Устройство для доставки полезного груза в массив грунта небесных тел

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при разработке космических аппаратов, предназначенных для проведения комплексных исследований грунта небесных тел, а также для доставки полезного груза в их массивы. Устройство для доставки полезного груза содержит полый силовой корпус, выполненный с головной и цилиндрической хвостовой частями. В силовом корпусе последовательно размещены балласт со средней плотностью, превышающей плотность силового корпуса, полезный груз, выполненные в головной части отверстия, сообщающиеся своими каналами с внутренней полостью силового корпуса, в которой расположены упомянутые балласт и полезный груз. Балласт или часть балласта выполнены из материалов, способных под действием инерционных сил выдавливаться из полости через эти отверстия во внешнюю среду в качестве смазки. Головная часть, начиная с вершины, выполнена в виде чередующейся последовательности четырех усеченных конусов и трех цилиндров. Четвертый цилиндр прилегает большим основанием к цилиндрической хвостовой части. На цилиндрической хвостовой части, с отступом от основания четвертого конуса выполнены радиальные проточки, а следом за ними с отступом от края замыкающей радиальной проточки выполнены продольные проточки. Во всех проточках установлены алюминиевые накладки с выступом над образующей цилиндрической хвостовой части. Отверстия, сообщающиеся своими каналами с внутренней полостью силового корпуса, выполнены на втором и третьем цилиндрах и на хвостовой цилиндрической части между основанием четвертого конуса и первой радиальной проточкой радиально с углом наклона в сторону хвостовой части, равным 30-45 градусов, к нормали образующих конусов и имеющих начало в кольцевых пазах размещенных на поверхностях цилиндров. Достигается увеличение глубины проникания космического аппарата в грунт небесных тел. 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при разработке космических аппаратов, предназначенных для проведения комплексных исследований грунта небесных тел, а также для доставки полезного груза в массивы Марса, Луны, астероидов, ледяных ядер комет, других планет и небесных тел Солнечной системы.

Известны зарубежные и отечественные устройства, предназначенные для исследования поверхности небесных тел, например, «Пенетратор для исследования поверхности небесных тел» (патент РФ №2111900, кл. B64G 1/00, опубл. 27.05.98), содержит разделяемые носовой, внедряемый в грунт, и хвостовой, остающийся на поверхности, элементы с размещенными в них отсеками экспериментальной и служебной аппаратуры, соединенными кабельной связью. Особенности внедряемого в грунт элемента этих устройств не позволяют достичь глубин проникновения в грунт, больших чем 2-3 м, что не позволяет получить достоверную информацию о характеристиках грунта на больших глубинах и затрудняет дальнейшее исследование Солнечной системы.

Известны зарубежные и отечественные, глубоко проникающие в грунт устройства, предназначенные, в основном, для поражения и разрушения различных объектов. К ним можно отнести малогабаритные кассетные боеприпасы для проникания до глубин 10 м, управляемые авиационные бомбы GBU-24 (США), BG-L-1000 (Франция), AGM-130A (США), с массой 100…1200 кг с прониканием в грунт до 15…20 м (Н.Л.Волконский. «Энциклопедия современного оружия и боевой техники», т.1, СПб.: Издательство Полигон, ACT, 1997 г. - стр.334, 336, 337.)

Авиабомба GBU-28 (США) («Проблемы создания корректируемых и управляемых авиационных бомб», под. ред. Е.С.Шахиджанова, М.: НИЦ «Инженер», 2003 г. - стр.127, 218. «Средства воздушного нападения зарубежных стран: программы развития высокоточного оружия», под ред. Б.Ф.Чельцова, С.В.Ягольникова, М.: 2 ЦНИИ МО РФ стр.271) массой более 2000 кг может достигать глубин до 30 м. Как правило, для этих конструкций характерна криволинейность и непредсказуемость траектории, особенно в малопрочных грунтовых массивах.

Известна конструкция монолитного проникающего снаряда, содержащего полый силовой корпус, выполненный с головной и цилиндрической хвостовой частями, в полости которого последовательно размещены балласт, средняя плотность которого превышает плотность материала силового корпуса, и полезный груз (патент США №6186072, кл. F42B 30/00, опубл. 13.02.01).

Многие из них содержат проникающий корпус с оживальной или конусной головной частью, которые внутри полости в качестве полезного груза имеют плотные или жидкостные наполнители, вес которых составляет не более 30 процентов от общего веса устройства. Корпус таких устройств изготовлен из конструкционных сталей, плотность которых не превышает 7,8 г/см3.

Для обеспечения достижения определенных глубин проникания в ряде устройств применяют металлические балласты, использование которых приводит к приросту глубины проникания на 10…20%.

В известных конструкциях проникающих устройств определяющую роль для достижения больших глубин проникания в различные грунтовые и прочные массивы играют динамические характеристики и состояние среды на границе контакта с устройством. Это обусловлено тем, что при высоких скоростях проникания определяющую роль играют нормальные и касательные напряжения на поверхности головной части и остальной контактируемой со средой в процессе проникания поверхности устройства при формировании силового воздействия на него при движении в преграде. На формирование сил сопротивления среды значительное влияние оказывает размер поперечного сечения и форма головной части устройства, которые определяют не только основную силу сопротивления прониканию, но и область и угол отрыва среды от поверхности головной части при формировании размера кавитационной полости.

Известно также устройство для доставки полезного груза в массив грунта небесных тел, содержащее единый полый силовой корпус, выполненный с головной и цилиндрической хвостовой частями, при этом длина цилиндрической хвостовой части составляет 8-15 ее диаметров, в котором последовательно размещены балласт со средней плотностью, превышающей плотность силового корпуса, и полезный груз, выполненные в головной части отверстия, сообщающиеся своими каналами с полостью силового корпуса, в которой расположены упомянутые балласт и полезный груз, при этом балласт или часть балласта выполнены из материалов, способных под действием инерционных сил выдавливаться из полости через эти отверстия во внешнюю среду, центр масс установлен на расстоянии 0,4-0,5 длины силового корпуса, начиная с вершины головной части (патент RU №2349514, кл. B64G 1/10, опубл. 20.03.2009 г. Бюл. №8), принятое нами за прототип, как наиболее близкое по технической сущности.

Существенными недостатками этой конструкции являются:

- большие значения давления от сопротивления среды на значительной контактирующей поверхности, которые полностью реализуются возле зоны контактируемой головной части со средой в момент ее погружения и последующего движения, что в значительной степени повышает силу лобового сопротивления и действие больших осевых и боковых перегрузок на конструкцию устройства и его комплектующие элементы;

- присутствие повышенного трения в процессе проникания, что в свою очередь повышает сопротивляемость среды в зоне контакта с устройством и вносит значительную долю в уменьшение глубины проникания и прирост перегрузки;

- характер криволинейности и непредсказуемости траектории, как следствие малой предсказуемости поведения устройства в первый момент проникновения в грунт;

- отсутствие управляемой оптимизации скорости соударения устройства с небесным телом; на встречных и встречно-пересекающихся курсах скорость соударения может достигать значений от нескольких километров до нескольких десятков километров в секунду, что совершенно недопустимо по соображениям прочности конструкции устройства и его составных частей, а поперечная составляющая вектора скорости соударения на встречно-пересекающемся курсе может быть велика настолько, что без дополнительных мероприятий по ее нейтрализации невозможно осуществить оптимальное проникновение устройства в грунт небесного тела.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является увеличение глубины проникания, уменьшение зоны, контактирующей со средой, создание условий для инерционного расширения среды при формировании угла отрыва на поверхности головной части, обеспечение прямолинейности и предсказуемости траектории движения в среде, уменьшение коэффициента трения с контактирующей средой, оптимизация скорости и траектории устройства к моменту соударения с небесным телом, а также усиливается поражающий эффект при отражении прямого попадания ледяного ядра кометы в Землю за счет применения изомера гафния 178m2Hf в качестве активного вещества полезного груза.

Технический результат достигается тем, что в устройстве для доставки полезного груза в массив грунта небесных тел, содержащем полый силовой корпус, выполненный с головной и цилиндрической хвостовой частями, при этом длина цилиндрической хвостовой части составляет 8-15 ее диаметров, в котором последовательно размещены балласт со средней плотностью, превышающей плотность силового корпуса, полезный груз, выполненные в головной части отверстия, сообщающиеся своими каналами с внутренней полостью силового корпуса, в которой расположены упомянутые балласт и полезный груз, при этом балласт или часть балласта выполнены из материалов, способных под действием инерционных сил выдавливаться из полости через эти отверстия во внешнюю среду в качестве смазки, центр масс установлен на расстоянии 0,4-0,5 длины силового корпуса, начиная с вершины головной части, в соответствии с изобретением головная часть, начиная с вершины, выполнена в виде чередующейся последовательности четырех усеченных конусов и трех цилиндров, причем четвертый цилиндр прилегает большим основанием к цилиндрической хвостовой части, при этом на цилиндрической хвостовой части, с отступом от основания четвертого конуса выполнены радиальные проточки, а следом за ними с отступом от края замыкающей радиальной проточки выполнены продольные проточки, причем во всех проточках установлены алюминиевые накладки с выступом над образующей цилиндрической хвостовой части 0,1-1,0 миллиметра, а каналы отверстий, сообщающие полость силового корпуса с поверхностью устройства, выполнены на втором и третьем цилиндрах и на хвостовой цилиндрической части между основанием четвертого конуса и первой радиальной проточкой радиально с углом наклона в сторону хвостовой части, равным 30-45 градусов, к нормали образующих конусов и имеющих начало в кольцевых пазах размещенных на поверхностях цилиндров и цилиндрической хвостовой части.

Также на хвостовой цилиндрической части число радиальных проточек составляет 1-5, а число продольных проточек составляет 3-8. Проточки и алюминиевые накладки имеют в сечении вид прямоугольника, опирающегося на окружность. Ширина продольных проточек сужается к хвостовой части. Углы раствора первого и второго усеченных конусов составляют 125-130 градусов, угол раствора третьего усеченного конуса составляет 25-30 градусов, а четвертый конус выполнен с конусностью 1:20. Отношение высот четвертого и третьего конусов к радиусам их основания составляет 2,6-2,65, высота третьего и второго цилиндров составляет 0,35-0,4 радиусов их основания, диаметр основания первого конуса составляет 0,5-0,65 диаметра основания второго конуса, а высота первого цилиндра составляет 0,9-1,3 диаметра основания первого конуса. Поверх первого и второго конусов установлен дополнительный конус из алюминия с диаметром основания равным диаметру второго цилиндра, углом при вершине равным 25-30 градусов.

Так же в качестве активного вещества полезного груза, как вариант, используется изомер гафния-178: 178m2Hf.

Так же на устройстве для доставки полезного груза в массив грунта небесных тел, как вариант, установлены сбрасываемые двигатели торможения, двигатели ориентации в пространстве и боковой тяги, лазерный дальномер и аппаратурный блок с баллистическим вычислителем.

На фиг.1 представлено устройство для доставки полезного груза в массив грунта небесных тел, на фиг.2 - головная часть устройства для доставки полезного груза в массив грунта небесных тел, на фиг.3 - отверстия, сообщающиеся с полостью силового корпуса, кольцевые пазы, радиальные и продольные проточки и алюминиевые накладки, на фиг.4 - дополнительный усеченный конус из алюминия, на фиг.5 - сбрасываемые двигатели торможения, двигатели ориентации в пространстве, лазерный дальномер и аппаратурный блок с баллистическим вычислителем, на фиг.6 - силовой корпус со смазкой и полезным грузом.

Устройство для доставки полезного груза в массив грунта небесных тел содержит полый силовой корпус 1 (например, из высокопрочной стали), включающий в себя цилиндрическую хвостовую часть 2, при этом длина цилиндрической хвостовой части составляет 8-15 ее диаметров, и головную часть 3, выполненную в виде чередующейся последовательности четырех усеченных конусов 4, 5, 6, 7 и трех цилиндров 8, 9, 10, причем четвертый конус 7 прилегает большим основанием к цилиндрической хвостовой части 2, при этом на цилиндрической хвостовой части 2, с отступом от основания четвертого конуса 7 выполнены радиальные проточки 11, а следом за ними с отступом от края замыкающей радиальной проточки выполнены продольные проточки 12, причем во всех проточках установлены алюминиевые накладки 13, 14 с выступом над образующей цилиндрической хвостовой части 0,1-1,0 миллиметра, а отверстия 15, сообщающиеся своими каналами с внутренней полостью силового корпуса, выполнены на втором 9 и третьем 10 цилиндрах и на хвостовой цилиндрической части 2 между основанием четвертого конуса 7 и первой радиальной проточкой 11 радиально с углом наклона в сторону хвостовой части, равным 30-45 градусов, к нормали образующих конусов и имеющих начало в кольцевых пазах 16 размещенных на поверхностях цилиндров.

Кроме того, на хвостовой цилиндрической части 2 число радиальных проточек составляет 1-5, а число продольных проточек составляет 3-8, проточки 11, 12 и алюминиевые накладки 13, 14 имеют в сечении вид прямоугольника, опирающегося на окружность, ширина продольных проточек 12 сужается к хвостовой части.

Углы раствора первого 4 и второго 5 усеченных конусов составляют 125-130 градусов, угол раствора третьего усеченного конуса 6 составляет 25-30 градусов, а четвертый конус 7 выполнен с конусностью 1:20. Помимо этого отношение высот четвертого 7 и третьего 6 конусов к радиусам их основания составляет 2,6-2,65, высота третьего 10 и второго 9 цилиндров составляет 0,35-0,4 их радиусов, диаметр основания первого конуса 4 составляет 0,5-0,65 диаметра основания второго конуса 5, а высота первого цилиндра 8 составляет 0,9-1,3 диаметра основания первого конуса 4.

Поверх первого 4 и второго 5 конусов установлен дополнительный конус из алюминия 17 с диаметром основания равным диаметру второго цилиндра, углом при вершине равным 25-30 градусов.

В качестве активного вещества полезного груза, как вариант, используется изомер гафния-178: 178m2Hf.

На устройстве для доставки полезного груза в массив грунта небесных тел 1, как вариант, установлены сбрасываемые двигатели торможения 18, двигатели ориентации в пространстве и боковой тяги 19, лазерный дальномер и аппаратурный блок с баллистическим вычислителем 20.

Во внутренней полости 21 силового корпуса 1 размещается смазка-балласт 22 со средней плотностью, превышающей плотность силового корпуса, и полезный груз 23.

Устройство для доставки полезного груза в массив грунта небесных тел используется следующим образом. При заданных условиях полета устройство отделяют от носителя. Аппаратурный блок с лазерным дальномером 20 посредством двигателей торможения 18 и двигателей ориентации в пространстве и боковой тяги 19 обеспечивает заданные продольную скорость, боковую скорость и угол соприкосновения с небесным телом в зависимости от пород его слагающих, их структуры и рельефа местности. После чего перед столкновением аппаратурный блок и двигатели отсоединяются от устройства для доставки полезного груза в массив грунта небесных тел и продолжают выполнять собственное торможение. Силовой корпус 1 осуществляет контакт с грунтом небесного тела. Первым контактирует дополнительный конус из алюминия 17, в результате чего он плющится, прилипает к твердым породам грунта и обеспечивает противоотскок в начальный момент проникновения силового корпуса 1 в грунт. Далее последовательно в грунт проникают конуса 4, 5, 6, 7 головной части 3, обеспечивая наименьший опрокидывающий момент. При проникании происходит последовательный ступенчатый отрыв грунта от боковых поверхностей конусов и формирование единой кавитационной полости. Геометрические характеристики конусов 4, 5, 6, 7 и цилиндров 8, 9, 10 подобраны оптимальным образом для решения задачи проникновения в грунт небесного тела. Устройство продолжает движение в инерционно расширяющемся массиве грунта по предсказуемой прямолинейной траектории. Через отверстия 15, сообщающиеся своими каналами с внутренней полостью 21 силового корпуса 1 и выполненные на втором 9 и третьем 10 цилиндрах и на хвостовой цилиндрической части 2 между основанием четвертого конуса 7 и первой радиальной проточкой 11, из внутренней полости 21 силового корпуса 1 под действием инерционных сил выдавливается смазка 22. Алюминиевые накладки 13, 14, установленные в проточках 11, 12, выполняют в первый момент роль дополнительной смазки, после чего, в процессе проникновения в глубь небесного тела радиальные проточки 11 и соответствующие им грани разрабатывают и калибруют пробиваемое отверстие, предотвращая заклинивание силового корпуса 1 в массиве грунта, а следующие за ними продольные проточки 12 обеспечивают снижение трения на центрирующей цилиндрической хвостовой части 2 и оптимизируют ее осевое вращение.

Благодаря такому выполнению устройства для доставки полезного груза в массив грунта небесных тел достигается упомянутый технический результат, а именно увеличение глубины проникания, уменьшение зоны, контактирующей со средой, создание условий для инерционного расширения среды при формировании угла отрыва на поверхности головной части, обеспечение прямолинейности и предсказуемости траектории движения в среде, уменьшение коэффициента трения с контактирующей средой, оптимизация скорости и траектории устройства к моменту соударения с небесным телом, а также усиливается поражающий эффект при отражении прямого попадания ледяного ядра кометы в Землю за счет применения изомера гафния 178m2Hf в качестве активного вещества полезного груза.

В случае использования в качестве активного вещества полезного груза 23 изомера гафния-178: 178m2Hf при работе по ледяным ядрам комет, после окончания движения устройства для доставки полезного груза в массив грунта небесных тел, инициируется одновременное высвобождение лучистой энергии из 178m2Hf и, как следствие, дробление ядра кометы на мелкие фрагменты.

Изобретение может быть практически реализовано несколько по-другому, чем конкретно описано, без отступления от сущности изобретения и в объеме заявленной формулы.

1. Устройство для доставки полезного груза в массив грунта небесных тел, содержащее полый силовой корпус, выполненный с головной и цилиндрической хвостовой частями, при этом длина цилиндрической хвостовой части составляет 8-15 ее диаметров, в котором последовательно размещены балласт со средней плотностью, превышающей плотность силового корпуса, полезный груз, выполненные в головной части отверстия, сообщающиеся своими каналами с внутренней полостью силового корпуса, в которой расположены упомянутые балласт и полезный груз, при этом балласт или часть балласта выполнены из материалов, способных под действием инерционных сил выдавливаться из полости через эти отверстия во внешнюю среду в качестве смазки, центр масс установлен на расстоянии 0,4-0,5 длины силового корпуса, начиная с вершины головной части, отличающееся тем, что головная часть, начиная с вершины, выполнена в виде чередующейся последовательности четырех усеченных конусов и трех цилиндров, причем четвертый цилиндр прилегает большим основанием к цилиндрической хвостовой части, при этом на цилиндрической хвостовой части с отступом от основания четвертого конуса выполнены радиальные проточки, а следом за ними с отступом от края замыкающей радиальной проточки выполнены продольные проточки, причем во всех проточках установлены алюминиевые накладки с выступом над образующей цилиндрической хвостовой части 0,1-1,0 мм, а отверстия, сообщающиеся своими каналами с внутренней полостью силового корпуса, выполнены на втором и третьем цилиндрах и на хвостовой цилиндрической части между основанием четвертого конуса и первой радиальной проточкой радиально с углом наклона в сторону хвостовой части, равным 30-45°, к нормали образующих конусов и имеющих начало в кольцевых пазах размещенных на поверхностях цилиндров.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что на хвостовой цилиндрической части число радиальных проточек составляет 1-5, а число продольных проточек составляет 3-8.

3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что проточки и алюминиевые накладки имеют в сечении вид прямоугольника, опирающегося на окружность.

4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что ширина продольных проточек сужается к хвостовой части.

5. Устройство по п.1, отличающееся тем, что углы раствора первого и второго усеченных конусов составляют 125-130°, угол раствора третьего усеченного конуса составляет 25-30°, а четвертый конус выполнен с конусностью 1:20.

6. Устройство по п.1, отличающееся тем, что отношение высот четвертого и третьего конусов к их радиусам основания составляет 2,6-2,65, высота третьего и второго цилиндров составляет 0,35-0,4 радиусов их основания, диаметр основания первого конуса составляет 0,5-0,65 диаметра основания второго конуса, а высота первого цилиндра составляет 0,9-1,3 диаметра основания первого конуса.

7. Устройство по п.1, отличающееся тем, что поверх первого и второго конусов установлен дополнительный конус из алюминия с диаметром основания равным диаметру второго цилиндра, углом при вершине равным 25-30°.

8. Устройство по п.1, отличающееся тем, что в качестве активного вещества полезного груза используется изомер гафния-178: 178m2Hf.

9. Устройство по п.1, отличающееся тем, что на устройстве для доставки полезного груза в массив грунта небесных тел установлены сбрасываемые двигатели торможения, двигатели ориентации в пространстве и боковой тяги, лазерный дальномер и аппаратурный блок с баллистическим вычислителем.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано для размещения космических аппаратов на геостационарной орбите в плоскости, параллельной экваториальной, но не совпадающей с ней.

Изобретение относится к спутниковым системам для производства и исследования материалов с уникальными свойствами в условиях низкой микрогравитации. .

Изобретение относится к космической технике и касается проектирования автоматических космических аппаратов (КА) для эксплуатации на околоземных орбитах с приборными контейнерами, выполненными из сотопанелей с применением тепловых труб (ТТ).

Изобретение относится к космическим аппаратам, в частности к микроспутникам для съемки поверхности Земли и передачи изображения. .

Изобретение относится к конструкции и эксплуатации составных частей и оборудования космических аппаратов, в частности искусственных спутников Земли. .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических аппаратов (КА) дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ). .

Изобретение относится к космической технике, а именно к космическим платформам. .

Изобретение относится к информационным спутниковым системам. .

Изобретение относится к области управления движением космических аппаратов (КА), преимущественно искусственных спутников планет с помощью реактивных двигателей коррекции.

Изобретение относится к управлению движением группы космических аппаратов (КА) и м.б

Изобретение относится к системам космических объектов (КО) с передачей между ними энергии и импульса посредством лазерного излучения и может быть использовано для КО, на борту которых создаются условия микрогравитации на уровне ~10-7 10-8 ускорения на поверхности Земли

Изобретение относится к средствам получения и распространения спутниковых изображений земной поверхности

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в системах искусственных спутников (СИС). СИС содержит минимум два искусственных спутника панельного типа (ИСПТ), соединенных в многофункциональную сеть (МС). ИСПТ содержит необходимое оборудование, устройства для обработки и обмена данных, оборудование для управления батареей для создания линии батарейного питания в МС, множество элементов для дублирования функций МС, тепловой трубы для обеспечения термической энергии в МС. Изобретение позволяет повысить надежность работы СИС, производительность ИСПТ. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в спутниковых системах связи и наблюдения. Спутниковая система связи и наблюдения содержит от 1 до 7 спутников с аппаратурой связи и наблюдения. Спутники размещены на эллиптических орбитах с критическим наклонением и апогеем орбиты в полушарии с областью наблюдения с орбитальным периодом, зависящим от длительности солнечных суток и количества спутников в системе. Изобретение позволяет уменьшить количество спутников для периодического обзора географических областей в заданное местное время. 10 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для уборки космического мусора (КМ). Многоразовый космический аппарат-буксир содержит корпус, приборный отсек с системой управления, двигательную установку, солнечные батареи, головку самонаведения, устройства дистанционного захвата КМ. Устройство дистанционного захвата КМ содержит космический гарпун с оперением, пороховым двигателем, тросом и кожухом, контейнер со съемной крышкой, стакан, 2-мостиковый пиропатрон, барабан с электроприводом. Изобретение позволяет дистанционно захватить КМ и изменить траекторию движения КМ независимо от геометрической формы и габаритного размера КМ. 7 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к компоновке космических аппаратов. Ёмкость изготавливают с тремя отверстиями для отвода пара, основное отверстие выполняют с центром, через который проходит центральная ось емкости, параллельная продольной оси спутника, направленная в сторону центра масс спутника, два дополнительных отверстия выполняют с центрами, через которые проходит другая параллельная ось емкости, параллельная оси спутника, направленная по направлению полета его. Ёмкость устанавливают на максимально возможном удалении от центра масс спутника по направлению, параллельному указанной продольной оси спутника, при этом центральную ось емкости, параллельную продольной оси спутника, располагают с минимально возможным отклонением от нее, одновременно обеспечивая, чтобы вторая центральная ось емкости, перпендикулярная ей, была параллельна оси аппарата, направленной по направлению полета спутника по орбите. Три отверстия для отвода паров установленной на борту ёмкости через электроклапаны соединяют с редуктором. Изобретение позволяет снизить массу и энергопотребление КА. 3 ил.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) и, конкретно, к удержанию геосинхронного КА в заданной области стояния и коллокации с другими геостационарными КА. Способ включает определение и коррекцию начальных наклонений и долготы восходящего узла орбиты выведения с учетом эпохи запуска КА на орбиту и срока его активного существования. При этом уточняют время начала функционирования на геостационарной орбите, когда наклонение орбиты КА достигнет предельно допустимого значения iпред. Последнее отвечает предельному выходу по широте на границе номинальной области стояния КА по долготе. Определяют значения устойчивого и минимального эксцентриситетов. Корректируют вектор эксцентриситета так, чтобы он равнялся номинальному для коллокации КА, а линия апсид орбиты КА совпала с линией узлов. Проводят активную коллокацию КА в период изменения наклонения от 0 до iпред без взаимодействия с центрами управления смежными КА. При наклонении, большем iпред, увеличивают эксцентриситет до минимального с установкой вектора Лапласа в направлении от Солнца. При этом до окончания срока активного существования КА коррекции вектора эксцентриситета не проводят. При наклонениях, меньших iпред, вектор эксцентриситета равен по модулю и максимально разнесен относительно векторов эксцентриситета других КА. Техническим результатом изобретения является уменьшение энергозатрат на удержание в области стояния и коллокацию геостационарных КА. 9 ил.

Группа изобретений относится к информационным спутниковым системам (ИСС) различного назначения, задачи которых в общем аспекте сводятся к обеспечению обзора (непрерывного или периодического) планеты, в частности Земли. В предлагаемой ИСС спутники для обзора области заданного широтного пояса с более низкими широтами выводят на орбиты с наклонением меньшим, чем наклонение орбит, на которые выводят спутники для обзора области с более высокими широтами. Высокоширотными спутниками осуществляют также обзор областей с указанными более низкими широтами. Целесообразность такого построения ИСС обусловлена тем фактом, что полосы обзора вдоль соседних трасс спутников сближаются и перекрываются с ростом широты. Орбиты спутников могут быть выбраны близкими к круговым со средней высотой, различной для высокоширотных и низкоширотных спутников. Существенным условием построения ИСС является равенство скоростей регрессии линии узлов орбит всех спутников. Это условие обеспечивает сохранение структуры ИСС (заданного разнесения плоскостей орбит по долготе восходящего узла). Тем самым достигается уменьшение потребного числа спутников в ИСС и/или потребной ширины полосы обзора. При заданном числе спутников в ИСС и фиксированной ширине полос обзора повышаются характеристики наблюдения (снижение периодичности обзора, повышение точности навигационного поля и др.). Техническим результатом группы изобретений является повышение эффективности ИСС путем уменьшения неоднородности по широте условий наблюдения спутниками поверхности планеты. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при разработке космических аппаратов, предназначенных для проведения комплексных исследований грунта небесных тел, а также для доставки полезного груза в их массивы

Наверх