Патенты автора Муртазин Рафаил Фарвазович (RU)

Изобретение относится к пилотируемым межпланетным полетам. Способ включает расстыковку многоразового лунного корабля (МЛК) с околоземной орбитальной станцией (ОС), выведение на опорную орбиту модуля с разгонными блоками (МРБ), сближение и стыковку МЛК с МРБ и перелет их связки на орбиту Луны. После заправки МЛК топливом от МРБ, торможения у Луны, посадки и последующего взлета МЛК с Луны на окололунную орбиту, стыковки с МРБ и второй заправки от него топливом переводят МЛК на высокоэллиптическую орбиту (ВЭО) вокруг Земли. Там МЛК стыкуют с тормозным блоком, предварительно выведенным на ВЭО, который переводит МЛК на орбиту стыковки с ОС. Техническим результатом является упрощение средств и повышение безопасности пилотируемых полетов с посадкой на поверхность Луны – за счет отказа от аэроторможения при возвращении МЛК на ОС. 1 табл., 3 ил.

Изобретение относится к выведению космических объектов (КО) с помощью разгонных блоков (РБ) на высокоэнергетические орбиты (например, к Луне) в несколько этапов по двухпусковой схеме. Способ включает выведение КО на околоземную орбиту и стыковку с околоземной станцией (ОС). РБ отдельно от КО выводят на околоземную опорную орбиту, а затем – на компланарную коэллиптическую по отношению к ОС орбиту с разницей по высоте ΔН, на которой выполняется быстрое сближение КО и РБ с последующей их стыковкой. К связке КО и РБ с помощью последнего прикладывают импульс для перехода на высокоэнергетическую орбиту. В случае срыва запуска РБ у КО появляется возможность ожидания в составе ОС следующего стартового окна (например, для отлета к Луне). Техническим результатом является повышение надежности транспортной системы до уровня, характерного для однопусковой схемы, за счет использования ОС. 6 ил.

Изобретение относится к космической технике, а более конкретно к сближению космических объектов. Способ управления движением космического объекта (КО) при сближении с другим космическим объектом (ДКО) включает выведение КО на опорную орбиту с отклонением от плоскости орбиты ДКО по долготе восходящего узла орбиты на величину ΔλВУ и по наклонению на величину Δi, но с заданным рассогласованием по аргументу широты ΔФ, и приложение к КО импульсов сближения для стыковки с ДКО. При этом после выведения КО на опорную орбиту осуществляют его переход на промежуточную орбиту, компланарную и коэллиптическую по отношению к орбите ДКО с разницей по высоте на величину ΔН, которую определяют с учетом фактического значения ΔФ. Переход осуществляют путем приложения импульсов ΔVi. Далее к КО прикладывают импульс ΔVПЕР, направленный вдоль вектора скорости КО, для перехода космического объекта на орбиту встречи с другим космическим объектом, а затем стыкуют КО с ДКО. Достигается сокращение количества витков перед стыковкой. 5 ил.

Изобретение относится к перелётам пилотируемых космических кораблей (КК) с околоземной орбиты на полярные и близкие к полярным окололунные орбиты. Способ включает выведение КК на траекторию перелета к Луне с прохождением Луны на заданном расстоянии и с наклонением, равным или близким 90°. В периселении должен быть приложен тормозной импульс VТОРМ для перевода КК на заданную полярную орбиту. В нештатной ситуации невыполнения импульса VТОРМ выполняет тормозной импульс V1<<VТОРМ для перехода КК на высокоэллиптическую окололунную орбиту. Величину V1 определяют исходя из обеспечения оптимальных условий выполнения отлетного импульса V2 для перелета КК с указанной высокоэллиптической орбиты к Земле. Техническим результатом является возможность возвращения КК от Луны к Земле при невыполнении заданного тормозного импульса у Луны, в случае перелёта КК на окололунную орбиту с большим наклонением. 5 ил.

Изобретение относится к управлению транспортной системой (ТС) при перелетах космического корабля (КК) с окололунной на околоземную орбитальную станцию (ОС). Способ включает выполнение КК перелета от Луны к Земле по траектории с пролетом Земли на заданной высоте без аэродинамического зонта. По достижении этой высоты выполняют тормозной импульс для перевода КК на переходную эллиптическую орбиту вокруг Земли, где КК стыкуется с КА, несущим аэродинамический зонт для торможения КК в атмосфере. Кроме того, КА несёт топливо дозаправки КК для проведения его следующего полета к окололунной ОС. После расстыковки с КА в апогее орбиты КК выполняет тормозной импульс с целью перехода на орбиту с заданной высотой перигея для проведения торможения в атмосфере по методу «тормозных» эллипсов. После снижения апогея орбиты КК до высоты орбиты околоземной ОС аэродинамический зонт отделяется, и в этом апогее КК импульсно переводят на орбиту ОС. После стыковки с ОС и профилактических работ КК готов к следующему полету к лунной ОС. Техническим результатом является сокращение длительности полета КК по «тормозным» эллипсам и снижение тем самым объема профилактических работ на ОС, с возможностью выведения указанного выше КА посредством РН среднего класса. 3 ил.

Изобретение относится к перелётам многоразового пилотируемого корабля (МПК) между орбитальной станцией (ОС) на орбите вокруг планеты с атмосферой (Земли) и базовой станцией (БС) на поверхности другого небесного тела (Луны). Способ включает отстыковку МПК от ОС, выведение на опорную орбиту модуля с разгонными блоками (МРБ), сближение и стыковку МПК с МРБ и последующий перелет с помощью МРБ на орбиту, например вокруг Луны. С этой орбиты МПК выполняет спуск и посадку (без МРБ) в район БС. Для взлета МПК дозаправляется от модуля дозаправки, предварительно доставленного в район БС. После взлета и стыковки с МРБ на орбите МПК дозаправляется остатками топлива МРБ. Отлет к Земле на дату попадания в плоскость орбиты ОС производят так, чтобы перигей был равен высоте орбиты ОС. В перигее выполняет импульс для перевода МПК на высокоэллиптическую орбиту, на которой стыкуют МПК с предварительно выведенным туда тормозным блоком (ТБ), которым переводят МПК на круговую орбиту ОС. МПК дозаправляют от ТБ для последующих перелётов по описанной схеме, отстыковывают от ТБ и стыкуют с ОС. Техническим результатом является возможность транспортировки экипажа с помощью МПК между околоземной ОС и БС без использования сверхтяжёлых ракет-носителей и аэродинамического торможения. 5 ил.

Изобретение относится к транспортировке полезных грузов при перелетах космического корабля (КК), например, с окололунной на околоземную орбитальную станцию. Способ включает стыковку КК с разгонным блоком (РБ) и выдачу с помощью РБ импульса для перелета с окололунной орбиты к Земле по пролетной траектории с высотой перигея, равной высоте конечной околоземной орбиты. В перигее выполняют тормозной импульс для перевода КК на переходную эллиптическую орбиту и отстыковывают РБ от КК. Последний стыкуют с другим РБ, предварительно запущенным на данную переходную орбиту. С помощью этого РБ в перигее выполняют заключительный тормозной импульс, переводя КК на конечную околоземную орбиту (орбиту станции). Техническим результатом является снижение затрат топлива на перелёт КК с окололунной на околоземную орбиту, что позволяет, в частности, уменьшить потребное количество РБ в транспортной системе. 3 ил.

Изобретение относится к межпланетным перелётам, например при доставке космических объектов (КО) на станцию, расположенную на высокой окололунной орбите. Способ включает перелет от Земли к Луне по траектории с пролетом Луны на заданной высоте, где выполняют первый тормозной импульс для перевода КО на начальную окололунную орбиту. Апоселений этой орбиты находится в окрестности грависферы Луны (60-75 тыс. км). За счет гравитационных возмущений, главным образом от Земли, через виток высота периселения данной орбиты изменяется до значения высоты периселения целевой орбиты. В этом периселении выполняют второй тормозной импульс для формирования целевой эллиптической (или круговой) орбиты вокруг Луны. Техническим результатом изобретения является снижение суммарной характеристической скорости на выведение КО с пролётной траектории на целевую, преимущественно высокую окололунную орбиту. 6 ил.

Изобретение относится к стыковке двух космических объектов на околокруговой орбите, например пилотируемого выводимого космического корабля (ВКК) и международной космической станции (МКС) в качестве цели. ВКК выводят на опорную орбиту, имеющую отклонение от орбиты цели по долготе восходящего узла и по наклонению, но с заданным рассогласованием по аргументу широты. В окрестности линии пересечения плоскостей этих орбит выполняют импульс Δ  V б совмещения данных плоскостей и одновременно – импульс сближения Δ  V сбл , определенный по номинальным параметрам опорной орбиты. Затем определяют последующие импульсы сближения, прикладываемые на втором витке. Техническим результатом изобретения является сокращение времени сближения (до двух витков) стыкуемых объектов (ВКК и МКС) при минимальных дополнительных затратах на сближение. 6 ил.

Изобретение относится к операциям сближения и стыковки космических аппаратов (КА) на околокруговой орбите, например, грузового космического корабля в качестве КА и международной космической станции в качестве кооперируемого КА (ККА). После выведения КА на опорную орбиту определяют параметры импульсов сближения по параметрам орбиты ККА, измеренным до выведения КА. При отсутствии информации о фактической орбите ККА выполняют корректирующий импульс средствами ККА. Этот импульс направлен вдоль орбиты и рассчитан так, чтобы к моменту встречи скорректировать аргумент широты ККА до значения аргумента широты КА. Техническим результатом изобретения является возможность сближения КА с ККА при отсутствии информации на борту КА о фактической орбите ККА. 2 ил., 1 табл.

Изобретение относится к управлению работой транспортного космического корабля (ТКК), совершающего рейсы между орбитальной космической станцией (ОКС), находящейся вблизи планеты с атмосферой, и базовой станцией, расположенной, например на Луне. После выведения ракетой-носителем на опорную орбиту модуля с разгонными блоками отстыковывают ТКК от ОКС и стыкуют его с этим модулем. К связке ТКК и модуля прикладывают импульсы для перелета на орбиту базовой станции. Затем ТКК производит посадку на поверхность небесного тела в районе базовой станции и, по завершении программы пребывания там, выполняет взлет с выведением, например, на окололунную орбиту или на траекторию возвращения к планете с атмосферой. При этом ТКК за счет аэродинамического торможения и гравитационного маневра выходит на эллиптическую орбиту с заданным положением её плоскости. В серии пролетов атмосферы скорость КА снижается до круговой на орбите, где ТКК стыкуется с ОКС. Техническим результатом изобретения является обеспечение многоразовости и экономичности транспортной системы, например, между околоземной и лунной станциями. 4 ил.

Изобретение относится к межорбитальным перелётам в системе Земля-Луна. Способ включает отстыковку КА от околоземной орбитальной космической станции (ОКС) и перевод на траекторию перелёта к Луне. Затем КА выводят на селеноцентрическую орбиту. По пребывании там заданное время КА переводят на траекторию перелета к Земле в плоскости, совпадающей с плоскостью исходной околоземной орбиты ОКС в заданный момент стыковки. Для этого на селеноцентрической орбите выполняют поворот плоскости орбиты КА на заданный угол. Далее, путём нескольких торможений в атмосфере Земли КА снижается до высоты орбиты ОКС. Затем КА вновь стыкуется с ОКС. Техническим результатом изобретения является возможность многократных перелетов, например, между околоземной и окололунной ОКС при относительно небольших затратах характеристической скорости (немного более 1 км/с) и за время около 15 сут. 6 ил.

Изобретение относится к межорбитальным маневрам космических аппаратов (КА) в системе Земля-Луна. Способ включает отстыковку КА от околоземной орбитальной космической станции (ОКС) и выведение его на траекторию облета Луны с возвратом. При возвращении к Земле путём нескольких торможений в её атмосфере КА снижается до высоты орбиты ОКС. Для согласования плоскостей орбит ОКС и КА после первого прохождения атмосферы в точке пересечения этих плоскостей осуществляют поворот линии узлов орбиты КА. Для этого прикладывают к КА соответствующий импульс перпендикулярно плоскости орбиты прилета. Затем КА вновь стыкуют с ОКС. Способ позволит выполнить облет Луны и вернуться на исходную околоземную орбиту за 6,5 сут, с затратами характеристической скорости ~ 1,7 км/сек. Технический результат изобретения направлен на отработку КА, предназначенного для многократных перелетов между околоземной и окололунной ОКС. 5 ил.

Изобретение относится к перелётам транспортного космического корабля (ТКК) между двумя орбитальными станциями (ОС), одна из которых находится на орбите планеты с атмосферой, а другая - либо на орбите другого небесного тела (напр., Луны), либо вблизи точек либрации (напр., L1 или L2 системы Земля - Луна). Способ включает отстыковку ТКК от околопланетной ОС, его выведение на опорную орбиту модуля разгонных блоков (РБ), сближение и стыковку ТКК с модулем РБ. Затем к образовавшейся связке прикладывают импульсы для перелета к удалённой ОС. Для осуществления обратного перелета к ТКК прикладывают отлетный импульс и затем осуществляют несколько последовательных пролетов в атмосфере планеты для гашения скорости ТКК до круговой на орбите околопланетной ОС. После этого ТКК стыкуется с данной ОС. Техническим результатом изобретения является возможность создания в кратчайшие сроки и с небольшими расходами на ее разработку транспортной системы между околоземной ОС и удалённой ОС. 4 ил.

Изобретение относится к управлению движением космического объекта (КО), например пилотируемого КО, после его отделения от другого КО, например ракеты-носителя (РН). Разворот КО в требуемую ориентацию начинают в момент Δt, отсчитываемый от момента его отделения от другого КО (далее - РН). Начальная ориентация КО определяется по номинальной ориентации РН в момент отделения. После включения, через время Δt, датчиков системы управления КО получают данные о текущей угловой скорости КО. Используя модель углового движения КО (на основе уравнений Эйлера) оценивают (обратным интегрированием) угловую скорость КО в момент отделения от РН. Далее по полученным начальным условиям на основе указанной модели углового движения определяют (прямым интегрированием) параметры текущей ориентации КО. Прикладывают к КО серию импульсов, величину которых определяют по разнице между текущей и требуемой ориентациями КО. Техническим результатом изобретения является сокращение продолжительности построения ориентации после отделения КО от РН независимо от светотеневых условий на орбите. 6 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при сближении и последующей стыковке двух космических объектов. Способ включает определение величины и места приложения отлетного импульса перед переводом активного космического аппарата (АКО) на траекторию полета к другому небесному телу, исходя из условия пересечения АКО орбиты пассивного космического аппарата (ПКО). Затем АКО переводят на орбиту другого небесного тела путем одновременного приложения к нему тормозного импульса (для обеспечения заданных параметров по высоте орбиты) и бокового импульса (для совмещения плоскостей орбит стыкующихся объектов). На фоне большого тормозного импульса незначительный боковой импульс практически не приведет к увеличению затрат топлива АКО, но существенно сократит время полета АКО до стыковки с ПКО. Техническим результатом изобретения является сокращение продолжительности сближения с ПКО и снижение затрат топлива. 4 ил., 2 табл.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в управлении движением стыкуемых космических объектов (КО). Выводят КО на целевые орбиты со стартовых позиций одного космодрома со сдвигом по времени и с разницей в наклонениях целевых орбит для совмещения восходящих узлов орбит, зависящей от наклонения орбиты выводимого КО, географической широты стартовой позиции выводимого КО, угловой скорости вращения Земли и географических долгот стартовых позиций выводимых КО, определяют импульс для совмещения плоскостей орбит стыкуемых КО, прикладывают импульс сближения к одному из КО. Изобретение позволяет ускорить стыковку КО. 4 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для стыковки двух космических объектов, один из которых активный, а другой - пассивный

 


Наверх