Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космической головной частью (варианты)

Изобретения относятся к ракетно-космической технике. Стартовый комплекс в каждом варианте содержит транспортно-установочный агрегат (3), стартовое сооружение (4), стартовую систему (5), кабель-заправочную мачту (6), верхнюю кабель-мачту (7), башню обслуживания (8), кабину обслуживания (9), систему заправки окислителем (10) и систему заправки горючим (11), систему охлаждения горючего (12), оборудование хранилища (13) газов, холодильный центр (14) и систему термостатирования воздухом низкого давления (15) космической головной части (2). Стартовый комплекс снабжен системой термостатирования, которая включает в себя связанные с оборудованием хранилища (13) газов магистральный трубопровод (18), ресивер (19), баллоны (20) которого через щит зарядки (21) и трубопровод (22) с арматурой соединены с магистральным трубопроводом (18). Щит выдачи (23) ресивера (19) соединен с трубопроводом (24) подачи воздуха с пробоотборным устройством (25), соединенным со счетчиком (26) аэрозольных частиц, пневмощитом (27) контроля, средствами дистанционного контроля температуры и давления, а также гигрометром (30). В первом варианте предусмотрена система термостатирования воздухом высокого давления в космической головной части (2). Во втором варианте предусмотрена система термостатирования воздухом высокого давления отсеков ракеты-носителя. В третьем варианте предусмотрена система термостатирования азотом высокого давления отсеков ракеты-носителя. Изобретения направлены на повышение надежности и эффективности работы стартового комплекса. 3 н.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а более конкретно к стартовым комплексам ракет-носителей космического назначения. Оно может быть использовано при любых климатических и метеорологических условиях в любое время года и суток для поддержания в отсеках ракеты-носителя и космической головной части в процессе их предстартовой подготовки заданных оптимальных температурно-влажностных режимов и высокой чистоты и кондиции воздуха, оказывающих одно из решающих влияний на работоспособность, надежность и эффективность работы аппаратуры, приборов, агрегатов, систем, бортовых источников электропитания и других элементов, установленных в термостатируемых отсеках ракеты-носителя (РН) и космической головной части (КГЧ), что повышает надежность и эффективность работы стартового комплекса (СК), РН и КГЧ в целом.

Изобретение также может быть использовано для поддержания заданных оптимальных температурно-влажностных режимов в отсеках РН инертным газообразным азотом высокого давления, одновременно обеспечивающим взрыво-пожаробезопасность и высокую надежность пусков на стартовом комплексе.

Известен стартовый комплекс эстакадного типа №39 космического центра им. Кеннеди (US) для предстартовой подготовки и пуска РН "Сатурн-V" с космическим кораблем "Аполлон", содержащий пусковой стенд, клиновидный газоотражатель, газоотводный канал, гусеничный транспортер, с помощью которого на пусковой стенд доставляют стартовую платформу с установленной на ней ракетно-космической системой "Сатурн-V-Аполлон" и кабель-заправочной башней, ресиверную сжатых газов, передвижную башню обслуживания, на которой размещены оборудование и магистрали подачи воздуха и азота низкого давления с контролируемой температурой и влажностью к ракетно-космической системе, системы заправки окислителем и горючим и все другое необходимое оборудование (см. книгу "Космодром". Под общей редакцией проф. А.П.Вольского. М.: Воениздат, 1977, с.95-100; 229-232) [1].

К преимуществам известного стартового комплекса можно отнести то, что он является уникальным по насыщенности оборудованием и техническому решению. С этого стартового комплекса запускались космические корабли "Аполлон", доставившие американских астронавтов (космонавтов) на Луну, а также корабль "Аполлон" для встречи с космическим кораблем "Союз" по программе ЭПАС.

К недостаткам стартового комплекса можно отнести, во-первых, то, что передвижная башня обслуживания с магистралями подачи воздуха и азота отводится до пуска, при этом преждевременно прерывается термостатирование, во-вторых, недостаточно высокая степень чистоты воздуха, подаваемого в РН с КГЧ (концентрация загрязнений аэрозольными частицами порядка 3 мг/м³ и более), при определенных условиях может привести к засорению проходных сечений бортовой пневмокоммуникации, а также к загрязнению рабочей поверхности бортовой аппаратуры, приборов, систем и др., что снижает их надежность работы.

Известен стартовый комплекс, содержащий стартовое устройство, хранилище жидких ракетных горючих, сооружения для заправки и слива компонентов жидких ракетных топлив, систему пожаротушения с резервуаром для технической воды, систему структурирования азотсодержащих жидких ракетных горючих, включающую резервуары для хранения структурообразователя азотосодержащих жидких ракетных горючих и систему подачи структурообразователя в зону аварийного пролива горючего, имеющую коллекторы с распылителями структурообразователя, концентрически расположенные относительно стартового устройства (патент Ru 2094338, C1, B64G 5/00, 20.06.1994) [2].

К преимуществам этого стартового комплекса следует отнести безопасность проведения некоторых технологических операций предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космической головной частью, а к недостаткам - следующее:

- недостаточность спецтехнологического и общетехнического оборудования для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с КГЧ, так как с использованием этого стартового комплекса можно решать только часть задач, а именно: осуществить, например, заправку ракеты-носителя компонентами топлива, соблюдая при этом требования пожаровзрывобезопасности и экологической безопасности;

- низкую надежность и недостаточную эффективность стартового комплекса, обусловленные отсутствием, в частности, систем термостатирования воздухом высокого давления РН и КГЧ, а также системы термостатирования отсеков РН газообразным азотом высокого давления;

- отсутствие средств текущего контроля параметров: температуры, давления, влажности и чистоты термостатирующего воздуха.

Указанные недостатки существенно снижают надежность и эффективность работы стартового комплекса и приводят к невозможности обеспечения высокой надежности пусков РН с КГЧ.

Дальнейший анализ патентов и научно-технической литературы [1...20 и др.] показал, что по технической сущности и достигаемому эффекту наиболее близким к предлагаемому изобретению является стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя "Восток" с космической головной частью, описанный в книгах "Космонавтика (энциклопедия)" [3, с.44; 67-68; 152; 309-310; 383-384] и "Ракеты-носители" [4, с.19-22, рис.1.2 - Ракета-носитель "Восток"].

Этот стартовый комплекс содержит транспортно-установочный агрегат, стартовое сооружение, односкатный газоотражатель с газоотводным каналом в виде лотка, стартовую систему, кабель-заправочную мачту, верхнюю кабель-мачту, ферму (башню) обслуживания, кабину обслуживания, системы заправки окислителем и горючим, систему охлаждения горючего, оборудование хранилища газов, холодильный центр, систему термостатирования воздухом низкого давления, общетехнические системы и вспомогательное оборудование.

Транспортно-установочный агрегат представляет собой подъемно-транспортный агрегат на железнодорожном ходу, оборудованный гидросистемой для вывешивания агрегата на гидроопорах и подъема стрелы с РН в вертикальное положение, а также электрооборудованием для приведения в действие исполнительных механизмов и контроля за их положением. Передвижение транспортно-установочного агрегата (ТУА) между техническим и стартовым комплексами осуществляется тепловозом, а в пределах нулевой отметки стартового комплекса и в монтажно-испытательном корпусе - электроприводом ходовых тележек.

Транспортно-установочный агрегат состоит из следующих основных узлов: платформы, стрелы, гидроцилиндра подъема стрелы, крыльев, нижней опоры, верхней опоры, средней опоры, механизма подвески, механизма доводки, гидросистемы, электрооборудования и вспомогательного оборудования.

Вспомогательное оборудование состоит из грузового макета, площадок, лестниц и др.

Оборудование, входящее в состав транспортно-установочного агрегата (кроме грузового макета), размещено на стреле и платформе транспортно-установочного агрегата.

Стартовое сооружение является основным сооружением стартового комплекса и предназначено для размещения агрегатов и систем, обеспечивающих установку, подготовку, заправку и проведение пуска РН, для размещения необходимой контрольно-проверочной и пусковой аппаратуры, а также технических систем, обеспечивающих их функционирование.

Стартовое сооружение состоит из двух монолитно связанных между собой стартово-пускового и технологического блоков. Первый из них включает стартовый стол - "четырехгранник", на который устанавливаются стартовая система, односкатный газоотражатель с газоотводным каналом в виде лотка, помещение для кабины обслуживания и помещения для размещения оборудования, связанного с непосредственным обслуживанием РН, и разводки коммуникаций.

В центральной части блока предусмотрен проем диаметром 15,0 м для отвода газов от двигательных установок РН в газоход.

На отметке 2 м предусмотрена кольцевая площадка вокруг проема, на которую устанавливают опорное кольцо стартовой системы.

Технологический блок - 4-этажный, предназначен для размещения технологического оборудования, обеспечивающего заправку РН горючим, окислителем и другими компонентами, оборудования пожарной защиты, а также технических систем (вентиляции, водоснабжения, электроснабжения, автоматизации и др.). На стартовом сооружении предусмотрены два входа, четыре аварийных выхода, а также аварийные пути эвакуации, ведущие в укрытия.

Стартовая система предназначена для установки в нее РН "Восток", вертикализации и удержания ее в заданном положении во время предстартовой подготовки к пуску и проведения пуска, а также для размещения подводимых к РН пневмо-гидро-электрокоммуникаций. Стартовая система состоит из:

- опорного кольца и четырех оснований для крепления четырех опорных ферм и четырех несущих стрел, на которых подвешивается и закрепляется ракета-носитель с космической головной частью; опорные фермы имеют грузы-противовесы и сектора верхнего силового пояса;

- четырех направляющих устройств, фиксирующих хвостовую часть ракеты-носителя во время нахождения ее на стартовой системе и в начальный момент ее движения при пуске;

- двух нижних кабельных мачт для подвода и подключения к ракете-носителю кабельных коммуникаций с электроразъемами, обеспечивающих питание электроэнергией ракеты-носителя до ее пуска от наземных источников;

- гидробуферов опорных ферм;

- гидроприводы.

На стартовой системе РИ с КГЧ подвешивается за силовые узлы на центральном блоке в месте крепления боковых блоков с помощью четырех силовых несущих стрел и четырех опорных ферм, которые отбрасываются под действием грузов-противовесов после набора тяги. Кинетическая энергия опорных ферм гасится с помощью гидробуферов. Фермы и направляющие закреплены на платформе, обеспечивающей вертикализацию и наведение по азимуту РН с КГЧ с помощью гидросистемы, расположенной в основании опорных ферм.

Кабель-заправочная мачта (КЗМ), представляющая собой металлическую конструкцию мачтового типа, предназначена для подвода электрических кабелей, заправочных, пневматических, дренажных и прочих коммуникаций к верхним блокам РН и к КГЧ, отстыковка которых производится непосредственно перед пуском РН. На КЗМ размещены приборы, аппаратура, кабели, коммуникации, а также средства их защиты. КЗМ состоит из неподвижной части (двух оснований) и поворотной части, которая представляет собой форменную конструкцию, шарнирно соединенную с основанием, и может поворачиваться в вертикальной плоскости на угол 40°.

Крайнее верхнее положение КЗМ определено как рабочее, а крайнее нижнее - как исходное.

Угол между фермой в рабочем положении и вертикалью оставляет 17°. Движение КЗМ из рабочего положения в исходное происходит под действием противовеса. Торможение и останов КЗМ в исходном положении осуществляется двумя гидробуферами, установленными на основании КЗМ.

Подъем КЗМ в рабочее положение осуществляется двумя гидродомкратами. В рабочем положении поворотная часть КЗМ удерживается либо двумя механическими фиксаторами, либо специальным замком. Время отвода поворотной части из рабочего положения в исходное положение не более 12 с. КЗМ обеспечивает проведение работ в любое время года и суток при любых метеорологических условиях при температуре окружающего воздуха от минус 40°C до плюс 50°С при максимальной скорости ветра в порыве до 15 м/с.

По верхней кабель-мачте проложены электрические кабели к РН.

Верхняя кабель-мачта (ВКМ) включает в себя ферму, основание, головку ВКМ, средства крепления и защиты кабелей, гидропривод, гидробуфер, электрооборудование и средства заземления.

Для обслуживания РН и КГЧ и осуществления стыковки бортовых разъемов коммуникаций с ответными разъемами наземных систем (т.е. для подключения связей "земля-борт") к РН с КГЧ подводят ферму (башню) обслуживания, которая имеет площадки обслуживания. Внутри ферм обслуживания размещены подъемные лифты, доставляющие обслуживающий персонал на площадки.

Для обслуживания хвостовой и донной частей РН при предстартовой подготовке используют выдвижную кабину обслуживания с ее многоярусными площадками обслуживания.

Кабина обслуживания включает в себя телескопическую колонну, верхние площадки, принадлежности, площадки средние и нижние, платформу, механизм передвижения, рельс, сосуды и патрубки сливные, мост, гидросистему, электрооборудование и азотную установку.

Заправочные средства стартового комплекса состоят из комплекса стационарных систем и подвижных агрегатов и включают:

- системы заправки и подпитки РН окислителем - жидким кислородом и жидким азотом;

- системы заправки горючим - керосином Т-1 РН из железнодорожного заправщика;

- системы заправки РН перекисью водорода из железнодорожного заправщика.

Перед заправкой керосин Т-1 охлаждают до требуемой температуры, например до минус 25°С, для увеличения его плотности, используя для этого систему охлаждения горючего.

Оборудование хранилища газов обеспечивает проведение технологических операций предстартовой подготовки с использованием воздуха, азота и гелия и состоит из баллонов хранения под давлением 40 МПа, пневмощитов зарядки и выдачи азота и воздуха, пневмощита зарядки и выдачи гелия, пневмощитов понижения давления, пневмощитов контроля давления газов, выдаваемых потребителям, пневмощита контроля качества газов и магистральных трубопроводов с арматурой.

Холодильный центр, включающий холодильные машины, насосы, емкости для теплоносителя, трубопроводы с запорно-регулирующей арматурой, пульты управления и другое оборудование, используется для обеспечения нормальной работы охладителей газов (воздуха и азота) в системах термостатирования РН и КГЧ в процессе их предстартовой подготовки.

Система термостатирования воздухом низкого давления обеспечивает заданный температурно-влажностный режим РН и КГЧ при их предстартовой подготовке на стартовом комплексе.

Общетехнические системы включают в себя систему водоснабжения, систему оборотного водоснабжения для охлаждения холодильных машин и других агрегатов, систему промстоков, систему газоанализа помещений, средства грозозащиты, молниеотводы, средства связи и другие.

К вспомогательному оборудованию относятся подвижные и стационарные системы водяного, газового и пенного пожаротушения и др.

Данный стартовый комплекс выбран нами в качестве прототипа предлагаемого изобретения.

К преимуществам прототипа следует отнести его высокую надежность и безопасность в эксплуатации, а также уникальность стартовой системы, не имеющей аналогов в мире.

С этого стартового комплекса с помощью ракеты-носителя "Восток" был успешно осуществлен вывод на орбиту первого в мире космического корабля с советским человеком на борту; в дальнейшем выводились космические аппараты "Луна-1"-"Луна-3", искусственные спутники Земли серии "Космос", "Метеор", "Электрон" и другие [3].

Одним из недостатков прототипа является то, что ферма (башня) обслуживания отводится от ракеты-носителя с КГЧ за значительное время до пуска и одновременно отстыковываются связи систем термостатирования воздухом низкого давления РН и КГЧ. В результате происходит преждевременное прекращение термостатирования РН и КГЧ на стартовом комплексе, что может привести к нарушению температурно-влажностных режимов в отсеках РН и КГЧ, необходимых для их нормального функционирования. Поддержание же указанных режимов за счет предварительного доведения температур конструкции и воздуха в отсеках РН и КГЧ до более высоких значений не дает желаемых оптимальных результатов.

Техническим результатом изобретения является повышение надежности и эффективности работы стартового комплекса и обеспечение высокой надежности пусков ракет-носителей с космическими головными частями.

Поясним вкратце указанный технический результат.

Обеспечение высокой надежности пусков ракет-носителей с космическими головными частями возможно только при безотказной и надежной работе стартового комплекса, ракеты-носителя и космической головной части, следовательно, полученный положительный эффект нельзя разделить на части, связанные со стартовым комплексом, ракетой-носителем и космической головной частью, так как они тесно взаимосвязаны между собой, неразрывны с точки зрения достижения цели изобретения и их следует рассматривать как единую систему. Надежность такой системы зависит от надежности ее составляющих. Поэтому повышение надежности и эффективности работы стартового комплекса непременно сказывается на надежности пусков ракет-носителей с космическими головными частями.

Таким образом, изобретение направлено на получение единого технического результата, что не противоречит требованиям единства изобретения.

Поясним также следующее: признаки формулы изобретения должны быть указаны в статике, поэтому употребление термина "мобильная башня обслуживания" противоречит требованиям составления формулы изобретения. По этой причине вместо термина "мобильная башня обслуживания" нами используется термин "башня обслуживания".

Указанный технический результат достигается благодаря тому, что стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космической головной частью, содержащий транспортно-установочный агрегат, стартовое сооружение, стартовую систему, кабель-заправочную мачту, верхнюю кабель-мачту, башню обслуживания, кабину обслуживания, системы заправки окислителем и горючим, систему охлаждения горючего, оборудование хранилища газов, холодильный центр, систему термостатирования воздухом низкого давления, общетехнические системы и вспомогательное оборудование, согласно изобретению дополнительно снабжен системой термостатирования воздухом высокого давления космической головной части, которая включает в себя связанные с оборудованием хранилища газов магистральный трубопровод с отношением длины L к внутреннему диаметру D в диапазоне и ресивер сжатого воздуха, баллоны которого через щит зарядки и трубопровод с арматурой соединены с магистральным трубопроводом, а щит выдачи ресивера сжатого воздуха соединен с трубопроводом подачи воздуха в космическую головную часть, снабженным пробоотборным устройством, соединенным со счетчиком аэрозольных частиц, пневмощитом контроля кондиционности сжатого воздуха, средствами дистанционного контроля параметров - температуры и давления воздуха, а также штатным гигрометром для контроля влажности воздуха, подаваемого в космическую головную часть, который через пневмощит управления, блок понижения давления, нагреватель газов и охладитель воздуха, установленный в кольцевом контуре охлаждения холодильного центра, соединен с разъемным соединением блока А ракеты-носителя и посредством вертикального трубопровода на борту ракеты-носителя связан с космической головной частью, при этом трубопровод подачи воздуха в космическую головную часть на участке от нагревателя газов до блока А ракеты-носителя теплоизолирован.

Указанный технический результат достигается также благодаря тому, что стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космической головной частью, содержащий транспортно-установочный агрегат, стартовое сооружение, стартовую систему, кабель-заправочную мачту, верхнюю кабель-мачту, башню обслуживания, кабину обслуживания, системы заправки окислителем и горючим, систему охлаждения горючего, оборудование хранилища газов, холодильный центр, систему термостатирования воздухом низкого давления, общетехнические системы и вспомогательное оборудование, согласно изобретению дополнительно снабжен системой термостатирования воздухом высокого давления отсеков ракеты-носителя, включающей в себя связанные с оборудованием хранилища газов магистральный трубопровод с отношением длины L к внутреннему диаметру D в пределах и ресивер сжатого воздуха, состоящий из баллонов, щит зарядки которых посредством трубопровода с арматурой связан с магистральным трубопроводом, а щит выдачи соединен с трубопроводом подачи воздуха в ракету-носитель с установленными на нем датчиками давлений и температур, который через входной пневмощит, фильтр, пневмощит управления, блок понижения давления, нагреватель газов и охладитель воздуха, расположенный в контуре охлаждения холодильного центра, соединен с разъемным соединением блока А ракеты-носителя и посредством бортовой коммуникации связан с приборным и межбаковым отсеками блока А и межбаковым и хвостовым отсеками блока И ракеты-носителя, при этом участок трубопровода подачи воздуха в ракету-носитель от нагревателя газов до блока А теплоизолирован.

Указанный технический результат достигается также и благодаря тому, что стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космической головной частью, содержащий транспортно-установочный агрегат, стартовое сооружение, стартовую систему, кабель-заправочную мачту, верхнюю кабель-мачту, башню обслуживания, кабину обслуживания, системы заправки окислителем и горючим, систему охлаждения горючего, оборудование хранилища газов, холодильный центр, систему термостатирования воздухом низкого давления, общетехнические системы и вспомогательное оборудование, согласно изобретению снабжен системой термостатирования азотом высокого давления отсеков ракеты-носителя, которая включает в себя связанные с оборудованием хранилища газов магистральный трубопровод с отношением длины L к внутреннему диаметру D в диапазоне и ресивер сжатого азота высокого давления, щит зарядки баллонов которого через трубопровод с арматурой связан с магистральным трубопроводом, а щит выдачи соединен с трубопроводом подачи азота высокого давления в ракету-носитель с установленными на нем датчиками давлений и температур, который через входной пневмощит с угловым вентилем, фильтр, пневмощит управления, блок понижения давления, нагреватель газов и охладитель азота, установленный в контуре охлаждения холодильного центра, соединен с разъемным соединением блока А ракеты-носителя и посредством бортовой коммуникации связан с приборным и межбаковым отсеками блока А и межбаковым и хвостовым отсеками блока И ракеты-носителя

Сущность предлагаемых изобретений поясняется чертежами.

На фиг.1, 2, 3 и 4 представлены варианты выполнения стартового комплекса для предстартовой подготовки и пуска РН с КГЧ.

Так как для всех вариантов прототип один и тот же, то фиг.1 является общей.

Фиг.1 и 2 относятся к варианту 1;

фиг.1 и 3 - к варианту 2;

фиг.1 и 4 - к варианту 3.

На фиг.1 показана структурная схема стартового комплекса для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя (РН) с космической головной частью (КГЧ) в момент времени после установки РН с помощью транспортно-установочного агрегата на стартовую систему, подведения башни обслуживания, подъема и стыковки КГЧ с РН.

На фиг.1 позиции, которые невозможно было показать, заключены в квадратики.

На фиг.2 изображена схема системы термостатирования воздухом высокого давления космической головной части.

На фиг.3 - схема системы термостатирования воздухом высокого давления отсеков ракеты-носителя.

На фиг.4 - схема системы термостатирования азотом высокого давления отсеков ракеты-носителя.

Вариант 1

Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космической головной частью (фиг.1) содержит ракету носитель 1 (с боковыми блоками конической формы), космическую головную часть 2 (включающую головной обтекатель, космический аппарат и при необходимости разгонный блок "Фрегат"), транспортно-установочный агрегат 3, стартовое сооружение 4, стартовую систему 5, кабель-заправочную мачту 6, верхнюю кабель-мачту 7, башню обслуживания 8, кабину обслуживания 9, системы заправки окислителем 10 и горючим 11, систему охлаждения горючего 12, оборудование хранилища газов 13, холодильный центр 14, систему термостатирования воздухом низкого давления 15 космической головной части 2, общетехнические системы 16 и вспомогательное оборудование 17.

Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя 1 с космической головной частью 2 дополнительно снабжен системой термостатирования воздухом высокого давления космической головной части 2 (фиг.2), которая включает в себя связанные с оборудованием хранилища газов 13 магистральный трубопровод 18 с отношением длины L к внутреннему диаметру D в диапазоне и ресивер сжатого воздуха 19, баллоны 20 которого через щит зарядки 21 и трубопровод 22 с арматурой соединены с магистральным трубопроводом 18, а щит выдачи 23 ресивера сжатого воздуха 19 соединен с трубопроводом подачи воздуха 24 в космическую головную часть 2, снабженным пробоотборным устройством 25, соединенным со счетчиком 26 аэрозольных частиц, пневмощитом 27 контроля кондиционности сжатого воздуха, средствами дистанционного контроля параметров - температуры 28 и давления 29 воздуха, а также штатным гигрометром 30 для контроля влажности воздуха, подаваемого в космическую головную часть 2, который через пневмощит управления 31, блок понижения давления 32, нагреватель 33 газов и охладитель 34 воздуха, установленный в кольцевом контуре 35 охлаждения холодильного центра 14, соединен с разъемным соединением 36 блока А ракеты-носителя 1 и посредством вертикального трубопровода (на фиг.1 вертикальный трубопровод условно не показан) на борту ракеты-носителя 1 связан с космической головной частью 2, при этом трубопровод подачи воздуха 24 в космическую головную часть 2 на участке от нагревателя 33 газов до блока А ракеты-носителя 1 теплоизолирован. Пробоотборное устройство 25 включает в себя связанный с зондом, установленным в трубопроводе подачи воздуха 24, пробоотборный трубопровод 37, запорный вентиль 38, дроссель 39, коническую камеру 40 и пробозаборный патрубок 41, связанный с оптико-электронным аэрозольным счетчиком ОЭАС 26.

Трубопровод подачи воздуха 24 в космическую головную часть 2 через угловой вентиль 42 соединен с пневмощитом управления 31, в котором установлены фильтр 43, датчик давления 44, манометровый вентиль 45, реле давления 46, электропневмоклапан 47, обратный клапан 48.

В блоке понижения давления 32 расположены электропневмоклапан 47, дроссельный клапан 49, газовый редуктор 50, понижающий давление от 40 МПа до 6 МПа, предохранительный клапан 51, обратный клапан 48, дроссель 52, угловой вентиль 42.

Вариант 2

Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космической головной частью (фиг.1) содержит ракету-носитель 1 (с боковыми блоками конической формы), космическую головную часть 2, транспортно-установочный агрегат 3, стартовое сооружение 4, стартовую систему 5, кабель-заправочную мачту 6, верхнюю кабель-мачту 7, башню обслуживания 8, кабину обслуживания 9, системы заправки окислителем 10 и горючим 11, систему охлаждения горючего 12, оборудование хранилища газов 13, холодильный центр 14, систему термостатирования воздухом низкого давления 15 РН 1, общетехнические системы 16 и вспомогательное оборудование 17.

Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космической головной частью (фиг.1, 3) дополнительно снабжен системой термостатирования воздухом высокого давления отсеков РН 1, включающей связанные с оборудованием хранилища газов 13 магистральный трубопровод 18 с отношением длины L=14000 м к внутреннему диаметру D=0,08 м, равным , что находится в диапазоне (1,2-2,5)·10⁵, и ресивер 19 сжатого воздуха с баллонами (емкость каждого баллона 0,4 м³). Щит зарядки 21 баллонов 20 посредством трубопровода 22 с арматурой связан с магистральным трубопроводом 18. Щит выдачи 23 соединен с трубопроводом 24 подачи воздуха в ракету-носитель 1, на котором установлены датчики давлений 25 и температур 26.

Трубопровод 24 подачи воздуха в РН 1 через входной пневмощит 27, угловой вентиль 28, фильтр 29, пневмощит управления 30, блок 31 понижения давления, нагреватель 32 газов и охладитель 33 воздуха, расположенный в контуре 34 охлаждения холодильного центра 14, соединен с разъемным соединением 35 блока А ракеты-носителя 1 и посредством бортовой коммуникации связан с приборным и межбаковым отсеками блока А и межбаковым и хвостовым отсеками блока И ракеты-носителя 1.

При этом участок трубопровода 24 подачи воздуха в ракету-носитель 1 от нагревателя 32 газов до блока А теплоизолирован.

Пневмощит управления 30 (фиг.3) включает в себя угловой вентиль 28, манометровый вентиль 36, реле давления 37, электропневмоклапан 38 и обратный клапан 39. Блок 31 понижения давления содержит электропневмоклапан 38, дроссельный клапан 40, газовый редуктор 41, манометровый вентиль 36, предохранительный клапан 42, реле давления 37, обратный клапан 39 и дроссель 43.

Вариант 3

Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космической головной частью (фиг.1) содержит ракету-носитель 1, космическую головную часть 2, транспортно-установочный агрегат 3, стартовое сооружение 4, стартовую систему 5, кабель-заправочную мачту 6, верхнюю кабель-мачту 7, башню обслуживания 8, кабину обслуживания 9, системы заправки окислителем 10 и горючим 11, систему охлаждения горючего 12, оборудование хранилища газов 13, холодильный центр 14, систему термостатирования воздухом низкого давления 15 РН 1, общетехнические системы 16 и вспомогательное оборудование 17.

Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космической головной частью (фиг.1, 4) снабжен системой термостатирования азотом высокого давления отсеков ракеты-носителя 1, которая включает в себя связанные с оборудованием хранилища газов 13 магистральный трубопровод 18 с отношением длины L=14000 м к внутреннему диаметру D=0,05 м, равным , что находится в диапазоне (1...4)·10⁵, и ресивер 19 сжатого азота высокого давления (40 МПа).

Щит 21 зарядки баллонов 20 ресивера 19 сжатого азота высокого давления через трубопровод 22 с арматурой связан с магистральным трубопроводом 18, а щит 23 выдачи соединен с трубопроводом 24 подачи азота высокого давления в ракету-носитель 1, на котором установлены датчики давлений 25 и температур 26. Трубопровод 24 подачи азота высокого давления в ракету-носитель 1 через входной пневмощит 27 с угловым вентилем 28, фильтр 29, пневмощит управления 30, блок понижения 31 давления, нагреватель 32 газов и охладитель азота 33, установленный в контуре 34 охлаждения холодильного центра 14, соединен с разъемным соединением 35 блока А ракеты-носителя 1 и посредством бортовой коммуникации связан с приборным и межбаковым отсеками блока А и межбаковым и хвостовым отсеками блока И ракеты-носителя 1.

Пневмощит управления 30 (фиг.4) включает в себя датчик давления 25, угловой вентиль 28, манометровый вентиль 36, реле давления 37, электропневмоклапан 38 и обратный клапан 39.

В блоке понижения 31 давления расположены электропневмоклапан 38, дроссельный клапан 40, газовый редуктор 41, понижающий входное давление (40 МПа) до заданной величины (9±1 МПа), манометровый вентиль 36, предохранительный клапан 42, реле давления 37, обратный клапан 39, угловой вентиль 28 и дроссель 43.

На предлагаемом стартовом комплексе (с участием всех вариантов изобретения) предстартовую подготовку и пуск ракеты-носителя с космической головной частью осуществляют по циклограмме (программе) пуска ракеты-носителя с пульта оператора с помощью автоматизированной системы управления технологическим оборудованием стартового комплекса - АСУТО СК.

АСУТО СК обеспечивает автоматическое и ручное дистанционное управление исполнительными элементами технологических систем и агрегатов; автоматическое и ручное дистанционное управление электроприводами и электронагревателями технологических систем и агрегатов через низковольтные комплектные устройства (НКУ), входящие в состав АСУТО СК; дистанционный контроль и отображение на рабочем месте оператора информации о состоянии исполнительных элементов технологических систем и агрегатов; измерение текущих значений параметров и сигнализацию об отключении их значений; функционирование блокировок безопасности; дистанционное включение (отключение) питания; обмен информацией со смежными системами и др.

Предлагаемое изобретение (с учетом всех его вариантов) может быть использовано как на российских стартовых комплексах, так и на стартовом комплексе РН "Союз-СТ" в Гвианском космическом центре.

Известны два варианта сборки и установки РН с КГЧ на стартовую систему. Первый вариант применяется на российских стартовых комплексах, а второй - на стартовом комплексе РН "Союз-СТ" в Гвианском космическом центре.

По первому варианту на техническом комплексе полностью собранную и испытанную в горизонтальном положении ракету-носитель 1 с помощью кранов и траверс перекладывают на транспортно-установочный агрегат 3. Затем тщательно собранный, испытанный и заправленный (на заправочной станции технического комплекса) компонентами топлива и сжатыми газами космический аппарат 2 и разгонный блок "Фрегат", установленные в космической головной части (КГЧ), пристыковывают к ракете-носителю 1, закрепляют на транспортно-установочном агрегате 3 и транспортируют на стартовый комплекс, где РН с КГЧ с помощью транспортно-установочного агрегата устанавливают на стартовую систему в положение пуска. Далее подключают связи "Земля-борт". Для обслуживания РН на российских СК применяется поворотная ферма обслуживания.

По второму варианту на техническом комплексе тщательно собранную ракету-носитель 1 без космической головной части устанавливают на транспортно-установочный агрегат 3, закрепляют и транспортируют в горизонтальном положении на стартовый комплекс, где с помощью транспортно-установочного агрегата 3 ее поднимают в вертикальное положение и устанавливают на стартовую систему 5. Затем к РН подводят мобильную башню обслуживания.

На заправочной станции технического комплекса установленные в космической головной части космический аппарат 2 и разгонный блок "Фрегат" заправляют компонентами топлива и сжатыми газами.

Затем космическую головную часть в вертикальном положении на транспортной тележке доставляют на стартовый комплекс, где с помощью крана мобильной башни обслуживания ее поднимают по направляющим и устанавливают на подставку на площадке на уровне 27 м для снятия транспортной крышки и подключения системы термостатирования воздухом низкого давления.

После этого космическую головную часть пристыковывают к ракете-носителю, осуществляют проверку и, используя поворотный круг и гидродомкраты подвесок, производят вертикализацию РН с КГЧ.

Далее к бортовым разъемным соединениям ракеты-носителя подсоединяют наземные электро-, пневмо- и гидрокоммуникации, то есть подключают все связи "земля-борт", используя для этого нижние кабель-мачты, верхнюю кабель-мачту, кабель-заправочную мачту, башню обслуживания и кабину обслуживания.

После обслуживания хвостовой и донной частей ракеты-носителя перед пуском РН с КГЧ кабину обслуживания отводят в нишу стартового сооружения по рельсовому пути и предохраняют теплозащитной шторой от воздействия газовых струй ракетных двигателей.

После сборки РН с КГЧ на стартовой системе и установки ее в положение пуска включают в работу системы термостатирования отсеков РН и КГЧ воздухом низкого давления.

Система термостатирования КГЧ воздухом низкого давления имеет в своем составе воздуходувки (вентиляторы), трубопровод подачи воздуха с арматурой, фильтры, воздухоохладители, электронагреватели и другое необходимое оборудование.

Контроль температуры и чистоты термостатирующего воздуха, подаваемого в КГЧ, производят вблизи люков КГЧ.

Систему термостатирования КГЧ воздухом низкого давления отключают при отводе башни обслуживания и включают систему термостатирования воздухом высокого давления космической головной части (фиг.1, 2, вариант 1). Последнюю отключают по команде "земля-борт" непосредственно перед командой "контакт подъема".

В процессе термостатирования воздухом высокого давления КГЧ производят контроль чистоты, кондиционности, влажности, температуры и давления воздуха, подаваемого в КГЧ.

В состав системы термостатирования РН воздухом низкого давления входят вентиляторы для подачи воздуха с необходимыми параметрами (давлением, расходом, температурой), воздушные фильтры, очищающие атмосферный воздух от механических примесей, пылевых частиц и коррозионно-активных агентов с чистотой фильтрации не менее 20 мкм, холодильные машины, охладители воздуха, электронагреватели и другое необходимое оборудование. Контроль и регистрацию температуры термостатирующего воздуха производят вблизи люков РН. За 3,5 часа до команды "Контакт подъема" систему термостатирования РН воздухом низкого давления отключают и включают систему термостатирования воздухом высокого давления отсеков ракеты-носителя (фиг.1, 3, вариант 2).

За 15 минут до команды "Контакт подъема" включают в работу систему термостатирования азотом высокого давления отсеков ракеты-носителя (фиг.1, 4, вариант 3). Массовый расход азота, подаваемого на термостатирование отсеков блоков А и И ракеты-носителя при температуре от 20 до 50°С составляет 0,33±0,02 кг/с; давление азота на входе в РН равно 9±1 МПа.

Перед заправкой РН жидким кислородом производится охлаждение коммуникаций системы заправки и баков РН. Заправка и подпитка блоков А, Б, В, Г, Д и блока III ступени РН жидким кислородом осуществляются путем вытеснения жидкого кислорода из резервуаров хранилища газообразным кислородом, получаемым с помощью испарителя жидкого кислорода.

Температура жидкого кислорода на входе в баки блоков РН не более 92 К.

Давление наддува резервуаров хранилища находится в пределах 0,8-1,0 МПа.

Перед заправкой РН горючим - керосином Т-1 - систему заправки приводят в готовность. С помощью системы охлаждения керосин Т-1 охлаждают до требуемой температуры.

Система заправки блоков А, Б, В, Г, Д ракеты-носителя горючим - керосином Т-1 состоит из подвижной и неподвижной (стационарной) частей. Подвижную часть составляет железнодорожный заправщик, имеющий в своем составе насосную установку, цистерны, трубопроводы с арматурой и все необходимое оборудование.

Стационарная часть расположена в стартовом сооружении. Заправочная колонка установлена на нулевой отметке стартового сооружения, а коммуникация для отвода паров от дренажно-предохранительного клапана (ДПК) блока А ракеты-носителя - на башне обслуживания.

Железнодорожный заправщик подсоединяют к заправочной колонке.

В системе заправки установлен фильтр с тонкостью фильтрации 70 мкм.

Блок И ракеты-носителя заправляется керосином Т-1 с помощью автозаправщика через фильтр с тонкостью фильтрации 20 мкм.

В двух отсеках автозаправщика установлено все необходимое оборудование.

Оборудование хранилища газов в процессе предстартовой подготовки к пуску РН с КГЧ обеспечивает сжатыми газами - воздухом, азотом и гелием - всех потребителей на стартовом комплексе; сжатые газы используют для управления клапанами, зарядки и подпитки бортовых баллонов ракеты-носителя с КГЧ, наддува баков окислителя и горючего перед стартом, термостатирования воздухом высокого давления КГЧ (вариант 1) и РН (вариант 2), термостатирования азотом высокого давления отсеков ракеты-носителя (вариант 3), а также для работы системы эжекции и др.

Оборудование хранилища газов состоит из баллонов со сжатыми газами, пневмощитов зарядки и выдачи азота и воздуха, пневмощита зарядки и выдачи гелия, пневмощитов контроля давления газов, контроля качества газов, магистральных трубопроводов с арматурой и др.

Холодильный центр обеспечивает нормальную работу охладителей газов (воздуха, азота) в процессе термостатирования КГЧ и РН.

Общетехнические системы в процессе предстартовой подготовки РН с КГЧ к пуску постоянно включены в работу для водоснабжения стартового комплекса и создания нормальных условий для работы обслуживающего персонала.

Вспомогательное оборудование используется для проведения вспомогательных операций, возникающих в ходе предстартовой подготовки.

Проводят комплексные испытания и проверки ракеты-носителя и космической головной части перед пуском и в аппаратуру системы управления вводят полетное задание.

После завершения всех технологических операций предстартовой подготовки команда на пуск подается руководителем пуска в соответствии с установленной программой пуска РН и на основе информации о состоянии и готовности всех систем и агрегатов стартового комплекса.

Включают многоканальную систему регистрации и записи контролируемых параметров всех бортовых систем РН и стартового комплекса. Топливные магистрали РН продуваются азотом, закрываются дренажные коммуникации баков окислителя и горючего всех ступеней РН, прекращается подпитка баков жидким кислородом, производится предстартовый наддув баков РН сжатыми газами.

Включаются бортовые системы управления и источники питания. Отводятся кабель-заправочная мачта, а затем и верхняя кабель-мачта. Прекращается всякая связь с бортом РН. Последняя находится в режиме автономного управления, питание всех систем осуществляется от борта РН. Включается зажигание, начинает работать ТНА. В камерах создают факел пламени.

Контролируют выход ракетных двигателей на режим и момент отрыва РН с КГЧ от стартовой системы.

Прохождение операций отображается на пульте пуска и сопровождается командами "Наддув", "Контакт", "Земля-борт", "Зажигание" и др.

Подается команда на отстыковку и отброс быстроразъемных соединений.

В момент отрыва РН от опор стартовой системы срабатывает датчик контакта подъема ("КП") и на пульте пуска загорается транспарант "Старт".

Тяга двигателей увеличивается, и ракета-носитель с космической головной частью выходит из зоны возможного соударения с элементами стартовой системы.

Газовая струя при пуске ракеты-носителя отводится по односкатному газоотражателю и газоотводному каналу лоткового типа.

Предлагаемый стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космической головной частью позволяет:

- проводить (в отличие от аналогов и прототипа) термостатирование воздухом высокого давления космической головной части (вариант 1) и отсеков ракеты-носителя (вариант 2) практически до момента пуска (систему термостатирования воздухом высокого давления КГЧ отключают по команде "Земля-борт" за примерно 42 с до команды "Контакт подъема" ("КП"), а систему термостатирования воздухом высокого давления отсеков ракеты-носителя отключают по команде "Наддув" за примерно 2,5 мин до команды "КП"), что повышает надежность и эффективность работы аппаратуры, приборов, агрегатов и систем, установленных на борту РН и КГЧ, как на стартовом комплексе, так и в космосе;

- поддерживать заданные оптимальные температурно-влажностные режимы в отсеках ракеты-носителя инертным газообразным азотом высокого давления, что повышает надежность и эффективность функционирования бортовой аппаратуры и систем РН и одновременно обеспечивает взрыво-пожаро-безопасность, высокую надежность и безопасность пусков на стартовом комплексе.

Проведенные на аналогичном стартовом комплексе 17П32-6 эксперименты показали [20], что чистота термостатирующего воздуха высокого давления, подаваемого в космическую головную часть, по степени загрязнения органическими веществами составила (1..2)·10^-8 г/см, что на порядок лучше, чем по сравнению с требованиями спецификаций Европейского космического агентства (ESA pss-01-201, ESA pss-01-705), по которым загрязнение не должно превышать величины 2·10^-7 г/см² [20].

Проверялось также аэрозольное загрязнение термостатирующего воздуха. При этом чистота термостатирующего воздуха сравнивалась с данными Федерального стандарта США (FED.STD-209E) и составила 250 частиц в одном литре, размер частиц 0,5 мкм, а по Федеральному стандарту США 3530 частиц в одном литре, то есть по предлагаемому изобретению воздух, подаваемый в КГЧ, в 14 раз чище и обладает сверхвысокой частотой.

Это крайне важно, так как попадание такого воздуха, например, на поверхность солнечных батарей не вызовет негативных последствий, тогда как попадание загрязненного воздуха приведет к тому, что солнечные батареи в космосе не могут выйти на расчетный режим мощности со всеми вытекающими отсюда отрицательными последствиями.

Еще одним преимуществом предлагаемого стартового комплекса (по сравнению с аналогами и прототипом) является то, что он будет построен в Гвианском космической центре, расположенном ближе к экватору (5° северной широты), что позволяет вывести на орбиту больше полезного груза (вместо, например, одного космического аппарата несколько космических аппаратов), что повышает эффективность ракеты-носителя и стартового комплекса в целом.

Сравнительный анализ предлагаемого изобретения с известными стартовыми комплексами показал, что предлагаемый стартовый комплекс по техническому уровню превосходит все известные отечественные и зарубежные стартовые комплексы ракет-носителей космического назначения.

Предлагаемые технические решения (по вариантам 1, 2, 3) отвечают критериям изобретения "положительный эффект" и "технический уровень".

Таким образом, совокупность неразрывно связанных между собой существенных признаков, изложенных в формуле изобретения, направленных на достижение единой цели, позволяет получить существенный положительный эффект, а именно: повысить надежность и эффективность работы стартового комплекса и обеспечить высокую надежность пусков ракет-носителей с космическими головными частями.

Изобретение будет использовано в полном объеме на стартовом комплексе ракеты-носителя "Союз-СТ" в Гвианском космическом центре. Оно может быть использовано также на российских стартовых комплексах для ракет-носителей типа "Союз-2".

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ

1. Космодром. Под общей редакцией проф. А.П.Вольского. М.: Воениздат, 1977, с.81, таблица 3.1; с.92-100; 229-232 - Стартовые комплексы США. Стартовый комплекс №39 Космического центра им. Кеннеди (рис.3.4) - аналог.

2. RU 2094338, C1, B64G 5/00, 20.06.1994 - аналог.

3. Космонавтика. Энциклопедия. М.: Советская энциклопедия, 1985, с.44; 67-68; 152; 309-310; 383-384 - Стартовый комплекс ракеты-носителя "Восток" - прототип.

4. Ракетно-космический комплекс. Ракеты-носители. Под общей редакцией проф. С.О.Осипова. М.: Воениздат, 1981, с.19-20 - ракета-носитель "Восток".

5. Актуальные проблемы российской космонавтики. Материалы XXX академических чтений по космонавтике. (Москва, январь 2006), с.235 - аналог.

6. Михайлов В.П., Назаров Г.А. Космические стартовые комплексы. М., 1979; с.10-20 - аналоги.

7. Ru 2242411, С2, B64G 5/00, 18.03.2003 - аналог.

8. Ru 2270792, C1, B64G 5/00, 05.08.2004 - аналог.

9. US 4932607, B64G 5/00, 02.08.1989 - аналог.

10. FR 2635500, А1, B64G 5/00, 23.02.1990 - аналог.

11. Austr. 631804, B64G 5/00, 1990 - аналог.

12. Ru 2099255, С1, B64G 5/00, 20.12.1997 - аналог.

13. Ru 2158421, С2, B64G 5/00, 27.10.2000 - аналог.

14. US PCT (US-98) 15899, B64G 5/00, 27.07.1998 - аналог.

15. US 5042358, 5 B63B 35/40, F41F 3/042 - аналог не обнаружен.

16. FR 2595318, B64G 5/00, 02.03.1987 - аналог не обнаружен.

17. Ru 2094337, С1, B64G 5/00, 27.10.1997 - аналог.

18. На земле и в космосе. ФГУП "КБОМ им. В.П.Бармина". Под общей редакцией д.т.н., проф. И.В.Бармина. М.: КБОМ, 2001, с.141-143; 158-160 - аналоги.

19. Воронин Б.П., Столяров Н.А. Подготовка к пуску и пуск ракет. М.: Воениздат, 1972, с 41-74 - аналоги.

20. Программа и методика проведения экспериментальных работ по определению степени чистоты воздуха систем термостатирования на СК 17П32-6. М., 2002, КБОМ.

1. Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космической головной частью, содержащий транспортно-установочный агрегат, стартовое сооружение, стартовую систему, кабель-заправочную мачту, верхнюю кабель-мачту, башню обслуживания, кабину обслуживания, системы заправки окислителем и горючим, систему охлаждения горючего, оборудование хранилища газов, холодильный центр, систему термостатирования воздухом низкого давления, общетехнические системы и вспомогательное оборудование, отличающийся тем, что он дополнительно снабжен системой термостатирования воздухом высокого давления космической головной части, которая включает в себя связанные с оборудованием хранилища газов магистральный трубопровод с отношением длины L к внутреннему диаметру D в диапазоне и ресивер сжатого воздуха, баллоны которого через щит зарядки и трубопровод с арматурой соединены с магистральным трубопроводом, а щит выдачи ресивера сжатого воздуха соединен с трубопроводом подачи воздуха в космическую головную часть, снабженным пробоотборным устройством, соединенным со счетчиком аэрозольных частиц, пневмощитом контроля кондиционности сжатого воздуха, средствами дистанционного контроля параметров - температуры и давления воздуха, а также штатным гигрометром для контроля влажности воздуха, подаваемого в космическую головную часть, который через пневмощит управления, блок понижения давления, нагреватель газов и охладитель воздуха, установленный в кольцевом контуре охлаждения холодильного центра, соединен с разъемным соединением блока А ракеты-носителя и посредством вертикального трубопровода на борту ракеты-носителя связан с космической головной частью, при этом трубопровод подачи воздуха в космическую головную часть на участке от нагревателя газов до блока А ракеты-носителя теплоизолирован.

2. Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космической головной частью, содержащий транспортно-установочный агрегат, стартовое сооружение, стартовую систему, кабель-заправочную мачту, верхнюю кабель-мачту, башню обслуживания, кабину обслуживания, системы заправки окислителем и горючим, систему охлаждения горючего, оборудование хранилища газов, холодильный центр, систему термостатирования воздухом низкого давления, общетехнические системы и вспомогательное оборудование, отличающийся тем, что он дополнительно снабжен системой термостатирования воздухом высокого давления отсеков ракеты-носителя, включающей в себя связанные с оборудованием хранилища газов магистральный трубопровод с отношением длины L к внутреннему диаметру D в пределах и ресивер сжатого воздуха, состоящий из баллонов, щит зарядки которых посредством трубопровода с арматурой связан с магистральным трубопроводом, а щит выдачи соединен с трубопроводом подачи воздуха в ракету-носитель с установленными на нем датчиками давлений и температур, который через входной пневмощит, фильтр, пневмощит управления, блок понижения давления, нагреватель газов и охладитель воздуха, расположенный в контуре охлаждения холодильного центра, соединен с разъемным соединением блока А ракеты-носителя и посредством бортовой коммуникации связан с приборным и межбаковым отсеками блока А и межбаковым и хвостовым отсеками блока И ракеты-носителя, при этом участок трубопровода подачи воздуха в ракету-носитель от нагревателя газов до блока А теплоизолирован.

3. Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космической головной частью, содержащий транспортно-установочный агрегат, стартовое сооружение, стартовую систему, кабель-заправочную мачту, верхнюю кабель-мачту, башню обслуживания, кабину обслуживания, системы заправки окислителем и горючим, систему охлаждения горючего, оборудование хранилища газов, холодильный центр, систему термостатирования воздухом низкого давления, общетехнические системы и вспомогательное оборудование, отличающийся тем, что он снабжен системой термостатирования азотом высокого давления отсеков ракеты-носителя, которая включает в себя связанные с оборудованием хранилища газов магистральный трубопровод с отношением длины L к внутреннему диаметру D в диапазоне и ресивер сжатого азота высокого давления, щит зарядки баллонов которого через трубопровод с арматурой связан с магистральным трубопроводом, а щит выдачи соединен с трубопроводом подачи азота высокого давления в ракету-носитель, с установленными на нем датчиками давлений и температур, который через входной пневмощит с угловым вентилем, фильтр, пневмощит управления, блок понижения давления, нагреватель газов и охладитель азота, установленный в контуре охлаждения холодильного центра, соединен с разъемным соединением блока А ракеты-носителя и посредством бортовой коммуникации связан с приборным и межбаковым отсеками блока А и межбаковым и хвостовым отсеками блока И ракеты-носителя.