Патенты автора Юдинцев Вадим Вячеславович (RU)
Способ спасения створки головного обтекателя ракеты-носителя и устройство для его реализации // 2792472
Группа изобретений относится к области ракетно-космической техники и может быть использована для спасения створки головного обтекателя (СГО) ракеты-носителя (РН). Способ спасения основан на управляемом движении СГО с использованием бортовой системы управления с периодической коррекцией расчётных параметров движения центра масс. Используется двигательная установка с газореактивными соплами и управляемая парашютная система. В апогее траектории полёта СГО в программу управления движением вводят корректирующий импульс. Программные параметры коррекции движения центра масс, углы атаки и силового угла крена СГО определяют из условия допустимых затрат топлива двигательной установки, а кинематические параметры движения СГО на момент раскрытия парашюта определяют из условия оптимальных кинематических параметров области ввода парашюта и координат точки приземления. После раскрытия парашюта осуществляют безмоментный сброс остатков топлива двигательной установки через газореактивные сопла. Устройство спасения включает в свой состав управляемый парашют, систему управления движением СГО с исполнительными органами, систему ввода парашюта и отделения от СГО при приземлении, ёмкость с сжатым газом, ёмкость с пероксидом водорода, клапаны, катализаторы. Достигается расширение диапазона точек падения СГО на требуемые величины в определённом диапазоне и сохранение энергетически оптимальной траектории выведения РН, не создавая новых районов падения. 2 н.п. ф-лы, 11 ил., 2 табл.
Способ увода объектов крупногабаритного космического мусора и устройство для его реализации // 2775092
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для стыковки с некооперируемыми объектами космического мусора. Способ увода объектов крупногабаритного космического мусора основан на использовании космического буксира (КБ), оснащенного двигательной установкой для реализации продольных импульсов по «толкающей» схеме, с отделяющегося от него на тросе транспортно-стыковочного модуля (ТСМ), оснащенного декартовой двигательной установкой, и стыковки с космическим мусором (КМ) с использованием системы захвата типа «штырь-конус», «робот-рука» или сеть за счет различия орбитальных скоростей (КБ+ТСМ) и КМ. Орбита КБ+ТСМ определяется по задаваемым параметрам , , , определяющим расчетное положение и скорость КБ по отношению к КМ в плоскости орбиты КМ в момент начала натяжения троса с начальной длиной , где - угол между местной вертикалью орбиты КМ и тросом, соединяющим КМ и КБ; - скорость КБ относительно КМ, перпендикулярная тросу, диаметр троса определяют из условия прочности троса, используя параметры относительного движения, соответствующие началу натяжения троса, c учетом погрешности построения орбиты КБ и определения орбиты КМ. Повышается надежность системы при эксплуатации. 1 з.п. ф-лы, 8 ил.
Изобретение относится к космической технике. Способ отделения полезных нагрузок(ПН) от орбитальной ступени (ОС) ракеты-носителя основан на использовании невыработанных остатков жидких компонентов ракетного топлива на основе их газификации, обеспечении углового положения в пространстве и стабилизации. Управление движением центра масс и вокруг центра масс ОС осуществляют путём раздельного сброса продуктов газификации из баков горючего и окислителя через регулируемые сопла (отверстия) газореактивной системы. Формирование управляющего и стабилизирующего воздействий осуществляют путём изменения критического сечения сопла (отверстия) сброса парогазовой смеси из баков в ГРС в каждом канале стабилизации. Техническим результатом изобретения является исключение воздействия сбрасываемой парогазовой смеси из баков на отделяющиеся ПН. 3 ил.
Группа изобретений относится к ракетно-космической технике. Способ спуска ускорителя ступени (УС) ракеты-носителя (РН) при аварийном выключении жидкостного ракетного двигателя (АВД) в заданный район падения основан на стабилизации УС. Управление движением выполняется за счёт сброса продуктов газификации из баков горючего и окислителя через регулируемую газореактивную систему (ГРС). Перед пуском РН рассчитывают варианты программы управления функционированием бортовых систем и движением УС нижней и верхней ступеней, соответственно УСн и УСв. При достижении УСн и/или УСв высоты порядка 5 км обеспечивают управляемое вскрытие топливных баков. Устройство для реализации способа включает в свой состав систему управления и навигации, топливный отсек, систему газификации жидких остатков топлива. Кроме того, в него включены газореактивная система сброса в каждом топливном баке, электрическая связь между системами управления УСн и УСв и система принудительного закрытия дренажных клапанов по команде из системы управления. Достигается снижение техногенного воздействия на окружающую среду. 2 н.п. ф-лы, 5 ил., 1 табл.
Изобретение относится к методам и средствам очистки орбит от космического мусора, главным образом отработанных ступеней (ОС) ракет-носителей. Способ включает выведение в область очистки космического аппарата-буксира (КАБ) (1) и автономного стыковочного модуля (АСМ) (2) на тросе (4). АСМ (2) стыкуется с ОС (3) и гасит кинетический момент ОС своими управляющими двигателями (6). Кинетический момент связки (1)-(4)-(2)-(3) гасится двигателями КАБ (1) и двигателями (6) АСМ. Сила натяжения троса (4) при стягивании ОС (3) и КАБ (1) поддерживается двигателями КАБ (1) на уровне, заданном по условию прочности. Спуск ОС на орбиту утилизации производят двигателями КАБ и АСМ. ОС выбирают из условия, чтобы указанные операции по её удалению могут быть осуществлены с располагаемыми энергетикой и тяговооружённостью КАБ и АСМ. Технический результат состоит в повышении вероятности успешного проведения операций по активному спуску с орбиты объектов космического мусора. 5 ил., 1 табл.
УНИВЕРСАЛЬНЫЙ ТРАНСПОРТНО-ПУСКОВОЙ КОНТЕЙНЕР // 2658401
Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к транспортно-пусковым контейнерам (ТПК) для малых космических аппаратов (МКА). В универсальном транспортно-пусковом контейнере, содержащем корпус с направляющими, толкатель по меньшей мере с одной подвижной платформой и по меньшей мере одну поворотную крышку и ее устройство расфиксации, каждая направляющая съемная и выполнена в виде ступенчатого профиля, ступени которого неравнозначны. На одной из боковых поверхностей направляющих выполнены паз и угловая выборка, взаимодействующие при переустановке направляющих с ответными частями конкретного запускаемого МКА. На подвижной платформе толкателя смонтированы кронштейны, установленные на направляющих с возможностью перемещения. МКА взаимодействует с подвижной платформой толкателя либо через кронштейны, либо через съемные дистанционные втулки, установленные на кронштейнах, либо через торцевую пластину, закрепленную на подвижной платформе толкателя, и кронштейны с фиксаторами, взаимодействующими с пазами направляющих. Техническим результатом изобретения является расширение эксплуатационных возможностей ТПК. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ проведения летно-конструкторских испытаний (ЛКИ) автономного стыковочного модуля (АСМ) для очистки орбит от крупногабаритного космического мусора основан на выборе мишени из имеющихся на орбитах для их увода на орбиты утилизации, выведении с помощью ракеты-носителя, разгонного блока (РБ) и АСМ в область орбиты очистки от объектов космического мусора (мишеней), маневрах дальнего и ближнего наведения для стыковки и захвата мишени, сведении на орбиту утилизации. ЛКИ проводят при попутном пуске ракеты-носителя (РН) для выведения полезной нагрузки КАпн на заданную орбиту. Выбор полезной нагрузки КАпн и ее орбиты, мишени и ее орбиты осуществляют из условия обеспечения возможности реализации маневров дальнего, ближнего наведения на мишень связки «РБ + АСМ» с помощью РБ после отделения КАпн, стыковки, маневров по спуску связки «РБ + АСМ + мишень» в заданный район падения на поверхности Земли с помощью РБ. Время на реализацию всех событий не должно превышать времени активного функционирования РБ. Техническим результатом изобретения является обеспечение проведения ЛКИ при попутном пуске РН и расширение области выбора мишени. 3 ил.
ТРАНСПОРТНО-ПУСКОВОЙ КОНТЕЙНЕР // 2631360
Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к транспортно-пусковым контейнерам (ТПК). В ТПК для запуска малых космических аппаратов, выполненном в виде корпуса с четырьмя боковыми стенками, из которых две противоположные стенки имеют направляющие, задней стенкой, переходной рамкой и поворотной крышкой. Поворотная крышка крепится к переходной рамке и оснащена по меньшей мере одной пружиной, переводящей в свободном состоянии поворотную крышку в открытое положение, а также расположенными внутри корпуса стартовой пружиной и толкателем с размещенным на нем магнитом. На переходной рамке корпуса установлен узел фиксации поворотной крышки, подпружиненными стопорами взаимодействующий с пазами поворотной крышки в момент ее открытия на заданный угол. На толкателе размещены подшипники, взаимодействующие с направляющими корпуса. Техническим результатом изобретения является повышение надежности ТПК и точности запуска малых космических аппаратов. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
УЗЕЛ КРЫШКИ ТРАНСПОРТНО-ПУСКОВОГО КОНТЕЙНЕРА // 2620630
Изобретение относится к космической технике. В узле крышки транспортно-пускового контейнера (ТПК), состоящем из поворотной крышки, закрепленной на неподвижном элементе ТПК, размещено по меньшей мере по одному установленному на оси вращения поворотному упору с выступами, один из которых плоский, а другой сферический. Плоский выступ с одной стороны взаимодействует с элементом фиксации, размещенным на поворотной крышке, а с другой стороны - с малым космическим аппаратом (МКА), сферический выступ размещен выше оси вращения поворотного упора и взаимодействует в рабочем положении с пластиной, установленной на поворотной крышке, причем ось вращения пластины смещена относительно оси вращения поворотной крышки. Техническим результатом изобретения является обеспечение начала движения МКА. 2 з.п. ф-лы, 9 ил.
СТЕНД ДЛЯ РАСКРЫТИЯ БАТАРЕИ СОЛНЕЧНОЙ // 2567678
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании стендов для наземных испытаний трансформируемых конструкций космических аппаратов, раскрывающихся в двух плоскостях, типа батареи солнечной (БС), с максимальным приближением к условиям невесомости. Панель БС и технологическая рама связаны между собой с обеспечением свободы перемещения в продольном направлении относительно друг друга в месте связи. Центр масс сборки «технологическая рама с балансировочным грузом + панель БС без подкосов» совпадает с осью вращения технологической рамы с балансировочным грузом. Вторые звенья подкосов панели БС шарнирно закреплены на вертикальной ферме стенда. Компенсатор выполнен в виде груза, вес которого должен быть таким, чтобы создать вращающий момент, компенсирующий работу сил тяжести звеньев раскладывающихся подкосов. Техническим результатом изобретения является упрощение конструкции стенда и создание условий максимального приближения процесса раскрытия панелей БС в наземных условиях к условиям невесомости. 2 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкции космических транспортных средств для выведения на околоземную орбиту полезных грузов. Устройство отделения хвостового отсека ракетного блока содержит отделяемые панели, толкатели поперечного стыка отделяемых панелей и направляющие кронштейны отделяемых панелей. Направляющие кронштейны имеют ребра, которые с зазором охватывают ролики качения отделяемых панелей. Оси вращения роликов качения с одной стороны установлены с возможностью продольного перемещения в продольных вырезах, выполненных в ребрах направляющих кронштейнов, а с другой стороны жестко закреплены посредством кронштейнов на отделяемых панелях. Оси вращения роликов качения каждой панели соосны и перпендикулярны плоскости симметрии отделяемых панелей и взаимодействуют с шарнирно подпружиненными стопорами, закрепленными на направляющих кронштейнах. Ролики качения после выхода из продольных вырезов ребер направляющих кронштейнов взаимодействуют с взаимно-параллельными контактирующими опорными направляющими поверхностями направляющих кронштейнов. Достигается увеличение надежности отделения хвостового отсека блока ступени ракеты-носителя. 5 ил.
