УСТРОЙСТВО ОБЕСПЕЧЕНИЯ ТЕПЛОВОГО РЕЖИМА И ЧИСТОТЫ КОСМИЧЕСКОЙ ГОЛОВНОЙ ЧАСТИ РАКЕТЫ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ С КРУПНОГАБАРИТНОЙ ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКОЙ

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к устройству обеспечения во время подготовки ракеты космического назначения (РКН) в стартовом сооружении теплового режима и чистоты космической головной части (КГЧ) РКН с крупногабаритной полезной нагрузкой (ПН), закрепленной на переходном отсеке (ПхО) газодинамически взаимосвязанного с головным обтекателем (ГО), и предназначено для обеспечения необходимых параметров газовой среды вокруг ПН.

Известны устройства (патенты RU №2359878, №2412874) термостатирования полезного груза головного блока ракеты-носителя, размещенного под обтекателем головного блока, содержащие отверстие вдува термостатирующей среды, отверстия ее истечения в обтекателе головного блока, клапаны одностороннего действия отверстий вдува и истечения термостатирующей среды, шарнирно установленные снаружи обтекателя головного блока, устройство вдува термостатирующей среды в головной блок, выполненное в виде дозвукового диффузора, имеющего форму замкнутой симметричной емкости, с входным и тремя выходными отверстиями.

Наиболее близким устройством к заявляемому устройству является устройство по патенту №2353556, выбранному авторами в качестве прототипа.

Устройство термостатирования полезного груза головного блока ракеты-носителя, состоящее из последовательно соединенных и газодинамически взаимосвязанных головного обтекателя и переходного отсека (обтекателя разгонного блока) КГЧ РКН и размещенной под ними ПН, при этом на одной из сторон головного обтекателя и переходного отсека выполнены соответственно отверстие вдува термостатирующей среды и отверстия ее истечения с установленными в них клапанами одностороннего действия, которые шарнирно установлены снаружи головного обтекателя и переходного отсека, в отверстиях вдува с внутренней стороны головного обтекателя и переходного отсека установлены дозвуковые диффузоры, выполненные в виде замкнутой симметричной емкости, с входным и тремя выходными отверстиями.

Известное устройство, а также вышеописанные устройства имеют ограниченные возможности их использования, так как не предназначены для крупногабаритных полезных нагрузок, размещаемых в сборочно-защитном блоке КГЧ с минимальным пространством между поверхностями ПН и СЗБ, из-за наличия диффузоров больших габаритов, при которых возможны существенные потери тепла термостатирующей среды из-за больших скоростей обтекания закрученным диффузорами потоком газовой среды всей поверхности оболочки СЗБ, взаимодействующей своей внешней поверхностью с окружающей атмосферой, и могут возникнуть теплонапряженные отрывные зоны термостатирующего потока вблизи поверхности ПН с нерасчетными температурами нагрева отдельных ее элементов, приводящих к излишней нагрузке на наземные средства воздушной системы обеспечения теплового режима и чистоты КГЧ, что снижает эффективность обеспечения теплового режима и качества чистоты космической головной части ракеты космического назначения.

При термостатировании нижней части ПН газовым компонентом, подаваемым в верхнюю часть ПН, температура суммарного потока в нижней части ПН определяется с учетом дополнительных температурных потерь при движении потока в верхней части ПН, а также загрязненность суммарного потока в нижней части ПН будет выше, чем в верхней части из-за дополнительного загрязнения потока при движении в верхней части ПН, при этом температурное состояние и чистота нижней части ПН ухудшаются.

Эффективность термостатирования также зависит от внешнего воздействия на сборочно-защитный блок солнечного излучения и окружающей атмосферы с предельными значениями температуры и ветра на крупногабаритную полезную нагрузку, что требует значительных энергетических затрат и повышенных расходов вдуваемой в СЗБ термостатирующей газовой среды.

Задачей заявляемого технического решения является расширение возможностей устройства с обеспечением во время подготовки и старта РКН в стартовом сооружении эффективного теплового режима и чистоты космической головной части ракеты космического назначения с крупногабаритной полезной нагрузкой.

Устройство обеспечения теплового режима и чистоты космической головной части ракеты космического назначения с крупногабаритной полезной нагрузкой, закрепленной на переходном отсеке газодинамически взаимосвязанным с головным обтекателем, содержащее на головном обтекателе и на переходном отсеке отверстия вдува термостатирующей газовой среды, взаимодействующие со съемными магистральными газоводами стартового комплекса, отверстия истечения термостатирующей газовой среды, шарнирно установленные клапаны одностороннего действия отверстий вдува и истечения термостатирующей газовой среды, устройство вдува термостатирующей газовой среды, отличающееся тем, что в головном обтекателе и в переходном отсеке с противоположных сторон от продольной плоскости сборочно-защитного блока выполнены дополнительные отверстия вдува термостатирующей газовой среды, при этом на головном обтекателе устройство вдува выполнено в виде закрепленного на окантовке отверстия вдува лотка, изогнутая ось которого направлена вверх под углом к образующей верхней части головного обтекателя, причем клапаны одностороннего действия отверстий вдува выполнены в виде уплотняющих крышек, а отверстия истечения размещены радиально взаимно противоположными рядами в поперечной плоскости нижней части ГО, обеспечивающие одновременно равномерное истечение термостатирующей газовой среды из верхней и нижней частей СЗБ, посредством клапанов одностороннего действия, выполненных в виде заслонки с противовесом, размещенной между входным и выходным отверстиями, причем входное отверстие клапана имеет защитную сетку, а на оболочке головного обтекателя закреплены теплоизолирующее и терморегулирующие покрытия.

Изобретение поясняется чертежами:

на фиг. 1 представлен общий вид устройства;

на фиг. 2 вид А с фиг. 1 представлено устройство вдува термостатирующей газовой среды в головной обтекатель;

на фиг. 3 вид Б с фиг. 2 представлено устройство вдува термостатирующей газовой среды в головной обтекатель;

на фиг. 4 вид В с фиг. 3 представлено крепление устройства вдува термостатирующей газовой среды в головной обтекатель и разделительного патрубка магистрального газовода;

на фиг. 5 выносной элемент Г с фиг. 1 представлено устройство вдува термостатирующей газовой среды в переходный отсек СЗБ;

на фиг. 6 выносной элемент Д с фиг. 1 представлено устройство клапана истечения термостатирующей газовой среды из СЗБ;

на фиг. 7 вид Е с фиг. 6 представлено устройство клапана истечения термостатирующей газовой среды из СЗБ;

на фиг. 8 сечение Ж-Ж с фиг. 1 представлено распределение отверстий истечения термостатирующей газовой среды из СЗБ;

на фиг. 9 сечение И-И с фиг. 1 представлено теплоизолирующее и терморегулирующие покрытия головного обтекателя СЗБ.

Устройство обеспечения теплового режима и чистоты космической головной части ракеты космического назначения 1 с крупногабаритной полезной нагрузкой 2, закрепленной на переходном отсеке 3 газодинамически взаимосвязанным с головным обтекателем 4, содержит на головном обтекателе 4 и на ПхО 3 отверстия вдува 5, 6, на противоположных сторонах которых имеются дополнительные отверстия вдува 7, 8 термостатирующей газовой среды (фиг. 1), взаимодействующие со съемными магистральными газоводами 9 стартового комплекса.

На головном обтекателе 4 каждое устройство вдува термостатирующей газовой среды выполнено в виде закрепленного на окантовке 10 отверстия вдува 5, 7 лотка 11 с входным 12 и выходным 13 отверстиями (фиг. 2), изогнутая ось 14 которого направлена в продольной плоскости под углом α к образующей верхней части головного обтекателя 4.

Отверстия вдува 5, 6, 7, 8 термостатирующей газовой среды взаимосвязаны посредством фланцев 15 и 16, закрепленных на окантовках 10 и 17 отверстий, со съемными разделительными патрубками 18 и 19 магистрального газовода 9 стартового комплекса (см. фиг. 1, 2, 3, 4, 5).

В отверстиях вдува 5, 6, 7, 8 с наружных сторон головного обтекателя 4 и переходного отсека 3 шарнирно установлены клапаны одностороннего действия, выполненные в виде уплотняющих крышек 20.

В отверстиях истечения 21 (фиг. 1) с внутренней стороны головного обтекателя 4 шарнирно закреплены клапаны одностороннего действия 22 (далее клапан), выполненные в виде подвижной заслонки 23 с противовесом 24, размещенной между входным и выходным отверстиями 25, 26 клапана 22 (фиг. 6, 7).

Входное отверстие 25 клапана одностороннего действия содержит защитную сетку 27 (фиг. 7).

После прекращения подачи термостатирующего компонента в КГЧ при старте РКН 1 конструктивное исполнение клапана 22 позволяет снизить уровни газодинамического воздействия через отверстия 21 атмосферы окружающей РКН 1 в стартовом сооружении на ПН 2 исключая попадание в СЗБ и образование под СЗБ загрязняющих ПН 2 частиц.

При подготовке РКН 1 в стартовом сооружении и при ее полете клапаны 22 обеспечивают наличие оптимального избыточного давления газовой среды в полостях СЗБ, определяющего высокие уровни конструктивного, массового совершенства СЗБ и качества чистоты газовой среды и поверхностей ПН 2 в СЗБ.

Отверстия истечения 21 размещены радиально взаимно противоположными рядами в поперечной плоскости нижней части ГО 4, обеспечивающие одновременно равномерное распределение в полостях и истечение движущихся навстречу друг другу к входным отверстиям 25 клапана 22 потоков термостатирующей газовой среды из верхней и нижней частей СЗБ.

Предлагаемое расположение отверстий истечения 21 позволяет раздельно термостатировать верхнюю и нижнюю части ПН 2, например, космический аппарат над зоной его сопряжения с разгонным блоком и разгонный блок в нижней части ПН 2.

На оболочке головного обтекателя 4 закреплено теплоизолирующее покрытие 28, повышающее термическое сопротивление ГО 4 и как следствие снижающее тепловой поток между термостатирующей средой и атмосферным воздухом, что позволяет снизить тепловые потери газового компонента при движении вдоль ПН 2 и сохранить при этом качество чистоты газовой среды и поверхностей ПН 2 (фиг. 8).

Устройство вдува термостатирующей газовой среды, выполненное в виде лотка 11, занимает минимальную зону внутри ГО 4, обладает минимальным гидросопротивлением подаваемому потоку термостатирующей газовой среды за счет простоты конструкции при ее незначительной массе (см. фиг. 1, 2, 3, 4).

Съемные разделительные патрубки 18, 19 (фиг. 4) устанавливаются с соответствующими уплотнениями 29 и 30 (фиг. 2, 5) снаружи СЗБ на окантовках 10 и 17 отверстий 5, 6, 7 8 устройств вдува СЗБ для взаимодействия со съемными магистральными газоводами 9 подачи в КГЧ термостатирующего газового компонента высокой степени очистки от систем стартового комплекса.

Массовые характеристики, величины смещения ЦМ подвижной заслонки 23, образующие противовес 24, определяются с учетом площади подвижной заслонки 23 и воздействующего на оболочку СЗБ максимально допустимого перепада давлений, не превышение которого обеспечивается клапанами 22, между избыточным давлением в СЗБ и давлением окружающей на СК и при полете РКН 1 атмосферы.

Подвижная на оси 31 заслонка 23 взаимодействует в крайних угловых положениях с упорами 32, закрепленными на корпусе клапана 22, а также в закрытом положении клапана 22 по контуру подвижной заслонки 23 с профилем 33, закрепленным на оболочке ГО 4 СЗБ (см. фиг. 6).

При транспортировании и установке РКН 1 в стартовое сооружение из горизонтального в вертикальное положение отверстия истечения 21 снабжены съемными на СК перед началом подачи в КГЧ через отверстия вдува 5, 6, 7, 8 термостатирующего газового компонента высокой степени очистки крышками 34 и фиксаторами 35 подвижных заслонок 23 клапана 22.

На внешней поверхности оболочки ГО 4 и на внутренней поверхности теплоизолирующего покрытия 28 нанесены снижающие тепловые потоки излучением между ПН 2 и ГО 4 терморегулирующие покрытия 36, выполненные, например, на внешней поверхности оболочки окраской в белый цвет с низким значением коэффициента поглощения солнечной радиации и высоким значением степени черноты, и в виде закрепленной по всей площади теплоизолирующего покрытия 28 алюминиевой фольги, обеспечивающей низкую степень черноты.

Устройство работает следующим образом.

В устройство обеспечения теплового режима и чистоты космической головной части ракеты космического назначения 1 с крупногабаритной полезной нагрузкой 2 газовый термостатирующий компонент высокой степени очистки подается по наземным магистральным газоводам 9 в ГО 4 через съемные разделительные патрубки 18, 19 и отверстия вдува 5, 6, 7, 8.

Отношение расхода газового компонента в ПхО 3 к расходу в ГО 4 составляет от 0,5 до 0,875.

При подаче газового термостатирующего компонента высокой степени очистки в полости СЗБ образуется избыточное давление газовой среды, которое предотвращает попадание из окружающей КГЧ атмосферы посторонних частиц и влаги во внутреннюю полость СЗБ.

Устройства вдува, выполненные в виде изогнутых лотков 11, расположенные в верхней части ГО 4 СЗБ, направляют векторы потоков газового термостатирующего компонента через выходные отверстия 13 к верхней части ГО 4 над полезной нагрузкой 2 навстречу друг другу.

В увеличивающемся по ходу изогнутой оси от входного 12 до выходного 13 отверстия поперечном сечении лотка 11, имеющем выходное 13 отверстие, превышающее по площади входное 12 отверстие, на выходе из лотка 11 снижается скорость струи газовой среды, подаваемой в СЗБ.

Две струи газового компонента, сталкиваясь между собой и поверхностью конусной части головного обтекателя 4, образуют вихревое движение, ограниченное областью верхнего конуса ГО 4 над зоной ПН 2, происходит размывание (разбиение) потенциального потока струй, выходящих из устройства вдува, и значительно уменьшается скорость газовой среды, исключая прямое воздействие поступающей из лотка струи газовой среды на ПН 1 со скоростями, превышающими допустимое значение воздействия на ПН 1.

Далее поток газового компонента поступает в цилиндрическую часть в щелевое пространство между ПН 2 и ГО 4 с выровненными скоростями по окружности вокруг ПН 2.

Две струи газового компонента, подаваемого через устройства вдува на переходном отсеке 3, сталкиваясь с поверхностью ПхО 3, образуют вихревое движение, ограниченное областью переходного отсека и нижними частями ПН 2 и ГО 4, происходит размывание (разбиение) потенциальных потоков струй, выходящих из отверстий 6, 8 вдува термостатирующего компонента, и значительно уменьшается скорость газового компонента.

Далее поток газового компонента поступает в цилиндрическую часть в щелевое пространство между ПН 2 и оболочкой ГО 4 с выровненными скоростями по окружности вокруг нижней части ПН 2.

Поступающие в щелевое пространство между ПН 2 и оболочкой ГО 4 через отверстия вдува 5, 6, 7, 8 потоки газового компонента из КГЧ сбрасывают через клапана 22 и отверстия 21 истечения газовой среды сборочно-защитного блока, которые размещены радиально взаимно противоположными рядами в поперечной плоскости нижней части ГО 4, обеспечивающие одновременно равномерное распределение в полостях и истечение термостатирующей газовой среды из верхней и нижней частей СЗБ.

Отвод разделительных патрубков 18, 19 с наземными газоводами 9 подачи термостатирующей среды производится автоматически после завершения термостатирования.

Заявленное устройство позволяет:

- исключить возможное образование загрязняющих ПН частиц в газовой среде под СЗБ путем снижения уровней скоростей прямого воздействия струй термостатирующего компонента на ПН 2 до допустимых значений;

- обеспечить максимально равномерный расход термостатирующего компонента по периметру в зазоре между поверхностью ГО 4 и ПН 2, исключающий появление в полостях КГЧ зон обтекания ПН 2 с расходами ниже, чем в других зонах, что позволит улучшить чистоту и температурное состояние верхней и нижней частей ПН 2.

Таким образом, заявленное устройство повышает эффективность термостатирования и обеспечивает повышение качества чистоты внутренней полости СЗБ, в которой размещена крупногабаритная ПН, закрепленная на переходном отсеке во время подготовки и старта РКН в стартовом сооружении.