведения. Оно может быть использовано для защиты отделяемых ступеней баллистических ракет, искусственных спутников Земли, спускаемых космических аппаратов. Способ предусматривает использование набора теплоизолированных друг от друга экранов, охлаждаемых до различных температур. Эти экраны последовательно сбрасывают так, чтобы обеспечить минимальный тепловой контраст как по отношению к фону окружающей среды, так и к подстилающей поверхности на разных участках траектории полета. Последний экран сбрасывают после входа космического объекта в плотные слои атмосферы, по исчезновении плазменного свечения от его поверхности. Техническим результатом изобретения является повышение надежности защиты космического объекта на всей траектории его полета и расширение области возможного применения. 1 ил.

Изобретение относится к технологии получения ультралегких развертывающихся космических структур, в частности, к многослойным стенкам из надувных и отверждаемых структур gossamer. Многослойная стенка содержит слой композитного материала (1), отверждаемый полимеризацией. С внутренней стороны он содержит слой (2), непроницаемый для газов. С наружной стороны находится, по меньшей мере, один защитный и антиадгезионный слой (3). Наружный слой (3) частично проницаем для газов и не проницаем для жидкой и вязкой фаз основного материала указанного композитного материала (1). Изобретение обеспечивает на фазе падения давления удаление воздуха, захваченного между разными слоями многослойной стенки. 20 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к защитным устройствам космических кораблей, применяемым, в частности, при аварийной взрывоопасной ситуации. Система, согласно изобретению, содержит теплоизолированный секционный топливный бак с охладительным контуром, закольцованные топливопроводы к двигателям, сливной трубопровод, предохранительные и противовзрывные клапаны. Данные клапаны выполняют автоматический сброс топлива из аварийных секций бака в сливной трубопровод. Кроме этого, предусмотрены обтекатель и рассекатели воздушного потока. Обтекатель выполнен бронированным, а указанные рассекатели - в виде бронированных штырей на днище топливного бака. Данные элементы обеспечивают защиту топливного бака от попадания в него посторонних предметов и воздействия интенсивных воздушных волн, которые могут возникнуть при старте космического корабля и при его входе в плотные слои атмосферы. Технический результат изобретения направлен на повышение надежности защиты топливного бака космического корабля от факторов, вызывающих опасность взрыва при старте корабля и его вхождении в плотные слои атмосферы. 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для защиты хвостовых отсеков ракет-носителей от газодинамического воздействия струй работающих двигателей. Защита согласно изобретению содержит подвижный кольцевой экран со сферической поверхностью, установленный на поворотной камере сгорания двигателя ракеты-носителя, неподвижный экран и щелевой зазор между экранами. При этом неподвижный экран выполнен в виде торцевой сферической поверхности корпуса хвостового отсека, образованной радиусом из центра вращения поворотной части двигателя. Подвижный кольцевой экран выполнен с перекрытием неподвижного экрана по его сферической поверхности. Указанный щелевой зазор расположен в зоне перекрытия сферических поверхностей экранов, обеспечивая изменение направления движения воздействующих на отсек газов от работающего двигателя. Технический результат изобретения состоит в снижении массы донной защиты и повышении надежности и эффективности ее функционирования. 2 ил.

Изобретение относится к способам обеспечения защиты элементов конструкций ракетно-космической техники (РКТ) от вредного воздействия факторов внешней среды. Изоляционное тепловлагозащитное покрытие элементов ракетно-космической техники выполнено в виде многослойного пакета и состоит из слоя эластичного резинового материала, выполненного с отверстиями и краевыми каналами для предварительного крепления к защищаемому элементу при создании вакуума в них, слоя резинового материала с отверстиями для откачивания газа и ребрами жесткости для окончательного крепления к защищаемому элементу, предварительно вакуумированного резинового слоя с перегородками, демпфирующего теплозащитного слоя с наполнителем и внешнего металлизированного покрытия. Обеспечивается эффективная защита важных элементов конструкций ракетно-космической техники от воздействия факторов внешней среды при длительных сроках эксплуатации. 1 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.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании искусственных спутников и других космических аппаратов. Предлагаемый приборный отсек (ПО) имеет корпус, выполненный из сотопанелей. На корпус посредством кронштейнов установлена термостатированная плита полезной нагрузки. Аппаратура ПО устанавливается на сотопанелях и размещается преимущественно внутри приборного отсека. Сотопанели имеют вентиляционные отверстия лабиринтного типа и технологические отверстия для ввода (вывода) конструктивных элементов: штанг, межблочных трубопроводов, пучков кабелей и т.п. Зазоры между сотопанелями корпуса ПО, между ПО и термостатированной плитой полезной нагрузки, между краями технологических отверстий и указанными конструктивными элементами - экранированы оптически непрозрачным элементом. Этот элемент выполнен из материала с электропроводящим слоем, обеспечивающим электрогерметичность ПО. В экранирующем элементе также выполнены вентиляционные отверстия лабиринтного типа. Техническим результатом изобретения является повышение защищенности аппаратуры в ПО от электромагнитного излучения, паразитных токов и воздействия заряженных частиц природного и техногенного происхождения (например, магнитосферной плазмы и струй электроракетных двигателей). 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к противопожарной технике и может быть использовано при разработке технических решений по тушению пожаров в обитаемых гермоотсеках космических летательных аппаратов (КЛА) на всех этапах их эксплуатации. Целью изобретения является повышение пожарной безопасности обитаемых гермоотсеков КЛА на всех этапах их эксплуатации, повышение экологической устойчивости гермоотсека при использовании огнетушащих веществ, а также экономия огнетушащего вещества и снижение массы системы пожаротушения. Способ включает подачу огнетушащего вещества и прекращение конвективного газообмена в гермоотсеке. Логика работы системы противопожарной защиты состоит в следующем: в случае возникновения пожара при ускорении, меньшем предельно допустимого для горения наиболее горючего материала, прекращают конвективный газообмен в гермоотсеке, а при ускорении, равном или большем упомянутого ускорения, осуществляют только подачу огнетушащего вещества, при этом ускорение силы тяжести измеряют внутри гермоотсека на максимальном расстоянии от центра масс космического летательного аппарата. 1 ил., 1 табл.

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.

Изобретение относится к устройствам для предохранения космических аппаратов от неблагоприятных внешних воздействий и может быть использовано при их запусках боевыми ракетами морского базирования. Предлагаемое устройство содержит корпус, плиту для крепления космического аппарата и платформу для крепления корпуса с плитой к ракете. Корпус представляет собой незамкнутую с большого и малого торцов и подкрепленную по ним шпангоутами оболочку. Оболочка корпуса выполнена в виде, например, эллиптического ступенчатого конуса из композиционного материала, например стеклопластика. Шпангоут ее малого торца выполнен из металла и за счет уплотнения резиновым кольцом герметично заглушен пробкой. Пробка зафиксирована в упомянутом шпангоуте резьбовой втулкой. Шпангоут большого торца оболочки образован за счет увеличения толщины оболочки. На наружную поверхность оболочки нанесено теплозащитное покрытие заданной толщины. Между большим торцом оболочки и плитой размещена с необходимой деформацией малоупругая пылевлагозащитная прокладка. Корпус и проходы через плиту в его внутреннюю полость выполнены герметичными. В плите выполнено отверстие в виде жиклера. Жиклер защищен фильтром. Изобретение позволяет обеспечить защиту орбитального космического аппарата от внешних эксплуатационных воздействий без переоборудования боевой ракеты морского базирования. 8 з.п. ф-лы, 8 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 методам и средствам защиты космических летательных аппаратов от средств нападения, преимущественно перед входом в верхние слои атмосферы. Предлагаемый способ заключается в том, что перед космическим объектом (КО) на минимально допустимом расстоянии от него развертывают защитный экран в направлении возможного использования средств нападения. Перекрывают экраном зону досягаемости КО указанными средствами и сообщают экрану скорость и траекторию полета, близкие к скорости и траектории полета КО. Защитный экран в сложенном виде закрепляют краями на поверхности КО, а перед зоной досягаемости средств нападения сообщают этим краям ускорение с составляющими вдоль и в сторону от траектории движения КО. Тем самым обеспечивается развертывание защитного экрана, который выполняют в виде пространственно разнесенных поражающих элементов. Данные элементы соединяют друг с другом гибкими средствами крепления на расстояниях, меньших геометрических размеров средств нападения. Технический результат изобретения заключается в расширении области его применения. 1 ил.

Изобретение относится к методам и средствам защиты космических летательных аппаратов от систем противокосмической обороны, преимущественно оснащенных средствами самонаведения, работающими в инфракрасном диапазоне. Оно может использоваться для многоразовых космических кораблей, гиперзвуковых самолетов, головных частей ракет, спускаемых космических аппаратов и т.д. Предлагаемый способ предусматривает создание вокруг космического объекта (КО) защитного экрана, охлаждаемого до температуры фона окружающей среды функционирования КО. В качестве защитного экрана используют внешний слой корпуса КО. Охлаждение экрана осуществляют путем подачи в зазор между оболочкой обтекателя, под который устанавливают КО на ракете-носителе, и внешним слоем корпуса КО паров жидкого азота с температурой 77К. Технический результат изобретения заключается в расширении области применения и повышении эффективности способа. 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 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.

Изобретение относится к терморегулированию объектов ракетно-космической техники и может быть использовано в период предстартовой подготовки ракетного блока (РБ) в процессе проверки бортовой аппаратуры его приборного отсека. Предлагаемый способ включает первоначальный вдув термостатирующей среды в РБ при отключенных источниках тепловыделения термостатируемого объекта. При этом измеряют температуру поверхности данного объекта и температуру газовой среды в нем в период до достижения установившихся значений указанных температур. По установившемуся значению температуры поверхности определяют эффективную температуру газовой среды. Затем повторно вдувают в РБ термостатирующую среду с температурой, не равной эффективной, повторяя вышеуказанные операции. По измеренным значениям температуры поверхности объекта, с учетом его массы и теплоемкости, определяют параметр теплопередачи от среды к объекту, а также устанавливают зависимость количества тепла, снимаемого с поверхности объекта, от температуры его поверхности. Сравнивают это количество тепла с внутренним тепловыделением. При значениях данного количества тепла, больших или равных количеству тепла, выделяемого объектом, и температуре поверхности, меньшей или равной допустимой, фиксируют соответствующие эксплуатационные параметры вдува среды на входе в РБ. Технический результат изобретения состоит в повышении точности определения количества тепла, снимаемого с термостатируемого объекта, а вследствие этого и эксплуатационных параметров вдува термостатирующей среды, обеспечивающих оптимальные тепловые режимы объекта. 5 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к устройствам сброса компонентов из ракетных разгонных блоков. Устройство сброса газа из ракетного разгонного блока содержит две трубы, соединенные между собой переходником. Согласно первому варианту изобретения крепление переходника упомянутых труб выполнено на межбаковой ферме ракетного разгонного блока. При этом свободный конец каждой из труб закреплен на упомянутой межбаковой ферме с помощью опоры. Опора имеет в своем составе цилиндрическую направляющую, внутри которой размещен переходный элемент трубы с наружной сферической поверхностью. Согласно второму варианту изобретения, крепление переходника упомянутых труб выполнено на нижнем днище бака окислителя ракетного разгонного блока. В состав каждой из труб введен компенсатор угловых перемещений. При этом свободный конец каждой из труб закреплен на межбаковой ферме ракетного разгонного блока с помощью опоры. Опора имеет в своем составе штырь со сферой и ограничитель. Сфера штыря помещена в канал переходного элемента трубы. Ось канала переходного элемента расположена перпендикулярно продольной оси переходного элемента. Ограничитель препятствует выходу сферы штыря из канала переходного элемента трубы. Изобретение позволяет уменьшить относительные перемещения мест крепления устройства сброса газа и тем самым снизить его массу. 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к устройствам сброса компонентов из ракетных разгонных блоков. Согласно изобретению, устройство сброса газа из ракетного разгонного блока содержит две симметричные трубы, соединенные между собой переходником. При этом на выходах симметричных труб установлены решетчатые сопла. Изобретение позволяет уменьшить разность тяг на выходах из труб устройства сброса газа и тем самым снизить возмущения, действующие на ракетный разгонный блок при сбросе из него газообразного компонента. 2 ил.

Изобретение относится к предохранительным устройствам космического аппарата и может быть использовано для защиты внутренних полостей его бортовых магистралей от внешних воздействий после отстыковки наземной части разъемного соединения. Предлагаемое устройство содержит крышку с эластичным уплотнением и установленной в ее центре опорой, а также привод крышки в виде шарнирно закрепленного цилиндра и подпружиненного штока, несущего на конце ролик. Ролик взаимодействует своей сферической поверхностью с закрепленным на плите сегментом. Цилиндр снабжен сферой, толкателями, опорным выступом и ограничителем. Сфера установлена в ответном сферическом отверстии опоры. Толкатели подпружинены, размещены на свободном конце цилиндра и взаимодействуют с крышкой своими сферическими законцовками. Опорный выступ может взаимодействовать с опорой при открытом положении крышки и расположен на цилиндре с другой стороны от толкателей, по отношению к сфере. На поверхности штока выполнен паз, с которым взаимодействует ограничитель на наружной поверхности цилиндра. Шток выполнен с возможностью принудительного перемещения со стороны свободного торца цилиндра. Крышка снабжена скобой, контактирующей с наружной поверхностью цилиндра. Опора установлена на крышке с возможностью регулировки положения ролика относительно сегмента при закрытом положении крышки. При этом крышка может взаимодействовать с ответной плите частью разъемного соединения. Технический результат изобретения состоит в повышении надежности устройства, удобства при его эксплуатации и снижении веса. 6 ил.

Изобретение относится к средствам и методам защиты космических аппаратов преимущественно от микрометеоритных и техногенных частиц при долговременных орбитальных полетах. Предлагаемое защитное покрытие содержит прослойку из пористого материала, заполненную водяным льдом или водо-ледяной смесью. Способ создания покрытия состоит в том, что после выведения космического аппарата на орбиту указанную прослойку заполняют водой, прогревая при заполнении до температуры, большей температуры замерзания воды. Устройство для создания защитного покрытия включает в себя источник воды и насос, соединенный трубопроводами с бортовым источником воды и пористой прослойкой. В этой прослойке размещены нагреватели, датчики температуры и количества воды, подключенные к блоку автоматики, управляющему работой нагревателей и насоса. Технический результат изобретения состоит в повышении защитных свойств покрытия, в снижении массовых затрат и увеличении внутреннего полезного объема космического аппарата за счет возможности хранения запасов воды снаружи аппарата и их использования в качестве защитного покрытия. 3 н.п. ф-лы. 1 ил.