RU2543441C1 - Method to provide thermal conditions and cleanliness of environment for payload under assembly-protection unit of space-mission missile and devices for its implementation (versions) - Google Patents
Method to provide thermal conditions and cleanliness of environment for payload under assembly-protection unit of space-mission missile and devices for its implementation (versions) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2543441C1 RU2543441C1 RU2013142290/11A RU2013142290A RU2543441C1 RU 2543441 C1 RU2543441 C1 RU 2543441C1 RU 2013142290/11 A RU2013142290/11 A RU 2013142290/11A RU 2013142290 A RU2013142290 A RU 2013142290A RU 2543441 C1 RU2543441 C1 RU 2543441C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- assembly
- gas component
- protective
- protective block
- dividers
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Fire-Extinguishing By Fire Departments, And Fire-Extinguishing Equipment And Control Thereof (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к средствам управления параметрами окружающей среды и может быть применено для обеспечения теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки (ПН), располагаемой под головным обтекателем (ГО) сборочно-защитного блока (СЗБ) космической головной части (КГЧ) ракеты космического назначения (РКН) при ее предстартовой подготовке в стартовом устройстве существующих ракет-носителей и ракет-носителей новой разработки, оснащенных наземными системами подготовки и подачи термостатирующего газового компонента с высокой степенью очистки по бортовым магистральным газоводам блоков ракет-носителей (РН).The invention relates to means for controlling environmental parameters and can be used to ensure thermal conditions and cleanliness of the medium for the payload (PN) located under the head fairing (GO) of the assembly-protective block (SZB) of the space head part (KGC) of a space rocket ( ILV) during its prelaunch preparation in the launcher of existing launch vehicles and launch vehicles of a new design, equipped with ground-based systems for the preparation and supply of a thermostatic gas component with high the degree of cleaning along the onboard gas ducts of the launch vehicle blocks.
Известен способ обеспечения чистоты головного блока в составе ракеты космического назначения и устройство для осуществления способа (см. патент РФ №2279375, B64G 1/46, B64G 5/00), включающий подачу газового компонента через верхний рассекатель в головной блок при этом создают в головном блоке избыточное давление газового компонента, подаваемого по транзитному магистральному газоводу РН с последующим его выбросом через люк в нижней части головного блока.A known method of ensuring the cleanliness of the head unit as part of a space rocket and a device for implementing the method (see RF patent No. 2279375,
Также известен способ обеспечения теплового режима головного блока в составе РКН и устройство для осуществления способа (см. патент РФ №2293044, B64G 1/46, B64G 5/00), включающий подачу газового компонента через верхний рассекатель в головной блок при этом создают в головном блоке избыточное давление подаваемого газового компонента с последующим его выбросом из головного блока.Also known is a method of providing the thermal regime of the head unit as a part of the ILV and a device for implementing the method (see RF patent No. 2293044,
Известен способ и устройство обеспечения теплового режима и чистоты головного блока в составе РКН и устройство для осуществления способа (см. патент РФ №2271319, B64G 1/46, B64G 5/00 - прототип), включающий подачу газового компонента через верхний и нижний рассекатели в головной блок при этом в головном блоке создается избыточное давление газового компонента с последующим его выбросом из головного блока.A known method and device for providing thermal conditions and cleanliness of the head unit as a part of ILV and a device for implementing the method (see RF patent No. 2271319,
Недостатками известного технического решения (прототипа), а также вышеописанных способов и устройств являются:The disadvantages of the known technical solutions (prototype), as well as the above methods and devices are:
- низкая эффективность обеспечения теплового режима и чистоты среды ПН в составе РКН до ее старта, так как невозможно подать в нижнюю полость сборочно-защитного блока, сообщающуюся с полостью верхней части пристыкованной ракеты-носителя, термостатирующий газовый компонент;- low efficiency of ensuring the thermal regime and cleanliness of the PN medium as part of the ILV before it starts, since it is impossible to supply a thermostatic gas component to the lower cavity of the assembly-protective block, which communicates with the cavity of the upper part of the docked launch vehicle;
- возможно образование в газовой среде и на поверхностях полезной нагрузки загрязняющих частиц, отделяемых от конструкции ПН в результате прямого воздействия на ПН истекающего из верхнего рассекателя со значительными скоростями потока газового компонента, а также возможного попадания посторонних частиц под сборочно-защитный блок в процессе необходимых для устройства, выбранного авторами в качестве прототипа, демонтажа съемных наземных элементов устройства (подводящие газоводы снаружи КГЧ, крышка на торце головного блока и др.) и последующей установки КГЧ на РКН.- possible formation of polluting particles in the gaseous medium and on the payload surfaces that are separated from the design of the ST as a result of direct exposure to the ST flowing from the upper divider with significant flow rates of the gas component, as well as possible foreign particles under the assembly and protective unit in the process necessary a device selected by the authors as a prototype, dismantling removable ground elements of the device (supply gas ducts outside the KGC, a cover on the end of the head unit, etc.) and the last Blowing setting CHS on RCN.
Задачей заявляемых технических решений является повышение эффективности обеспечения теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения.The objective of the claimed technical solutions is to increase the efficiency of ensuring the thermal regime and the purity of the medium for the payload under the assembly-protective block of a space rocket.
В заявляемом техническом решении в отличие от известного способа обеспечения теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения, включающем подведение по магистральному газоводу и подачу газового компонента через распылители в верхнюю и нижнюю части СЗБ, создавая при этом избыточное давление, препятствующее проникновению атмосферного воздуха, с последующим его выбросом через отверстия в нижней части сборочно-защитного блока, газовый компонент подводят к верхнему и нижнему распылителям по единому подводящему магистральному газоводу ракеты космического назначения и подают одновременно в одном направлении снизу вверх, при этом рассекатели переменного сечения верхнего распылителя размещают взаимно противоположно, таким образом, что при вдуве газового компонента струи, соударяясь между собой в верхней полости сборочно-защитного блока над полезной нагрузкой и отражаясь от конструкции сборочно-защитного блока, выравнивают поле скоростей газового компонента и создают его равномерно распределенное течение в пространстве вдоль полезной нагрузки и сборочно-защитного блока, при этом расход газового компонента в верхней части сборочно-защитного блока превышает расход газового компонента в его нижней части.In the claimed technical solution, in contrast to the known method of providing thermal conditions and cleanliness of the medium for the payload under the assembly and protective block of a space rocket, including supply through the main gas duct and supplying the gas component through the nozzles to the upper and lower parts of the SZB, while creating excess pressure , preventing the penetration of atmospheric air, with its subsequent discharge through the holes in the lower part of the protective assembly, the gas component is fed to the upper and lower he sprayers on a single supply main gas duct for space rockets and simultaneously served in the same direction from the bottom up, while the dividers of variable cross section of the upper spray gun are placed mutually opposite, so that when the gas component of the jet is blown, colliding with each other in the upper cavity of the assembly-protective block above the payload and reflecting from the assembly of the protective assembly, level the velocity field of the gas component and create a uniformly distributed leak space along the payload and the assembly-protective block, while the flow rate of the gas component in the upper part of the assembly-protective block exceeds the flow rate of the gas component in its lower part.
В заявляемом техническом решении, в отличие от известного устройства обеспечения теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения, в котором расположены верхний и нижний распылители с отверстиями, подводящий магистральный газовод и отверстия в нижней части сборочно-защитного блока для сброса газового компонента, верхний распылитель содержит противолежащие рассекатели переменного сечения, расположенные в поперечной плоскости сборочно-защитного блока, которые с одной стороны заглушены, а с другой стороны объединены посредством коллекторов переменного сечения, образующих с рассекателями незамкнутое кольцо, при этом верхний распылитель закреплен на одной из отделяемых створок сборочно-защитного блока, а коллекторы верхнего и нижнего рассекателей сообщены с подводящим магистральным газоводом, который выполнен разъемным в поперечной плоскости отделения створок, при этом отверстия рассекателей верхних и нижних распылителей выполнены со стороны продольной оси в виде щелевых пазов, расположенных под углом к оболочке сборочно-защитного блока, а коллекторы и магистральный газовод снабжены дроссельными шайбами.In the claimed technical solution, in contrast to the known device for providing thermal conditions and cleanliness of the medium for the payload under the assembly and protective block of a space rocket, in which the upper and lower nozzles with holes are located, supplying the main gas duct and holes in the lower part of the assembly and protective block to discharge the gas component, the upper atomizer contains opposing dividers of variable cross-section located in the transverse plane of the assembly-protective block, which are one the sides are muffled, and on the other hand are combined by means of manifolds of variable cross-section, forming an open ring with dividers, the upper atomizer mounted on one of the detachable flaps of the assembly-protective unit, and the collectors of the upper and lower dividers communicated with the supply gas duct, which is detachable in the transverse plane of separation of the valves, while the holes of the dividers of the upper and lower nozzles are made on the side of the longitudinal axis in the form of slotted grooves located under the key to the shell of the assembly-protective block, and the collectors and the gas main are equipped with throttle washers.
В заявляемом техническом решении, в отличие от известного устройства обеспечения теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки под сборочно-защитным блоком ракеты космического назначения, в котором расположены верхний и нижний распылители с отверстиями, подводящий магистральный газовод и отверстия в нижней части сборочно-защитного блока для сброса газового компонента, верхний распылитель содержит противолежащие рассекатели переменного сечения, расположенные в поперечной плоскости сборочно-защитного блока, которые с одной стороны заглушены, а с другой стороны объединены посредством коллекторов переменного сечения, образующих с рассекателями незамкнутое кольцо, при этом верхний распылитель закреплен на одной из отделяемых створок сборочно-защитного блока, а коллекторы верхнего и нижнего рассекателей сообщены с подводящим магистральным газоводом, который выполнен разъемным в поперечной плоскости отделения створок, и при этом отверстия рассекателей верхних и нижних распылителей выполнены со стороны продольной оси в виде щелевых пазов, расположенных под углом к оболочке сборочно-защитного блока, а коллекторы и магистральный газовод снабжены дроссельными шайбами, при этом нижний распылитель выполнен аналогичным верхнему, а в зоне размещения нижнего распылителя выполнено дополнительно отверстие для сброса газового компонента, причем в шпангоуте крепления полезной нагрузки выполнены отверстия для сообщения полостей сборочно-защитного блока.In the claimed technical solution, in contrast to the known device for providing thermal conditions and cleanliness of the medium for the payload under the assembly and protective block of a space rocket, in which the upper and lower nozzles with holes are located, supplying the main gas duct and holes in the lower part of the assembly and protective block to discharge the gas component, the upper atomizer contains opposing dividers of variable cross-section located in the transverse plane of the assembly-protective block, which are one the sides are muffled, and on the other hand are combined by means of manifolds of variable cross-section, forming an open ring with dividers, the upper atomizer mounted on one of the detachable flaps of the assembly-protective unit, and the collectors of the upper and lower dividers communicated with the supply gas duct, which is detachable in the transverse plane of separation of the valves, and the holes of the dividers of the upper and lower nozzles are made on the side of the longitudinal axis in the form of slotted grooves located under angle to the shell of the assembly-protective block, and the collectors and the main gas duct are equipped with throttle washers, while the lower sprayer is made similar to the upper one, and in the area of the lower sprayer there is an additional hole for discharge of the gas component, and openings for communicating cavities are made in the payload mounting frame assembly protection block.
Сущность технического решения поясняется чертежами:The essence of the technical solution is illustrated by the drawings:
Фиг.1 - представлен общий вид устройства обеспечения теплового режима и чистоты среды сборочно-защитного блока по первому варианту;Figure 1 - presents a General view of the device to ensure thermal conditions and cleanliness of the environment of the Assembly-protective unit according to the first embodiment;
Фиг.2 - представлено сечение А-А с фиг.1 (конструктивное исполнение распылителя);Figure 2 - presents a section aa from figure 1 (design of the atomizer);
Фиг.3 - представлен выносной элемент Б с фиг.2 (конструктивное исполнение коллектора, показаны установленные дроссельные шайбы с диаметрами проходного сечения d1, d2, d3, d4, d5 и подводящие участки);Figure 3 - presents the remote element B from figure 2 (the design of the collector, shown installed throttle washers with diameters of the bore d1, d2, d3, d4, d5 and inlet sections);
Фиг.4 - представлен вид по стрелке В с фиг.2 (конструктивное исполнение магистрального газовода, показаны установленные дроссельные шайбы с диаметрами проходных сечений d6, d7);FIG. 4 is a view along arrow B of FIG. 2 (structural design of the main gas duct, installed throttle washers with diameters of passage sections d6, d7 are shown);
Фиг.5 - представлено сечение Г-Г с фиг.2 (показана конструктивная реализация изменения сечения рассекателя, показано отверстие в рассекателе, выполненное в виде паза длинной L);FIG. 5 is a cross-sectional view of FIG. 2 shown in FIG. 2 (a structural implementation of changing the cross-section of the divider is shown, an opening in the divider is shown, made in the form of a groove of long L);
Фиг.6 - представлен выносной элемент Д с фиг.1 (показано соединение разъемного газовода);6 - presents an external element D of figure 1 (shows the connection of a detachable gas duct);
Фиг.7 - представлен выносной элемент Е с фиг.1 (показан пример исполнения рассекателя нижнего распылителя);Fig.7 - presents the remote element E of Fig.1 (shows an example of a divider of the lower atomizer);
Фиг.8 - представлено сечение Ж-Ж с фиг.1 (показано отверстие в рассекателе, выполненное в виде паза длинной L);Fig. 8 shows a section FJ in Fig. 1 (a hole in a divider is shown made in the form of a groove of long L);
Фиг.9 - представлен общий вид устройства обеспечения теплового режима и чистоты среды сборочно-защитного блока по второму варианту.Fig.9 is a General view of a device for providing thermal conditions and a clean environment of the assembly-protective unit according to the second embodiment.
Фиг.10 - представлен выносной элемент И с фиг.9 (конструктивное исполнение отверстия для перетекания газового компонента между верхней и нижней частями сборочно-защитного блока).Figure 10 - presents the external element And figure 9 (the design of the hole for the flow of the gas component between the upper and lower parts of the assembly and protective unit).
1-й вариант устройства обеспечения теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки 1 под сборочно-защитным блоком 2 ракеты космического назначения 3, содержит верхний и нижний распылители 4 и 5 с отверстиями 6 (фиг.5, 7, 8), подводящий магистральный газовод 7 (фиг.1, 4) и отверстия 8 в нижней части СЗБ 2 для сброса газового компонента (фиг.1). Верхний распылитель 4 содержит противолежащие рассекатели 9 (фиг.2, 3) переменного сечения, расположенные в поперечной плоскости 10 сборочно-защитного блока 2 (фиг.1, 5, 9) которые с одной стороны заглушены, а с другой стороны объединены посредством коллекторов 11 переменного сечения, образующих с рассекателями 9 незамкнутое кольцо (фиг.1, 2, 3, 4).The 1st version of the device for ensuring thermal conditions and cleanliness of the medium for the
Верхний распылитель 4 закреплен на одной из отделяемых створок сборочно-защитного блока 2, а кольцевой коллектор 11 (фиг.2) и коллектор 12 (фиг.7) нижнего распылителя 5 сообщены с подводящим магистральным газоводом 7, который выполнен разъемным по разъемному соединению 13 (фиг.6), в поперечной плоскости 14 отделения створок СЗБ 2 (фиг.1, 2, 6).The
Конструктивное исполнение распылителя 4 в виде незамкнутого кольца, образуемого рассекателями 9 и коллекторами 11, позволяет разместить распылитель 4 вокруг верхней части ПН 1 с габаритами D1 меньшими размера D2 «незамкнутости» кольца и обеспечить при этом его безударное отделение со створкой СЗБ 2 от ПН 1 при полете РКН 3 (фиг.1, 2).The design of the
Для более равномерного распределения газового компонента рассекатели 9 верхнего распылителя 4 расположены симметрично относительно продольной плоскости проходящей по оси СЗБ (фиг.2).For a more uniform distribution of the gas component, the
Для подачи газового компонента с пониженными расходами рассекатель 15 нижнего распылителя 5 может быть выполнен, например, в виде прямого заглушенного с одного конца цилиндрического коллектора постоянного сечения с отверстиями 6, соединенного другим концом через коллектор 12 с подводящим магистральным газоводом 7 (фиг.7, 8).To supply the gas component with reduced flow rates, the
Отверстия 6 верхнего 4 и нижнего 5 распылителей выполнены в виде щелевых пазов и расположены соответственно под углами α и β к оболочке сборочно-защитного блока (фиг.5, 8).The
Коллекторы 11 и 12, а также магистральный газовод 7 снабжены дроссельными шайбами 16 (фиг.3, 4, 7).The
Диаметры d1-d5 отверстий дроссельных шайб 16, количество дроссельных шайб 16, диаметры соответствующих сечений кольцевого коллектора 11, а также диаметры d6, d7 отверстий дроссельных шайб 16 в магистральном газоводе 7 определяются условием обеспечения требуемого расхода газового компонента на выходе из отверстий 6, выполненных в виде щелевых пазов, рассекателей 9 при одновременном снижением давления газового компонента практически до атмосферного на входе в рассекатели 9 и докритической скорости его течения, что позволяет значительно уменьшить акустическое давление на полезную нагрузку 1 и снизить возможность образования и попадания загрязняющих частиц в газовую среду для ПН 1 (фиг.2, 3. 4).The diameters d1-d5 of the holes of the
2-й вариант в заявленном устройстве обеспечения теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки 1 под сборочно-защитным блоком 2 ракеты космического назначения 3 имеет нижний распылитель 5, выполненный аналогичным верхнему 4, при этом в зоне размещения нижнего распылителя 5 выполнено дополнительно отверстие 17 (фиг.9) для сброса газового компонента, а в шпангоуте 18 крепления полезной нагрузки 1 выполнены отверстия 19 для сообщения полостей сборочно-защитного блока 2 (фиг.9, 10).The 2nd option in the claimed device for providing thermal conditions and a clean environment for the
Способ обеспечения теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки 1 под сборочно-защитным блоком 2 ракеты космического назначения 3, включающий подведение по магистральному газоводу 7 и подачу газового компонента через распылители 4 и 5 в верхнюю и нижнюю части сборочно-защитного блока 2 создавая при этом в нем избыточное давление, препятствующее проникновению атмосферного воздуха, с последующим его выбросом через отверстия 8 в нижней части сборочно-защитного блока 2, иллюстрируется схемой течения газового компонента на устройствах (фиг.1 и 9).A method of ensuring thermal conditions and cleanliness of the medium for a
Газовый компонент подводят к верхнему и нижнему распылителям 4 и 5 по единому подводящему магистральному газоводу 7 ракеты космического назначения 3 и подают одновременно в одном направлении снизу вверх, при этом рассекатели 9 переменного сечения верхнего распылителя 4 размещают взаимно противоположно, таким образом, что при вдуве газового компонента струи, соударяясь между собой в верхней полости сборочно-защитного блока 2 над полезной нагрузкой 1 и отражаясь от конструкции створок сборочно-защитного блока 2, теряют кинетическую энергию и растекаются по всему объему конусной части СЗБ 2, что приводит к выравниванию поля скоростей газового компонента и его равномерному распределенному интерференционному течению в пространстве вдоль полезной нагрузки 1 и сборочно-защитного блока 2.The gas component is fed to the upper and
При равномерно распределенном интерференционном обтекании ПН 1 на внутренней поверхности СЗБ 2 создаются условия обтекания газовым компонентом с равномерными минимальными скоростями, что обеспечивает минимальные значения конвективных тепловых потоков от поверхности СЗБ 2 к газовому компоненту вдоль высоты ПН 1, что приводит к снижению тепловых потерь газового компонента, а также к отсутствию застойных зон вдоль ПН 1 с низкой эффективностью термостатирования газовой средой.With a uniformly distributed interference flow around
Внутри нижней части сборочно-защитного блока 2 струи газового компонента, подаваемого через распылитель 5, направлены на ПН 1, тем самым создается область термостатированного воздуха с необходимой температурой, которая отделяет ПН 1 от температурного влияния элементов РКН 3.Inside the lower part of the assembly and
Расход газового компонента в верхней части сборочно-защитного блока 2 превышает расход газового компонента в его нижней части (см. фиг.1 и 9).The flow rate of the gas component in the upper part of the
Это обусловлено большими тепловыми потерями газового компонента в верхней части СЗБ 2 при конвективном теплообмене с поверхностью СЗБ 2 из-за большей поверхности теплообмена по сравнению с нижней частью СЗБ 2.This is due to large heat losses of the gas component in the upper part of the
Расходы газового компонента в СЗБ 2 составляют: mСЗБ=0,5 кг/с, в ГО и Пхо mГО=0,32 кг/с и mП×О=0,18 кг/с соответственно, а в качестве газового компонента используется очищенный воздух с чистотой М6.5 (10000) по федеральному стандарту 209Е США или термостатированный воздух, соответствующий 8 классу ИСО по ГОСТ ИСО 14644-1-2002. Достаточность данных значений расходов для обеспечения температурного режима среды вокруг ПН 1 подтверждена нашим предприятием при проведении запусков широкой номенклатуры ПН 1. При необходимости, значения расходов могут быть изменены. Для уменьшения разности значений температуры газового компонента вдоль высоты ПН 1 при обтекании суммарный расход может быть увеличен выше 0,5 кг/с до максимального значения, которое определяется пропускной способностью магистрального трубопровода 7 РКН 3.The gas component costs in
В первом варианте устройства сброс газового компонента в окружающую атмосферу производят через отверстия 8 в нижней части СЗБ 2. Расположение дренажных отверстий 8 по высоте выбрано из условия обеспечения допустимых тепловых потерь газового компонента при обеспечении требуемых температурных условий газовой среды для ПН 1 в верхней и нижней частях СЗБ 2. При этом газовый компонент, подаваемый через нижний распылитель 5 термостатирует как нижнюю, так и верхнюю полость СЗБ 2.In the first embodiment of the device, the gas component is discharged into the surrounding atmosphere through
Во втором варианте устройства, из-за меньшей площади теплообмена газового компонента с поверхностью верхней части СЗБ 2 тепловые потери газового компонента меньше, чем в первом варианте. Сброс в атмосферу газового компонента, подаваемого через верхний распылитель, проводится в нижней части СЗБ 2 через отверстие 8. При этом для обеспечения температурных условий ПН 1 в полости СЗБ 2 ниже отверстий 8, а также создания условий для более равномерного обтекания ПН 1 по окружности, часть расхода газового компонента от верхнего распылителя 4 отводится через ряд отверстий 19 в шпангоуте 18 крепления ПН 1, который выступает в виде перегородки между верхней и нижней полостями СЗБ 2. При этом варианте полость СЗБ 2 термостатируется только газовым компонентом, подаваемым в верхний распылитель 4. Для обеспечения перетекания газового компонента из верхней полости СЗБ 2 в нижнюю полость, а также выхода газового компонента, подаваемого через нижний распылитель 5 в окружающую атмосферу на оболочке СЗБ 2 в месте расположения нижнего распылителя 5, выполнено дополнительное отверстие 17.In the second embodiment of the device, due to the smaller area of heat exchange of the gas component with the surface of the upper part of the
Таким образом, заявленное техническое решение позволяет повысить эффективность теплового режима и чистоты среды для полезной нагрузки в период подготовки ракеты космического назначения к старту.Thus, the claimed technical solution allows to increase the efficiency of the thermal regime and the purity of the medium for the payload during the preparation of the space rocket for launch.
Claims (3)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013142290/11A RU2543441C1 (en) | 2013-09-16 | 2013-09-16 | Method to provide thermal conditions and cleanliness of environment for payload under assembly-protection unit of space-mission missile and devices for its implementation (versions) |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013142290/11A RU2543441C1 (en) | 2013-09-16 | 2013-09-16 | Method to provide thermal conditions and cleanliness of environment for payload under assembly-protection unit of space-mission missile and devices for its implementation (versions) |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2543441C1 true RU2543441C1 (en) | 2015-02-27 |
Family
ID=53290102
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013142290/11A RU2543441C1 (en) | 2013-09-16 | 2013-09-16 | Method to provide thermal conditions and cleanliness of environment for payload under assembly-protection unit of space-mission missile and devices for its implementation (versions) |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2543441C1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2678731C1 (en) * | 2018-05-11 | 2019-01-31 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Method for maintenance of thermal rate of onboard devices in compartment of space launch vehicles |
RU2678731C9 (en) * | 2018-05-11 | 2022-09-13 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Method for maintenance of thermal rate of onboard devices in compartment of space launch vehicles |
Citations (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU699302A1 (en) * | 1977-09-23 | 1979-11-25 | Опытное Конструкторско-Технологическое Бюро По Интенсификации Тепломассообменных Процессов Института Технической Теплофизики Ан Украинской Сср | Unit for heat treatment of fibrous materials |
US4879877A (en) * | 1988-07-21 | 1989-11-14 | Hicke Gerald E | Air conditioning method and apparatus for refrigerated vehicles |
RU2174657C2 (en) * | 1999-09-27 | 2001-10-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Refrigerator |
RU2271319C2 (en) * | 2003-12-04 | 2006-03-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Method of support of thermal conditions and purity of space rocket head module and device for realization of this method |
RU2276651C2 (en) * | 2003-12-02 | 2006-05-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Method of forming thermal conditions and cleanness of head module of space rocket and device for realization of this method |
RU2279375C2 (en) * | 2003-12-02 | 2006-07-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Method of obtaining cleanness of head module of space rocket and device for realization of this method |
RU2293044C2 (en) * | 2004-10-08 | 2007-02-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Method of maintenance of thermal conditions in space rocket head module and device for realization of this method |
US20100051751A1 (en) * | 2005-06-29 | 2010-03-04 | Mueller George E | Reusable orbital vehicle with interchangeable modules |
CN201472675U (en) * | 2009-08-24 | 2010-05-19 | 北京卫星环境工程研究所 | Ventilating system for manned spacecraft |
RU2390479C1 (en) * | 2009-03-10 | 2010-05-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Device to control thermal conditions and purity inside nose cone of space rocket and method of its operation |
-
2013
- 2013-09-16 RU RU2013142290/11A patent/RU2543441C1/en active
Patent Citations (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU699302A1 (en) * | 1977-09-23 | 1979-11-25 | Опытное Конструкторско-Технологическое Бюро По Интенсификации Тепломассообменных Процессов Института Технической Теплофизики Ан Украинской Сср | Unit for heat treatment of fibrous materials |
US4879877A (en) * | 1988-07-21 | 1989-11-14 | Hicke Gerald E | Air conditioning method and apparatus for refrigerated vehicles |
RU2174657C2 (en) * | 1999-09-27 | 2001-10-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Refrigerator |
RU2276651C2 (en) * | 2003-12-02 | 2006-05-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Method of forming thermal conditions and cleanness of head module of space rocket and device for realization of this method |
RU2279375C2 (en) * | 2003-12-02 | 2006-07-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Method of obtaining cleanness of head module of space rocket and device for realization of this method |
RU2271319C2 (en) * | 2003-12-04 | 2006-03-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Method of support of thermal conditions and purity of space rocket head module and device for realization of this method |
RU2293044C2 (en) * | 2004-10-08 | 2007-02-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Method of maintenance of thermal conditions in space rocket head module and device for realization of this method |
US20100051751A1 (en) * | 2005-06-29 | 2010-03-04 | Mueller George E | Reusable orbital vehicle with interchangeable modules |
RU2390479C1 (en) * | 2009-03-10 | 2010-05-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Device to control thermal conditions and purity inside nose cone of space rocket and method of its operation |
CN201472675U (en) * | 2009-08-24 | 2010-05-19 | 北京卫星环境工程研究所 | Ventilating system for manned spacecraft |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2678731C1 (en) * | 2018-05-11 | 2019-01-31 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Method for maintenance of thermal rate of onboard devices in compartment of space launch vehicles |
RU2678731C9 (en) * | 2018-05-11 | 2022-09-13 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Method for maintenance of thermal rate of onboard devices in compartment of space launch vehicles |
RU2815684C1 (en) * | 2023-01-26 | 2024-03-20 | Акционерное общество "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" (АО "ГКНПЦ им. М.В. Хруничева") | Method for thermostating of payload zone in multi-layer nose cone of space warhead |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2679581C2 (en) | Device and method for prevention of ice formation on engine | |
EP3128239B1 (en) | Fuel staging | |
US9777674B2 (en) | Injector plate for a rocket engine | |
JP2003106529A5 (en) | ||
CN109339975A (en) | A kind of stealthy exhaust pipe of the adjustable cone-shaped cavity of band | |
RU2543441C1 (en) | Method to provide thermal conditions and cleanliness of environment for payload under assembly-protection unit of space-mission missile and devices for its implementation (versions) | |
US20040020187A1 (en) | Blanking-plug system for blanking off an orifice of a pipe, particularly for blanking off an orifice of a duct for introducing air into the combustion chamber of a ramjet | |
CN102281955B (en) | Coating material ejector | |
US3085396A (en) | Gas turbine engine with gas starter | |
CN105758214B (en) | A kind of big temperature difference spraying temperature lowering apparatus of superhigh temperature | |
US10792679B2 (en) | Coating system and method | |
KR102390242B1 (en) | burner nozzle | |
US11933249B2 (en) | Reusable upper stage rocket with aerospike engine | |
CN110314783A (en) | A kind of rifling accelerating type atomizing lance and operating method | |
RU2353556C2 (en) | Method for thermostatting pay load and instruments of control system of space head of carrier rocket, and airborne system used for method realisation | |
CA2964614A1 (en) | Directional flow nozzle swirl enhancer | |
CA3216392A1 (en) | Annular aerospike nozzle with widely-spaced thrust chambers, engine including the annular aerospike nozzle, and vehicle including the engine | |
RU2557092C1 (en) | Device to control thermal conditions and cleanliness of spacecraft head with large-sized payload | |
RU2359878C2 (en) | Method for thermostatting of live load of carrier rocket head and on-board system for its realisation | |
US8960067B2 (en) | Method and apparatus for launch recoil abatement | |
CN108871061B (en) | Take two-stage water spray cooling noise reduction system's transmission platform | |
RU2563114C1 (en) | Liquid propellant rocket engine chamber nozzle | |
RU2678731C1 (en) | Method for maintenance of thermal rate of onboard devices in compartment of space launch vehicles | |
RU2271319C2 (en) | Method of support of thermal conditions and purity of space rocket head module and device for realization of this method | |
US20180154383A1 (en) | Coating system and method |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |