|
На данной странице представлена ознакомительная часть выбранного Вами патента
Для получения более подробной информации о патенте (полное описание, формула изобретения и т.д.) Вам необходимо сделать заказ. Нажмите на «Корзину»
| СИСТЕМА ОБЕСПЕЧЕНИЯ ТЕПЛОВОГО РЕЖИМА ПРИБОРНО - АГРЕГАТНОГО ОБОРУДОВАНИЯ РАЗГОННОГО РАКЕТНОГО БЛОКА |  |
Номер публикации патента: 2149127 |  |
| Редакция МПК: | 7 | | Основные коды МПК: | B64G001/50 F02K009/64 | | Аналоги изобретения: | Воронин Г.И. Системы терморегулирования космических аппаратов. - М.: Машиностроение, 1968, с.82-86. Малоземов В.В. и др. Выбор проектных параметров перспективных систем обеспечения теплового режима летательных аппаратов. - М,: МАИ, 1989, с.14-37. SU 1773017 A1, 20.03.96. SU 1779648 A1, 07.12.92. RU 2040446 C1, 27.07.95. EP 0780302 A1, 25.06.97. US 4324375 A, 13.04.82. DE 4104432 C1, 09.04.92. |
| Имя заявителя: | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | | Изобретатели: | Цихоцкий В.М.
Федотов В.К. | | Патентообладатели: | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" |
Реферат | |
Изобретение предназначено для обеспечения теплового режима приборно-агрегатного оборудования разгонного ракетного блока. Система обеспечения теплового режима приборно-агрегатного оборудования разгонного ракетного блока содержит контур теплоносителя с газожидкостным теплообменником и побудителем движения теплоносителя и вентилятор, размещенный вместе с упомянутым газожидкостным теплообменником в герметичном контейнере, в ней контур теплоносителя выполнен замкнутым, побудитель циркуляции теплоносителя выполнен в виде электронасосного агрегата, газожидкостный теплообменник выполнен на основе коротких гофр, а в замкнутый контур введены регулятор расхода, многосекционный радиационный теплообменник и термоплаты, на поверхностях которых размещено приборно-агрегатное оборудование, при этом вход регулятора расхода соединен с электронасосным агрегатом, а выходы - со входами многосекционного радиационного и газожидкостного теплообменников, выход многосекционного радиационного теплообменника соединен со входом газожидкостного теплообменника, причем поверхности секций упомянутого радиационного теплообменника расположены коаксиально внутренней поверхности обтекателя разгонного блока и образуют с ней каналы, полости которых снабжены патрубками для подвода воздуха. Такое выполнение системы позволяет обеспечить поддержание температуры приборно-агрегатного оборудования разгонного ракетного блока в течение длительного времени как в космосе, так и на стартовой позиции при нахождении разгонного ракетного блока в составе головной части ракетного комплекса. 3 ил.
|
Поиск патентов
Получить полное описание патента