Наземное оборудование для космических кораблей, например стартовые установки, оборудование для заправки топливом – B64G 5/00

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для заправки топливом двигателя ракеты-носителя. Устройство для заправки топливом двигателей ракеты-носителя содержит наземный модуль с наземным каналом, наземным клапаном, наземной плитой, двумя коаксиальными наземными проходами, бортовой модуль с бортовым каналом, бортовым клапаном, бортовой плитой с бортовым проходом, двумя бортовыми коаксиальными проходами, систему гидравлического соединения между бортовым модулем и наземным модулем, две камеры, две кольцевые камеры, механическую запорную систему с вилкой отсоединения и запорный палец между наземной и бортовой плитами. Изобретение позволяет исключить замену или ремонт системы соединения бортового и наземного модулей в случае отмены пуска. 11 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к наземным проверкам космических аппаратов (КА) и их подготовке к штатной эксплуатации. Способ заключается в проведении включения и выключения КА, в т.ч. бортовых источников его электропитания, в частности аккумуляторных батарей (АБ). Перед включением КА к АБ подключают наземные стабилизированные источники электроэнергии, а после выключения КА дополнительно контролируют токи подзаряда АБ от указанных источников. По этим токам судят о штатном завершении процесса выключения КА. Кроме того, по величине токов подзаряда оценивают величину токов утечки АБ в выключенном состоянии КА, которая не должна превышать заранее заданной величины. Техническим результатом изобретения является повышение надежности и расширение функциональных возможностей процесса электрических проверок КА. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к космической технике. Устройство для проверки пульта космонавта включает в себя одноплатный компьютер VME VP9, операционную панель, рабочую консоль, источники питания. Дополнительнов устройство введены интерфейсная система и видеоинформационная система, а в компьютере VME VP9 реализовано программно-математическое обеспечение, выполненное с возможностью реализации загрузки аппаратной конфигурации устройства, проверки физического наличия устройств, организации программного интерфейса для проверки по каналу MIL 1553 В, организации обмена между интерфейсной системой и пультом космонавта, организации обмена между программно-математическим обеспечением и интерфейсной системой, функционирования видеоинформационной системы, проверки аналоговых и дискретных параметров, например, таких как «Ph2o». Решение направлено на сокращение времени проверки пульта космонавта. 5 ил.

Изобретение относится к космонавтике и может быть применено для обеспечения безопасности Земли от столкновения с опасным космическим телом. Центр обеспечения управления системы астероидной безопасности, размещенный на Земле, содержит средства связи и управления, оптическую и радиолокационную аппаратуру контроля и наблюдения с измерительными и телематическими приборами, три и более лунных летательных аппарата, выполненных в лунном, грузовом, пилотируемом вариантах, пять и более летательных топливных заправщиков, стартово-посадочный комплекс с заправочным комплексом, двумя и более взлетно-посадочными полосами, заводом жидкого водорода, средствами радиационной безопасности. Изобретение позволяет повысить астероидную безопасность Земли. 3 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к наземным имитационным испытаниям космических аппаратов (КА), а именно многозвенных маложестких механических систем изделий космической техники. Устройство для обезвешивания многозвенной механической системы КА содержит закрепленные на КА поворотные секции, расположенные в плане над соответствующими звеньями механической системы и связанные с ними посредством регулируемых пружин обезвешивания, трансформируемую опорную конструкцию из горизонтальных несущих штанг с кронштейнами, поворотные секции. Наименее удаленная от КА несущая штанга закреплена на КА, а наиболее удаленная от КА несущая штанга посредством опорной стойки опирается на пол помещения. Трансформируемая опорная конструкция снабжена фиксаторами взаимного положения несущих штанг, несущие штанги снабжены Г-образными упорами, опирающимися на пол помещения, кронштейны размещены на несущих штангах с возможностью взаимодействия и фиксации с поворотными секциями в их наиболее удаленных от космического аппарата концах. КА с закрепленным на нем устройством для обезвешивания многозвенной механической системы устанавливают на место проведения испытаний, проводят установку и фиксацию необходимой конфигурации опорной трансформируемой конструкции в горизонтальной плоскости, последовательно фиксируют положения поворотных секций системы обезвешивания в горизонтальной плоскости. Изобретение позволяет повысить функциональные и эксплуатационные характеристики устройств для испытаний многозвенных маложестких механических систем изделий космической техники. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к наземным испытаниям электротехнических систем космических аппаратов (КА). Способ состоит в проведении включения и выключения КА, в т.ч. подключения к КА (10) или отключения от него имитаторов солнечных (8) и аккумуляторных (9) батарей. Имитаторы связаны с КА, соответственно, через соединители (2-1, 3-1) и (5-1) с коммутатором (5-3), а также - через стабилизированный преобразователь напряжения (4). Питание имитаторов (8, 9) осуществляется от промышленной сети через кабели (8-1) и (9-1). При этом солнечная батарея (1), как правило, отстыкована от КА (соединители 2 и 2-1, 3 и 3-1 разомкнуты). Аккумуляторная батарея (5) со стороны своего плюса отсоединена (соединители 5-2 и 5-1 разомкнуты) от зарядного (6) и разрядного (7) преобразователей. К КА (10) подключен автоматизированный испытательный комплекс (11) с заложенными в него циклограммами различных электрических проверок КА и его включения-выключения. В ходе проверок производят контроль поставленных на слежение параметров, в т.ч. выходного тока имитаторов (9). Величина данного тока служит дополнительным свидетельством о факте включения и выключения КА. Техническим результатом изобретения является повышение надежности и расширение функциональных возможностей процесса электрических проверок КА. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к колонизации космических объектов (КО). Космический корабль (КК) содержит посадочный (модуль длительно действующей базы (ДДБ)) (ПМ) и взлётный модули (ВМ). ПМ содержит посадочные устройства, гермоотсек с системой обеспечения экипажа, исследовательским оборудованием и устройствами автономного или буксировочного перемещения по поверхности КО, герметичный отсек с системой стыковки и перевода взлётного модуля в стартовое положение, топливные баки для дозаправки взлётного модуля, средства стыковки с ДДБ. ВМ содержит поворотные ЖРД. ВМ и ПМ соединены переливными топливными магистралями. Производят мягкую посадку в ручном или автоматическом режиме КК на КО в горизонтальном положении с помощью бортовой ЖРД ПМ с использованием топлива ВМ, и двигателей ВМ, дозаправляют ВМ топливом из ПМ, переводят ВМ в стартовое положение, производят отлёт ВМ, вводят ПМ в состав ДДБ. Изобретение позволяет расширить эксплуатационные возможности ПМ. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической отрасли, а именно к наземному вспомогательному оборудованию. Грузовой макет ракетоносителя содержит последовательно соединенные между собой секции-имитаторы первой, второй, третьей ступени ракеты и головного блока, имитаторы задней и передней крышки, присоединенные к секции-имитатору третьей ступени, комплект грузов, монтируемых на указанных секциях для имитации центро-массовых характеристик, комплект опор-подставок для хранения секций и вспомогательные приспособления. Каждая из секций-имитаторов ступеней ракеты и головного блока выполнена в виде сварной металлоконструкции, состоящей из трубчатых ферм с присоединенными к ним обечаечными опорами для размещения секций на ложементах монтажно-стыковочных тележек при транспортировании либо на опорах-подставках при хранении. Секция-имитатор первой ступени снабжена цилиндрической платформой, на наружном торце которой размещены четыре кронштейна, выполненные в виде пят сферической формы, обеспечивающие опирание собранного макета о кольцо транспортно-установочного агрегата. На трубчатых фермах каждой из секций-имитаторов ступеней ракеты расположены узлы, выполненные в виде опорных осей со съемными болтами и шайбами на концах для навешивания на них соответствующих грузов-имитаторов веса. Достигается повышение эксплуатационных свойств грузовых макетов космических ракет и уменьшение габаритных размеров площадок для хранения секций макета. 3 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относятся к космической промышленности. Мобильная башня обслуживания летательных аппаратов содержит подвижные опоры, несущие металлоконструкцию в виде пространственной фермы с подвижными и неподвижными площадками обслуживания и с расположенными с противоположных сторон большими и малыми воротами. Пространственная ферма выполнена с боковыми частями, соединенными между собой верхней силовой частью и средней силовой частью, разделяющей нижний проход для горизонтально расположенного летательного аппарата и верхний проход для головной части летательного аппарата. На боковые части оперт мостовой кран. Достигается упрощение обслуживания летательного аппарата перед его стартом и снижение металлоемкости конструкции башни. 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Технический комплекс содержит комплекты оборудования, которые позволяют выполнять в монтажно-испытательном комплексе космодрома технологические операции по приему, техническому и технологическому обслуживанию и предпусковой подготовке составных частей ракеты носителя, их тестированиям, сборке, испытательным операциям, установке космической головной части на ракету-носитель, перегрузке собранной ракеты-носителя на транспортно-установочный агрегат и подготовке к вывозу на стартовый комплекс. Повышается надежность и расширяется диапазон возможностей технического комплекса. 1 ил.

Технический комплекс космодрома предназначен для выполнения технологических операций по приему составных частей ракеты-носителя, ее сборке, испытаниям, стыковке с космической головной частью, индивидуальной и совместной проверке ракеты-носителя с космической головной частью, перегрузке собранной и проверенной ракеты носителя на транспортно-установочный агрегат и подготовке к вывозу на стартовый комплекс. Расширяется диапазон возможностей технического комплекса. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для отвода коммуникаций с разъемными соединениями от борта ракеты. Устройство содержит основание, шарнирно закрепленную на основании стрелу с возможностью поворота в горизонтальной плоскости, две шарнирно установленные рамы на конце стрелы, привод стрелы, систему тяг и рычагов для соединения с разъемными соединениями. Рамы соединены балкой с равноплечим коромыслом с подпружиненными тягами в виде параллелограмма, между одной из рам и стрелой установлен пневмопривод с герметичным кожухом, образующим ресиверную плоскость для соединения с внутренней рабочей полостью пневмопривода. Внутри штока привода стрелы установлен второй шток со смещенным относительно направляющей поршнем для обеспечения ресиверной плоскости. На цилиндре привода стрелы симметрично установлены и соединены траверсой с первым штоком два гидротормоза. Изобретение позволяет снизить нагрузку на ракету при нахождении на стартовом столе и на начальном участке полета. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области транспортного машиностроения, в частности к транспортно-установочному оборудованию ракетного комплекса. Транспортно-установочный агрегат содержит несущую раму, опоры удержания изделия, установленные на агрегате по длине изделия, включающие поворотные стойки с установленными профильными ложементами опор для укладки изделия на стойки, прижимные устройства механизма с балансирами для удержания изделия, штатные средства подъема изделия, механизмы сведения и разведения стоек. Агрегат снабжен стрелой для укладки, фиксации, перемещения и консольного подъема изделия в вертикальное положение. Стрела агрегата выполнена в виде хребтовой балки с лонжеронами, составленной из двух балок коробчатого сечения с образованием жесткой конструкции, шарнирно закрепленной одним концом с несущей рамой с возможностью консольного поворота подъемной стрелы с изделием из горизонтального положения в вертикальное и обратно относительно несущей рамы, которая закреплена на агрегате неподвижно. На передней части несущей рамы закреплен балластный груз, а на задней части рамы установлены гидроопоры вывешивания рамы перед установкой изделия на пусковой стол, гидродомкраты подъема стрелы, проушины для шарнира консольного поворота стрелы и кронштейны с подхватами ветрового удержания изделия. Балки коробчатого сечения стрелы агрегата жестко соединены перемычками, две из которых выполнены опорными для передачи нагрузки на ходовые тележки. На стреле установлены нижняя, средняя тарированная, верхняя и верхняя тарированная опоры удержания изделия. Нижняя опора выполнена в виде двух поворотных стоек, на каждой из которых установлено по два механизма удержания, кинематически связанных между собой. Средняя тарированная опора выполнена в виде рамы, закрепленной на стреле. Верхняя тарированная опора выполнена в виде рамы с направляющими, неподвижно закрепленными на стреле, в направляющих на катках установлена тележка с возможностью перемещения относительно рамы винтовым приводом. Достигается уменьшение нагрузки от собственного веса на тонкую несущую оболочку изделия. 11 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к наземному подъемно-установочному оборудованию, и может быть использовано при подготовке ракет-носителей к пуску на высокоавтоматизированном стартовом комплексе. Устройство для подъема и удержания установщика с ракетой-носителем на пусковом столе в вертикальном положении включает раму, опертую на стартовое сооружение, стрелу, шарнирно соединенную с рамой и снабженную гидроцилиндром ее подъема и опускания, гидро- и электрооборудование. Рама выполнена в виде основания, скрепленного с бетонным стартовым сооружением, и двух продольных балок коробчатого сечения треугольной формы, соединенных между собой поперечной балкой. В продольные балки вварены бонки для крепления нижней оси гидроцилиндра подъема и опускания, а в верхних концах указанных балок выполнены проушины с отверстиями для крепления осей вращения стрелы, состоящей из двух продольных балок, хвостовой балки и поперечных балок. В продольные балки стрелы вварены бонки для крепления верхней оси упомянутого гидроцилиндра и бонки для крепления стрелы к раме. На поперечных балках стрелы установлена каретка, состоящая из собственно рамы и двух штанг, скрепленных между собой в жесткую рамную конструкцию и служащих направляющими при перемещении рамы каретки вдоль стрелы при помощи собственного гидроцилиндра, прикрепленного к проушинам стрелы и каретки. Достигается повышение надежности и расширение функциональных возможностей агрегата. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретения относятся к ракетно-космической технике, а именно к способу и к средству предстартовой подготовки и пуска ракет космического назначения, составленных из универсальных ракетных модулей. Способ подготовки и пуска заключается в том, что после установки ракеты на пусковой стол к ней подводится стойка с механизмами устройства удержания ракеты и отвода бортовых разъемных соединений с коммуникациями и стыкуется на ракете. Производят пуск с одновременным отводом стойки с механизмами устройства удержания ракеты и отвода бортовых разъемных соединений. После стыковки стойки с ракетой блокируют механизмы устройства удержания ракеты посредством рычагов, смонтированных на башне. После завершения операции заправки ракеты блокировку снимают. Отводят устройство обслуживания на безопасное расстояние, не разрывая связей «земля-борт». Перед пуском отсоединяют механизмы устройства удержания ракеты от ракеты. Устройство содержит П-образную ферменную конструкцию с двумя параллельными башнями и расположенную между башнями стойку с размещенными на ней механизмами устройства удержания и отвода бортовых разъемных соединений с коммуникациями, установленную на шатунах шарнирно-сочлененных стрел, смонтированных на башнях. Башни размещены на платформе с ходовыми тележками. Устройство удержания выполнено в виде клещевого захвата с возможностью наложения его плеч на II (III) ступени ракеты космического назначения. Башни оснащены рычагами, выполненными с возможностью блокировки плеч клещевого захвата. Достигается повышение надежности работы технологического оборудования при обслуживании ракеты-носителя перед стартом. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к устройствам отвода коммуникаций с разъемным соединением от борта ракеты. Устройство отвода коммуникаций с разъемным соединением, включающим бортовую плату и отделяемый блок, содержит каретку и патрубок с коммуникациями. Каретка снабжена приводом, а патрубок с коммуникациями снабжен механизмом запирания стыка и уравновешивающим устройством. На гибких коммуникациях предусмотрены жесткие переходники, закрепленные хомутами в кронштейне, шарнирно установленном на подвижной каретке. Концевые участки переходников выполнены под углом друг к другу. Достигается снижение нагрузок на коммуникации. 4 ил.

Изобретение относится к транспортно-установочному оборудованию универсальных стартовых комплексов космических ракетных комплексов и предназначено для подъема в вертикальное положение ракет космического назначения. Транспортно-установочный агрегат содержит раму с ракетой, подвижную платформу с опорами для закрепления ее на фундаменте, грузоподъемную стрелу с опорными устройствами, гидроцилиндры, расположенные попарно с обеих сторон стрелы. На платформе с обеих сторон стрелы шарнирно закреплены рычаги, сочлененные через нижние гидроцилиндры с платформой, а через верхние гидроцилиндры с выдвинутыми штоками - с продольными балками стрелы. Достигается увеличение грузоподъемности транспортно-установочного оборудования. 2 ил.

Устройство предназначено для защиты разъемов коммуникаций с разъемным соединением от высокотемпературной газовой струи при пуске ракеты. Устройство содержит подвижный кожух защитного сооружения с приводом его перемещения и прижимным механизмом, снабженным дренажными клапанами, при этом привод подвижного кожуха соединен с источником сжатого газа двумя трубопроводами, на одном из которых установлен нормально открытый пневматический клапан, а на другом - расходная шайба, кроме того, на трубопроводах дренажа сжатого воздуха из прижимного механизма дополнительно установлены нормально открытые пневматические клапаны. Устройство обеспечивает улучшение эксплуатационных характеристик и может быть использовано в стартовых комплексах. 6 ил.

Изобретения относятся к методам и средствам заправки-слива топлива ракетно-космической системы, применяемым на наземных стартовых комплексах. Указанная система включает в себя многоступенчатую ракету-носитель (РН) и космический разгонный блок (РБ). Бак окислителя верхней ступени РН заправляется кипящим жидким кислородом, а бак окислителя РБ - переохлажденным жидким кислородом. Для заправки обоих баков используется единая бортовая заправочно-сливная магистраль. Если сначала заправляется РН, то бак окислителя ее верхней ступени заполняют до первого промежуточного уровня, а затем подают в указанную магистраль переохлажденный кислород. При достижении в данном баке РН второго промежуточного уровня бак герметизируют и подают переохлажденный кислород в бак окислителя РБ до достижения минимального заданного уровня его заправки. Затем подают в магистраль кипящий кислород, а при достижении в баке окислителя РБ номинального расчетного уровня этот бак герметизируют и дозаправляют бак верхней ступени РН. Данный режим обеспечивает такое захолаживание элементов топливной системы, которое позволяет отказаться от использования двух магистралей заправки баков РН и РБ. В другом варианте способа сперва заправляют бак РБ. По окончании его заправки дренируют переохлажденный кислород из указанной магистрали до уровня блока клапанов подачи в магистраль кипящего кислорода. Затем заправляют кипящим кислородом бак РН по той же магистрали. Снижение прогрева кислорода в баке окислителя РБ в данном варианте заправки достигается путем оптимизации расхода переохлажденного кислорода на заправку РБ. Техническим результатом изобретений является увеличение массы выводимого полезного груза и уменьшение потерь жидкого кислорода при захолаживании соответствующих трубопроводов в процессе заправки, в любом порядке, баков окислителя РН и РБ. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается устройства и способа для многоразового вывода в космос космических объектов. Способ включает создание взлетно-посадочной полосы (ВПП) с установленной на ней оборудованной автономным приводом платформой; закрепляют на платформе самолет с ракетно-космической ступенью (РКС); устанавливают в центре ВПП площадку со стрелой. ВПП выполнена в виде кольца скоростной железной дороги с платформой в виде электровоза. Площадка установлена с возможностью вращения вокруг центра ВПП. На стреле закреплена магистраль. На площадке закрепляют лебедку для перемещения в радиальном направлении с ее помощью троса. Магистраль закреплена с тросом и присоединена к двигателям самолета. Размещают на площадке контейнер с уложенным в нем тросом и магистралью. Внутри ВПП соосно с ней создают кольцевые дорожки с подвижными тележками. На тележки перед присоединением к самолету укладывают трос с магистралью. Разгоняют платформу и синхронно с ней тележки до скорости взлета самолета; запускают двигатели; осуществляют взлет; поднимают самолет на заданную высоту. Одновременно с этим увеличивают с помощью лебедки длину троса с магистралью. Разгоняют самолет до заданной скорости; запускают РКС, после чего переводят самолет в режим снижения, уменьшая длину троса с магистралью. Сажают самолет на движущуюся по ВПП платформу. Останавливают платформу и тележки. Достигается обеспечение безопасности запусков, увеличение выводимой массы полезного груза. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к наземным электрическим испытаниям, преимущественно космических аппаратов (КА). Способ предусматривает проведение включений и выключений КА, в т.ч. подключение или отключение бортовых источников электропитания или их наземных имитаторов. Автоматизированной системой выдаются команды управления, допускового контроля дискретных и аналоговых параметров по данным бортовой системы телеизмерения и контроля поставленных на слежение параметров бортовой вычислительной системы. Контролируется также сопротивление изоляции бортовых шин относительно корпуса. Формируются директивы автоматической программы и оператора в ручном режиме, а также протокол испытаний и отображение текущего состояния процесса испытаний. При включении КА, перед подключением указанных источников электропитания или их имитаторов, дополнительно контролируют электрическое сопротивление между шинами питания КА. При несоответствии этого сопротивления заданному значению включение КА запрещают. Измерение сопротивления проводят, соблюдая полярность шин питания. Оценивают только установившееся в процессе проведения измерения значение электрического сопротивления. В процессе выключения КА, после отключения бортовых источников электропитания или их имитаторов, контролируют электрическое сопротивление между шинами питания и используют измеренное значение для сравнительного контроля данного электрического сопротивления перед последующим включением КА. Техническим результатом изобретения является повышение надежности процесса электрических проверок КА. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к наземному оборудованию, в частности, для заправки баков космических аппаратов (КА) гидразином. Устройство содержит бак (1) с поршнем (18) и сильфоны (19) и (20). Поршень герметизирован, например, подпружиненными манжетами по поверхности его контакта со стенкой бака (1). Сильфоны (19) и (20) присоединены герметично к поршню (18) и крышке (21) бака. Через вентиль (3) подается азот давлением 1-2 атм для выдувания из полости (А) между стенкой бака (1) и сильфоном (19) проникающих туда паров гидразина. Эти пары через вентили (7, 13) попадают в вакуумный бак (2) и далее через вентиль (8) направляются в систему нейтрализации. Через вентиль (4) в полость (Б) между сильфонами (19) и (20) подается азот под давлением 1-2 атм, который через вентили (6, 7, 13), вакуумный бак (2) и вентиль (8) выдувает пары гидразина в систему нейтрализации. Через вентиль (5) подается азот ( 5 атм) на поршень (18), который вытесняет гидразин, поступающий через вентиль (15) и трубопроводы в баки КА. При сливе гидразин выдавливается из баков КА через указанные трубопроводы и вентиль снова в бак (1). Из трубопроводов (а также из вакуумной полости Г вокруг корпуса бака) гидразин и его пары через вентиль (11) (а также (12, 14)) всасываются в вакуумный бак (2) и остаются в нем до операции нейтрализации. Вентиль (9) и штуцер (В) связывают бак (2) с вакуумным насосом. Бак (2) снабжен мановакууметром (17). Сильфоны (19, 20) дублируют друг друга. Т.о. создается дополнительный барьер проникновению гидразина из бака хранения и заправки в окружающую среду, устраняется контакт компрессионного вещества с гидразином. Техническим результатом изобретения является упрощение конструкции, повышение безопасности, автономности и мобильности устройства. 1 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР), главным образом телекоммуникационных спутников, в т.ч. к их изготовлению и наземным испытаниям. СТР включает в себя жидкостные тракты панелей с приборами, гидронасос, гидроаккумулятор, датчики температуры, проточный (отсечной) вентиль и два бортовых концевых вентиля. С последними сообщены вход и выход жидкостного контура съемного оборудования системы, включающего в себя жидкостно-жидкостный теплообменник, измерители расхода, давления и температуры. В предложенной СТР вход и выход жидкостного контура съемного оборудования подключены к указанным двум концевым вентилям через переходники. Переходники соединены со свободными штуцерами концевых вентилей при помощи резьбового соединения. Другие концы переходников оканчиваются гидроразъемами и состыкованы с гидроразъемами гибких металлических трубопроводов. Эти трубопроводы соединены с входом и выходом жидкостного контура съемного оборудования. Техническим результатом изобретения является упрощение технологии изготовления КА, не ухудшающее надежность обеспечения герметичности жидкостного контура СТР. 3 ил.

Изобретение относится к средствам наземной эксплуатации космических аппаратов с солнечными батареями. Устройство содержит установленный на кожухе (1) гофрированный чехол (9) из светонепроницаемого материала. Внутри кожуха (1) закреплены оптические импульсные электрические излучатели (6), размещенные в ячейках (7), образованных пересекающимися ребрами (8). На торце гофрированного чехла (9) закреплена рамка, взаимодействующая с каркасом секции солнечной батареи по периметру этого каркаса (не показаны). Кожух (1) снабжен опорными регулируемыми по высоте стойками, а на его внутреннюю поверхность (13) нанесено светоотражающее покрытие. Внутри кожуха могут быть установлены вентиляторы. Устройство может использоваться при проведении контрольных включений бортовой аппаратуры космического аппарата на техническом комплексе космодрома. Оно обеспечивает проверку работоспособности (засветки) фотоэлектрических преобразователей секционных (раскрывающихся) солнечных батарей и контроль целостности цепей съема энергии с них. Исключается также недопустимый перегрев оптических импульсных электрических излучателей (светодиодов). Технический результат изобретения состоит в расширении функциональных возможностей и улучшении эксплуатационных характеристик устройства. 2 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится, преимущественно к наземной эксплуатации двигательных установок изделий ракетно-космической техники. Устройство содержит участки трубопроводов заправки и слива, а также общий трубопровод, закрепленный на шпангоуте (3) бака горючего с помощью кронштейна (12) и сферической опоры (16). Участок трубопровода заправки выполнен без элементов компенсации относительных перемещений. Внутренняя поверхность опоры (16) выполнена цилиндрической, переходящей в поверхность усеченного конуса. Последняя ограничивает перемещение сферического вкладыша (8) в сторону бака окислителя. Общий трубопровод охватывает внешнюю сторону бака горючего, имея форму лиры, чем обеспечивается компенсация относительных перемещений элементов устройства. Сферический вкладыш (8) проскальзывает по цилиндрической поверхности опоры, а сильфонные компенсаторы угловых и линейных перемещений участка трубопровода слива (не показаны) обеспечивают компенсацию разности относительных перемещений участков трубопроводов слива и заправки. В результате такого конструктивного решения обеспечивается снижение ~ на 25% массы устройства. Техническим результатом изобретения является снижение массы разгонного блока путем использования общего трубопровода в качестве компенсирующего элемента за счет его податливости. 3 ил.

Изобретения относятся к двигательным установкам космических объектов с криогенным топливом. Система включает в себя криогенный топливный бак (1), бак (6) с высококипящим компонентом, баллоны высокого давления (10), разъемное соединение (16), зарядный клапан (9), пусковой клапан (13), редуктор (12) и датчик (11) давления газа в баллонах (10), а также потребителей (14) газа. С помощью теплообменника (5) испаряют криогенный компонент при его теплообмене с баком (6). В трубопровод (15) последовательно включены: насос (2) и клапан (3) подачи криогенного компонента из бака (1) в теплообменник (5), а также обратный клапан (4). Выход теплообменника (5) сообщен с входом в баллоны (10). Датчик (11) электрически связан с клапаном (3) и насосом (2). В процессе подготовки космического объекта к пуску производится зарядка баллонов (10) в два этапа. Сначала их предварительно заряжают от наземной системы стартового комплекса через разъем (16) и клапан (9) до промежуточного давления. Этим исключают недопустимый прогрев баллонов (10) и газа в них. На втором этапе при заправленных топливных баках (1) и (6) дозаправляют баллоны (10) до конечного давления путем подачи криогенного топлива насосом (2) из бака (1) в теплообменник (5). Температура баллонов (10) и газа в них усредняется, исключая их перегрев. В полете ведут подзарядку баллонов (10), подавая насосом (2) криогенный компонент из бака (1) в теплообменник (5). Техническим результатом изобретений является обеспечение работы систем космического объекта в полете при минимальном объеме и массе газа в баллонах высокого давления, расширение функциональных возможностей космического объекта, упрощение и удешевление наземной системы зарядки баллонов высокого давления газом. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к командно-измерительным средствам ракетно-космических комплексов и может применяться для бесконтактного дистанционного контроля и управления ракетно-космическим комплексом во всех случаях, когда объект контроля и управления находится в радиогерметичном объеме. Технической задачей изобретения является повышение надежности обмена сигналами телеметрии и команд между космическим аппаратом и наземной командно-измерительной станцией путем использования дуплексной радиосвязи на двух частотах и сложных сигналов с фазовой манипуляцией. Система содержит космический аппарат, головной обтекатель, ракетоноситель, телекомандную систему, первую приемопередающую антенну, агрегат обслуживания, пассивный ретранслятор, антенный пост с двумя усилителями мощности, наземную командно-измерительную станцию, радиочастотный фидер, блок спряжения с двумя ячейками. Телекомандная система включает в себя датчики, аналого-цифровой преобразователь, формирователь модулирующего кода, задающий генератор, фазовый манипулятор, два гетеродина, два смесителя, усилитель первой промежуточной частоты, два усилителя мощности, первый антенный переключатель, усилитель второй промежуточной частоты, перемножитель, полосовой фильтр, фазовый детектор и распределитель. Наземная командно-измерительная станция включает в себя два гетеродина, два смесителя, усилитель второй промежуточной частоты, перемножитель, полосовой фильтр, фазовый детектор, блок регистрации и анализа, задающий генератор, формирователь команд, фазовый манипулятор, усилитель третьей промежуточной частоты. 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для запуска ракет. Стартовая позиция содержит укрытие, выполненное в грунте, в виде траншеи, въездную и выездную аппарели и обваловку из грунта. Въездная часть укрытия выполнена в виде лотка с отношением ширины траншеи к длине от торцевой стенки лотка до въездной аппарели, равным двум. Угол наклона боковых стенок лотка не превышает 45 градусов. Достигается предотвращение разрушения въездной части укрытия при снижении газодинамического воздействия на пусковую установку при старте ракеты. 6 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к стартовым комплексам ракет космического назначения. Способ отвода высокотемпературных высокоскоростных струй продуктов сгорания при запуске со стартового комплекса многоблочной ракеты, состоящей из центрального и четного количества боковых блоков, включает изолирование друг от друга струй продуктов сгорания от отдельных блоков и отклонение вертикальных струй продуктов сгорания от боковых блоков симметрично относительно струи продуктов сгорания от центрального блока и в одном с ней горизонтальном направлении. Струи продуктов сгорания от боковых блоков отклоняют и одновременно разворачивают таким образом, что при сходе с лотка они располагаются в горизонтальном направлении в один ряд со струей продуктов сгорания от центрального блока с образованием зазоров между струями продуктов сгорания. Наружные боковые поверхности крайних струй продуктов сгорания защищают от растекания. Достигается снижение уровня акустических и прочих отрицательных воздействий на ракету и элементы стартового сооружения при старте ракеты. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для запуска ракет. Стартовая позиция содержит укрытие, выполненное в грунте в виде траншеи, въездной и выездной аппарелей и обваловки из грунта. Траншея выполнена с двумя боковыми газоходами, расположенными между въездной и выездной аппарелями перпендикулярно к оси траншеи. Ширина боковых газоходов равна ширине траншеи. Угол наклона боковых газоходов не превышает 45 градусов. Достигается снижение газодинамического воздействия на пусковую установку при старте ракеты со стартовой позиции. 6 ил.