Монтажно-випробувальний корпус ракети

Монтажно-випробувальний корпус ракети, що містить підлогу, стіни з покрівлею, джерело стисненого газу з трубопроводом й гнучким рукавом та залізничну колію для монтажних ВІЗКІВ ракети, яка має горловини термостатування, який відрізняється тим, що він оснащений допоміжними трубопроводами з вентилями, які встановлені у траншеях і розташовані у поперечних площинах, що відповідають горловинам термостатування, при цьому один кінець кожного допоміжного трубопроводу з'єднаний з трубопроводом, а другий його кінець за допомогою гнучкого рукава з'єднаний з горловиною термостатування Винахід відноситься до ракетно-космічної галузі, а більш конкретно - до наземного будівництва і може використовуватися для забезпечення робіт з ракетами середнього і важкого класів Відомим Є монтажно-випробувальний корпус ракети, який місить підлогу, стіни з покрівлею, контрольно-перевірочну апаратуру і залізничну колію для монтажних ВІЗКІВ ракети (див патент України №45928А, МПК B64G 5/00, 2001 р) Відомий монтажно-випробувальний корпус (МВК) забезпечує складання ракети у горизонтальному положенні і проведення її електричних випробувань Але у процесі проведення випробувань відбувається небажане прогрівання апаратури системи керування, яка знаходиться у відсіку для приладів ракети, і вихід и температури за допустимий робочий діапазон (5-35°С), тому що не забезпечується тепловій режим у відсіку для приладів Через це для забезпечення теплового режиму відсіку на етапі електричних випробувань необхідно робити тривалі перерви (3 перерви тривалістю по 1-2 години кожна) для остигання апаратури, що підвищує трудомісткість роботи з ракетою допустимої величини Через це у процесі транспортування ракети з космічним апаратом до пускової установки необхідно транспортними засобами забезпечити потрібний тепловий режим космічного апарата, що ускладнює експлуатацію ракети (див книгу "Космодром" под ред А П Вольского, М , "Воениздат", 1977,с 212-213 рис 6 3) На етапі підготовки ракети до пуску на пусковій установці здійснюється термостатування ракети, у процесі якого в "сухі" ВІДСІКИ ракети, де розташовані агрегати і апаратура, через горловини термостатування подається стиснений газ (повітря) з заданою температурою (див книгу "Космодром" под ред А П Вольского, М , "Воениздат", 1977, с 202, 211 рис 6 2) Якщо ракета заправлена кріогенними компонентами палива (рідкі кисень і водень), то у хвостових відсіках, де розташовані рушійні установки, із стисненого газу, що подається, випадає конденсат У випадку ВІДМІНИ пуску і доставления ракети до МВКу у хвостових відсіках збирається значна КІЛЬКІСТЬ сконденсованої води, яка створює в цих відсіках високу вологість Через це під час тривалого ховання ракети наявність високої вологості може призвести до пошкодження и апаратури і агрегатів Крім того, необхідно забезпечити теплові режими у відсіках ракети на інших етапах роботи з нею На етапі вивезення ракети із МВКу (з температурою повітря 15-25°С) до пускової установки взимку (з температурою повітря мінус 40°С) температура космічного апарата буде знижуватися нижче Недоліком відомого корпусу є його низькі експлуатаційні якості, тому що не забезпечуються теплові режими у відсіках ракети на усіх етапах и експлуатації Найближчим до запропонованого по технічно (О со 00 ю 58396 му рішенню є вибраний як прототип монтажновипробувальний корпус ракети за патентом України до заявки №2002064703 від 14 06 2002р. МПК B64G 5/00, Е04Н 5/02 Вказаний МВК містить підлогу, стіни з покрівлею, джерело стисненого газу з трубопроводом і гнучким рукавом та залізничну колію для монтажних ВІЗКІВ ракети, яка має горловини термостатування Цей МВК забезпечує складання ракети у горизонтальному положенні і проведення її електричних і пневматичних випробувань Для проведення пневматичних випробувань у МВК по трубопроводу подається стиснений газ від джерела газу до ракети (див книгу "Космодром" под ред А П Вольского, М , "Воениздат", 1977, с 192 рис 5 16) За допомогою додаткового трубопроводу з гнучким рукавом стиснений газ подається на продування дренажних трубопроводів, які приєднуються до дренажних горловин ракети Недоліком відомого корпусу є його невисокі експлуатаційні якості, тому що не забезпечуються теплові режими у відсіках ракети на усіх етапах и експлуатації В основу винаходу поставлена задача створення удосконаленої конструкції корпусу, яка б дозволила забезпечити підвищення його експлуатаційних якостей шляхом уведення в конструкцію нових елементів і технічних рішень, таких як наявність допоміжних трубопроводів з вентилями, які з'єднані з трубопроводом, що дозволяє забезпечити подавання стисненого газу у "сухі" ВІДСІКИ ракети, ДОПОМІЖНІ трубопроводи встановлюються у траншеях, що дозволяє забезпечити безпечне пересування по корпусу особового складу і засобів обслуговування ракети при наявності перекриттів, а також виключає пошкодження допоміжних трубопроводів, ДОПОМІЖНІ трубопроводи розташовуються у поперечних площинах, які відповідають горловинам термостатування, що дозволяє зменшити їх довжину і знизити теплові і гідравлічні втрати і, як слідство, зменшити потужність джерела стисненого газу, допоміжний трубопровод з'єднується з горловиною термостатування за допомогою гнучкого рукава, що дозволяє забезпечити компенсацію неточностей, які отримані під час виготовлення ракети і и укладанні на монтажні візки, та гарантоване з'єднання допоміжного трубопроводу з горловиною термостатування для виключення витоку стисненого газу Крім того, після термостатування ракети гнучкий рукав укладається у траншею і не заважає подальшому проведенню робіт з ракетою Поставлена задача вирішується таким чином, що запропонований монтажно-випробувальний корпус ракети, який містить підлогу, стіни з покрівлею, джерело стисненого газу з трубопроводом і гнучким рукавом та залізничну колію для монтажних ВІЗКІВ ракети, що має горловини термостатування, він споряджений допоміжними трубопроводами з вентилями, які встановлені у траншеях і розташовані у поперечних площинах, що відповідають горловинам термостатування, при цьому один кінець кожного допоміжного трубопроводу з'єднаний з трубопроводом, а другий його кінець за допомогою гнучкого рукава з єднаний з горловиною термостатування Для пояснення конструкції корпусу і його роботи додаються креслення та його детальний опис На кресленнях зображено на фіг 1 - загальний вид корпусу (вид зверху), на фіг 2 - розріз А-А фіг 1 (з'єднання "сухого" відсіку з допоміжним трубопроводом) Запропонований монтажно-випробувальний корпус складається з підлоги 1, стін 2, джерела З стисненого газу з трубопроводом 4, залізничної коли 5, монтажних ВІЗКІВ 6 і ракети 7, яка містить "сухі" ВІДСІКИ хвостові ВІДСІКИ 8 і 9 ВІДПОВІДНО пер шого і другого ступенів, ВІДСІК 10 для приладів, головний обтічник 11 На кожному "сухому" відсіку змонтовані горловина 12 термостатування і вихід 13 термостатування У ПІДЛОЗІ 1 виконані траншеї 14, у яких встановлені ДОПОМІЖНІ трубопроводи 15 з вентилями 16 Один кінець кожного допоміжного трубопроводу 15 з'єднаний з трубопроводом 4, а другий кінець за допомогою гнучкого рукава 17 з'єднаний з ВІДПОВІДНОЮ горловиною ^ т е р м о с т а тування Траншеї 4 закриті зверху перекриттями 18 у вигляді металевих плит Робота запропонованого корпусу здійснюється наступним чином Після складання ракети 7 проводять її електричні випробування, для чого до горловин ^ т е р мостатування, які розташовані на відсіку 10 для приладів, приєднують гнучкий рукав 17 і відкривають вентиль 16 (фіг 2) У процесі електричних випробувань у відсіку 10 для приладів по допоміжному трубопроводу 15 подають охолоджене повітря (10-20°С), яке потім витікає через вихід 13 термостатування У результаті термостатування електричні випробування проводяться без перерв Після проведення цих випробувань вентиль 16 закривають і гнучкий рукав 17 від'єднують від горловини 12 термостатування відсіку 10 для приладів Перед вивезенням ракети 7 до пускової установки взимку виконують підігрівання космічного апарата Для цього до горловини 12 термостатування на головному обтічнику 11 приєднують гнучкий рукав 17 і відкривають вентиль 16 Протягом заданого часу (1-3 години) у головний обтічник 11 подають підігріте повітря (30-45°С) Після цього закривають вентиль 16 і від'єднують гнучкий рукав 17 від горловини 12 термостатування на головному обтічнику 11 У процесі транспортування ракети 7 до пускової установки температура космічного апарата знижується, але не опускається нижче допустимого робочого диапазону На пусковій установці до ракети 7 приєднують наземні трубопроводи і здійснюють термостатування "сухих" ВІДСІКІВ 8-11 (до моменту пуску) Виконують заправлення баків ракети 7 кріогенними компонентами палива Влітку у головний обтічник 1 в МВКі подають охолоджене повітря для зниження температури комічного апарата, а у процесі транспортування ракети 7 до пускової установки температура космічного апарата підвищується, але не перевищує допустимого робочого діапазону У випадку ВІДМІНИ пуску із баків ракети 7 зливають компонентов палива іїї доставляють у МВК 58396 До горловин 12 термостатування на хвостових відсіках 8, 9 приєднують гнучкі рукава 17, відкривають вентилі 16 і у ВІДСІКИ 8, 9 подають підігріте повітря протягом заданого часу (3-5 годин) У результаті цього відбувається сушіння ВІДСІКІВ 8, 9 і виведення із них вологи Після сушіння закривають вентилі 16 і від'єднують гнучкі рукави 17 від горловини 12 термостатування на відсіках 8 і 9 6 Витрачання стисненого газу (повітря), яке по3 дається у ВІДСІКИ ракети, складає 1000-3000м /год У неробочому положенні гнучкі рукави 17 укладають у траншеї 14 Таким чином, запропонований корпус, який має просту і надійну конструкцію, дозволяє забезпечити зберігання і працездатність систем, агрегатів ракети і космічного апарата Фіг.і. Фіг 2. Комп'ютерна верстка Т Чепелєва Підписано до друку 05 08 2003 Тираж39 прим Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, Львівська площа, 8, м Київ, МСП, 04655, Україна ТОВ "Міжнародний науковий комітет", вул Артема, 77, м Київ, 04050, Україна