С использованием реактивной силы (B64G1/26)
B64 Воздухоплавание; авиация; космонавтика(13655)
B64G1 Космические летательные аппараты(2160)
B64G1/26 С использованием реактивной силы(79)
Многоразовый космический летательный аппарат // 2790478
Изобретение относится к многоразовым космическим летательным аппаратам (МКЛА), совершающим полеты в космосе как вокруг Земли, так и в межпланетном пространстве. МКЛА содержит три ступени, каждая из которых состоит из восьми модулей, двенадцать подъемных винтовых силовых установок (ПВСУ) со складывающимися в полете винтами, расположенными в верхней части силовых модулей, поворот лопастей которых из вертикального в горизонтальное положение и наоборот осуществляется за счет механизмов, ракетные двигатели твердотопливные (РДТТ), включая разгонные и тормозные, восемь турбовентиляторных двигателей (ТВЛД) с топливными баками, установленными снизу силовых модулей ступени I, установленные на всех ступенях аэродинамические поверхности для создания подъемной силы с рулями высоты и аэродинамические поверхности с рулями направления, стыковочные устройства для соединения ступеней между собой и доступа через дверной люк выдвижной телескопической трубы из нижней ступени I в верхнюю ступень III при посадке через трубу-лаз, установленный в каждом центральном модуле, посадочные устройства ступени I и посадочные устройства ступеней II и III, которые установлены на каждой ступени снизу силовых модулей, оснащенных ПВСУ.
Изобретение относится к космическим аппаратам (КА) и их управляющим устройствам, в частности к двигателям ориентации, стабилизации и коррекции КА в пространстве. В двигателе происходит генерирование лазерного излучения и подача его в импульсном режиме через фокусирующую линзу на заднюю стенку цилиндрического канала.
Изобретение относится к области управления движением космических аппаратов (КА) с помощью реактивной двигательной установки (ДУ). Для управления движением центра масс КА корректируют орбиту КА путем приложения вектора тяги ДУ к его корпусу в режиме тактовой работы.
Летательный аппарат балансирующий // 2772618
Изобретение относится к области авиации. Летательный аппарат балансирующий включает две части корпуса, которые зеркально отображают друг друга, то есть имеют одинаковую конструктивную форму и одинаковый вес.
Группа изобретений относится к космической технике. Обслуживающий спутник для обеспечения услуг по поддержанию положения для основного спутника.
Импульсный электротермический двигатель // 2769485
Изобретение относится к реактивным двигательным установкам и может быть использовано для коррекции орбиты и ориентации малых космических аппаратов научно-образовательного назначения. Двигатель содержит бак для рабочего тела, управляющий клапан, нагреватель, выполненный в виде капиллярной трубки из электропроводящего материала, токоподводы и сопло.
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.
Электротермический двигатель // 2759164
Изобретение относится к реактивным двигателям, преимущественно для коррекции орбиты и ориентации малых космических аппаратов. Двигатель содержит бак для рабочего тела с клапаном его подачи, обратный клапан и нагреватель в виде винтовой по форме проводящей тонкостенной капиллярной трубки, непосредственно сообщенной с соплом.
Изобретение относится к области управления движением космических аппаратов с помощью реактивной силы, создаваемой двигательной установкой большой тяги, и с использованием возмущений от Луны, Солнца, нецентральности земного гравитационного поля, светового давления, приводящих к долгопериодическим колебаниям наклонения орбит пассивных объектов из окрестности геостационарной орбиты.
Изобретение относится к способам запуска полезных нагрузок (ПН) на околоземные орбиты с помощью ракет-носителей, в т.ч. переоборудованных из многоступенчатых баллистических ракет (БР).
Изобретение относится к способам запуска полезных нагрузок на околоземные орбиты с помощью многоступенчатых ракет с разгонными блоками. Согласно способу, на отделяемые элементы ракеты (в т.ч.
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а более конкретно к ракетоносителям. Ракета-носитель с универсальной верхней ступенью состоит по меньшей мере из двух ступеней.
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.
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.
Группа изобретений относится к ракетно-космической технике. Способ увода отделяющейся части (ОЧ) ракеты-носителя (РН) с орбиты, основан на обеспечении вращения ОЧ вокруг центра масс, сбросе газа наддува перед началом процесса газификации жидких остатков компонентов ракетного топлива (КТ).
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°.
Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты-носителя и устройство для его осуществления // 2726214
Группа изобретений относится к ракетам-носителям (РН) с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД). Способ спуска отделяющейся части (ОЧ) ступени РН основан на ориентации и стабилизации положения ОЧ двигательной установкой вперед, приложении управляющих моментов путём сброса продуктов газификации из баков через газореактивные сопла (ГРС), и вдувом газа в погранслой на боковую поверхность ОЧ.
Изобретение относится к удержанию геостационарного космического аппарата (КА) в рабочей позиции при мониторинге смежного с ним КА (СКА). Способ осуществляют с помощью двух радиальных двигателей коррекции (РДК) мониторингового КА (МКА), ориентированных в надир так, чтобы векторы малой тяги РДК проходили через центр масс МКА, поддерживая его орбиту ниже орбиты СКА.
Группа изобретений относится к управлению движением спутников, и в частности к удержанию параметров орбиты спутника (в частности, геостационарного) в заданных пределах. Спутник содержит северный и южный электрические двигатели малой тяги, а также восточный и западный химические двигатели малой тяги.
Изобретение относится к управлению движением сервисных космических аппаратов (СКА) реактивными двигателями коррекции (ДК) в операциях по удалению объектов космического мусора (ОКМ) с геостационарной орбиты.
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.
Изобретение относится к совместному управлению движением центра масс и угловой ориентацией космических аппаратов (КА) с помощью двигателей малой тяги. Двигатели расположены попарно симметрично плоскости осей крена и рысканья КА, а линии действия их тяг проходят через центр масс КА и направлены под углом к главным осям инерции КА.
Устройство и способы удержания спутника на орбите. Спутник содержит северный электрический двигатель малой тяги и южный электрический двигатель малой тяги, установленные на стороне зенита, восточный химический двигатель малой тяги, установленный на восточной стороне, и западный химический двигатель малой тяги, установленный на западной стороне.
Способ ориентации космического аппарата // 2711656
Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) в процессе коррекции его орбиты. Способ включает развороты КА относительно его осей, ориентацию панелей солнечных батарей (СБ) нормалью их поверхности на Солнце путем их разворота вокруг оси, параллельной третьей оси КА.
Группа изобретений относится к блоку питания и системе управления электроракетной двигательной установкой спутника. Блок питания содержит внутренний источник электроэнергии, внешний вход, первый и второй внешний выходы, выполненные с возможностью подачи в качестве выхода первого и второго электропитания, первый и второй переключательные элементы.
Способ управления движением космического объекта при перелёте с орбиты земли на орбиту луны // 2709951
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.
Летательный аппарат // 2704639
Изобретение относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат состоит из жестко связанных с корпусом блока управления и двух реактивных двигателей, изогнутых и повернутых в разные стороны выхлопных труб для выхода воспламененного топлива, выходящего также и через выхлопное сопло, размещенного впереди этого сопла и жестко связанной с ним конусообразной камеры сгорания с конусообразным выступом впереди, жестко связанной также с вышеупомянутыми выхлопными трубами и имеющей гидравлическую связь с блоком управления.
Изобретение относится к автономной бортовой системе спуска (АБСС) отработавшей ступени (ОС) ракеты-носителя (РН) с маршевыми ЖРД. Способ включает испытания входящей в состав АБСС системы испарения остатков жидкого топлива в баке ОС в процессе пуска РН, исключая другие элементы АБСС.
Изобретение относится к пространственным манёврам космических аппаратов (КА) в нецентральном гравитационном поле Земли при сближении с объектами космического мусора (ОКМ). Схему облёта ОКМ выбирают на основе портрета эволюции отклонений долгот восходящих узлов орбит ОКМ, причём эти отклонения определяют относительно орбиты одного из ОКМ.
Многоразовая ракета-носитель (варианты) // 2684839
Группа изобретений относится к космическим летательным аппаратам. Пилотируемая либо беспилотная многоразовая ракета-носитель (РН) включает центральный модуль с реактивными маршевыми двигателями, расположенными в хвостовой части центрального модуля, центральный либо радиально расположенные боковые разгонные модули одной либо нескольких ступеней, интегрированную систему управления со связью с системой глобального позиционирования, термостойкую систему теплозащиты.
Способ стабилизации углового движения некооперируемого объекта при бесконтактной транспортировке // 2684022
Изобретение относится к управлению движением космических аппаратов. В способе стабилизации углового движения некооперируемого объекта при бесконтактной транспортировке облучают объект пучком ускоренных ионов, регистрируют изображение объекта на плоском экране, управляют направлением ионного пучка до достижения заданного состояния движения объекта.
Изобретение относится к области управления положением объектов в космическом пространстве. Способ перемещения объектов космического мусора с постепенным использованием его вещества в качестве рабочего тела реактивного движителя космическим аппаратом (КА), оснащенным лазерной двигательной установкой и устройством, обеспечивающим сканирование поверхности произвольной формы.
Изобретение относится к управлению относительным движением космического аппарата (КА). Разгрузка управляющих двигателей-маховиков (ДМ) в выбранном канале ориентации осуществляется по двухконтурной схеме.
Группа изобретений относится к средствам и методам выведения, работы на орбите и увода с орбиты автоматических полезных нагрузок (ПН) с помощью беспилотного ракетно-космического комплекса (РКК). В состав РКК входит разгонный блок (РБ) с устройствами управления ракетой-носителем, которые при отделении ПН от РБ дистанционно управляют служебными системами ПН, запасом топлива для увода ПН, системой стыковки с ПН на рабочей орбите и манипулятором для технического обслуживания и установки ПН на РБ.
Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается отделяющихся частей (ОЧ) ступеней ракет-носителей (РН) при их движении по траектории спуска. Спуск ОЧ РН на жидких компонентах топлива в заданный район падения основан на стабилизации ОЧ, ориентации и управляемом движении ОЧ за счет энергетики, заключенной в невыработанных остатках компонентов жидкого топлива на основе их газификации и подачи в двигательную установку.
Группа изобретений относится к ракетно-космической технике. Способ спуска отработанной части (ОЧ) ступени РКН на жидких компонентах ракетного топлива в заданный район падения основан на стабилизации и ориентации ОЧ за счет энергетики невыработанных остатков жидких компонентов ракетного топлива на основе их газификации и подачи в сопла сброса газореактивной системы.
Изобретение относится к межорбитальным маневрам космических аппаратов (КА). Способ включает выведение КА на переходную орбиту с высотой апогея больше высоты геостационарной орбиты (ГСО) и высотой перигея ниже ГСО.
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.
Способ и система пилотирования летательного аппарата с двигательным агрегатом с задним расположением // 2614432
Группа изобретений относится к управлению движением нежёсткого летательного аппарата (1) с помощью двигателя (2). Пилотирование осуществляется системой управления с измерительным средством (3А), расположенным вблизи заднего конца (1R) аппарата.
Способ управления космическим аппаратом, снабженным многосопловой двигательной установкой // 2610793
Изобретение относится к области управления движением космических аппаратов (КА) с помощью многосопловой реактивной двигательной установки (ДУ). Способ позволяет проводить коррекцию орбиты КА путем приложения результирующего вектора тяги ДУ к его корпусу и включает определение коэффициентов дросселирования для расчета тяги каждого из трех и более сопел двигателя.
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).
Изобретение относится к ракетным двигательным средствам для орбитальных маневров и/или спуска космических аппаратов (КА) на Землю. Предлагаемое устройство в значительной степени автономно и соединяется с КА перед его запуском.
Изобретение относится к области двигательных установок на криогенном топливе, и в частности к криогенной двигательной установке (1), содержащей по меньшей мере один маршевый двигатель (6) многократного запуска, первый криогенный бак (2), соединенный с маршевым двигателем (6) для его питания первым компонентом топлива, первый газовый бак (4), по меньшей мере один осаждающий топливо двигатель (7, 8) и первый питающий контур (16) для питания первого газового бака (4).
Изобретение относится к управлению подготовкой и осуществлением спуска космического аппарата (КА). Способ включает построение требуемой для проведения наблюдений ориентации КА, определение остатка топлива на борту КА, а также орбиты спуска, проходящей максимальное число раз над заданными наземными пунктами и отвечающей требованиям светотеневой обстановки на орбите КА и в этих пунктах.
Изобретение относится к межорбитальному маневрированию космического аппарата (КА). Способ включает выведение КА на переходную орбиту с нулевым наклонением двигателями большой тяги.
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при спуске отделяющейся части ступени ракеты космического назначения (ОЧ РКН). ОЧ РКН содержит систему управления и навигации, топливный отсек, систему газификации жидких остатков топлива, 2 противоположно установленных друг другу сопла сброса, пиромембраны.
Летательный аппарат // 2577750
Изобретение относится к авиакосмической технике и может быть использовано в летательных аппаратах (ЛА). ЛА содержит корпус, два жестко связанных с корпусом реактивных двигателя, блок управления, малоудлиненный расширенный амортизатор с прямоугольным основанием, увеличенные по вертикали два пружинных клапана с закругленными оконечностями, две плоские пластины.
Способ управления космическим аппаратом при его выведении на орбиту искусственного спутника планеты // 2575556
Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), главным образом на атмосферном участке траектории выведения. Способ включает автономное оперативное определение бортовыми средствами КА высоты условного перицентра траектории сразу после входа КА в атмосферу.
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в бесконтактной транспортировке космических объектов (КО) на разных орбитах. Выводят на исходную расчетную орбиту космический аппарат (КА) с ионной пушкой с газоразрядной камерой с плоским индуктором для возбуждения индукционного высокочастотного электрического разряда, двигательной установкой в виде электрического ракетного двигателя (ЭРД), шарнирным механизмом со штангами и шарнирами или виде карданного шарнира для перемещения ЭРД в плоскости, ортогональной оси, проходящей через центр масс КА в направлении вектора тяги ионной пушки, сближают и ориентируют КА относительно транспортируемого КО с помощью изменения направления вектора тяги и точки приложения вектора тяги перемещаемого ЭРД, измеряют координаты транспортируемого КО и расстояние между КА и транспортируемым КО, воздействуют на поверхность транспортируемого КО квазинейтральным ионным пучком с помощью ионной пушки, производят динамическую компенсацию возмущающих сил и моментов, действующих на КА, производят динамическую ориентацию КА относительно транспортируемого КО, перемещают транспортируемый КО на орбиту захоронения, осуществляют перемещение КА по спиральной траектории на орбиту следующего транспортируемого КО.
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).
