Способ повышения радиационной безопасности экипажа космического корабля и пилотируемый космический корабль


 


Владельцы патента RU 2513354:

Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для повышения радиационной безопасности экипажа космического корабля (КК). КК содержит возвращаемый аппарат, рабочий отсек, двигательную установку с запасами топлива, переходный тоннель. Переходный тоннель оснащён люками с герметичными крышками и расположен внутри бака с топливом, и соединяет рабочий отсек с возвращающимся аппаратом. При повышении уровня радиации экипаж перемещается в переходный тоннель и изолируется крышками. Изобретение позволяет повысить радиационную безопасность экипажа КК. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может найти применение для обеспечения радиационной безопасности экипажей космических кораблей во время длительных и дальних полетов.

Известны способ и устройство по обеспечению радиационной защиты путем размещения экипажа на период повышенного воздействия факторов космического пространства в спускаемом аппарате, оборудованном теплозащитным покрытием.

Недостатком такого способа и устройства является определенный дискомфорт для экипажа в случае длительного пребывания на борту спускаемого аппарата ввиду его относительно малого объема и отсутствия оборудования для длительного жизнеобеспечения.

Ближайшим аналогом предлагаемого технического решения является комплекс «Алмаз» (см., например, «60 лет самоотверженного труда во имя мира» / под ред. Г.А.Ефремова. - М.: Оружие и технологии, 2004, стр.243-244), состоящий из орбитальной пилотируемой станции (рабочего отсека с двигательной установкой и запасами топлива) и возвращаемого аппарата, в котором на борту орбитальной пилотируемой станции оборудована зона повышенной безопасности путем использования в качестве защитного экрана бортового оборудования и индивидуальных носимых средств защиты жизненно важных органов.

Недостатками аналога является конструктивная невозможность обеспечения равномерности защитных свойств такого экрана.

Целью предлагаемого изобретения является создание способа повышения радиационной безопасности экипажа космического корабля и устройства на его основе, обеспечивающего, по сравнению с аналогами, повышенную степень безопасности и равномерность защиты.

Указанная цель достигается тем, что в предлагаемом способе повышения радиационной безопасности экипажа космического корабля, состоящего из возвращаемого аппарата, рабочего отсека и двигательной установки с запасами топлива, включающем организацию на борту зоны повышенной защищенности экипажа от неблагоприятного воздействия космического пространства путем использования защитных экранирующих свойств материалов корабля, в качестве защиты от воздействия космической радиации используют запасы топлива.

Распределенные в заранее выбранных местах относительно направления воздействия опасных факторов космического пространства и с заранее подобранной формой топливные баки с жидким топливом, использующимся по назначению на заключительной стадии полета, служат для дополнительной защиты экипажа.

В устройстве пилотируемого космического корабля, содержащем возвращаемый аппарат для доставки экипажа на Землю, рабочий отсек, двигательную установку с запасами топлива, переходный тоннель, соединяющий возвращаемый аппарат и рабочий отсек, в отличие от известных, переходный тоннель размещен внутри бака с топливом, герметично соединен с возвращаемым аппаратом и рабочим отсеком, оборудован для длительного пребывания экипажа, оснащен люками с герметично закрывающимися крышками для обеспечения шлюзования при разгерметизации рабочего отсека.

Принципиальная схема устройства пилотируемого космического корабля по предлагаемому техническому решению представлена на фиг.1. Приняты обозначения:

1 - рабочий отсек космического корабля,

2 - возвращаемый аппарат,

3 - топливный бак,

4 - переходный тоннель,

5 - люки с крышками.

При возникновении опасного уровня радиации в таком корабле экипаж из рабочего отсека поз.1 переходит в зону переходного тоннеля поз.4 бака с топливном поз.3, где, герметично закрыв крышки переходных люков поз.5, размещается для длительного пребывания.

После исчезновения опасности экипаж возвращается в рабочий отсек либо, в случае его разгерметизации, герметично закрыв крышки люка и проведя шлюзование, переходит в возвращаемый аппарат поз.2 и проводит действия, необходимые для возвращения на Землю.

Предлагаемое техническое решение по сравнению с известными способами обеспечения радиационной безопасности экипажа позволяет отказаться от разработки дополнительных специализированных систем обеспечения безопасности, тем самым улучшив показатель «эффективность-стоимость» для пилотируемой космической техники.

1. Способ повышения радиационной безопасности экипажа космического корабля, состоящего из возвращаемого аппарата, рабочего отсека и двигательной установки с запасами топлива, включающий организацию на борту зоны повышенной защищенности экипажа от неблагоприятного воздействия космического пространства путем использования защитных экранирующих свойств материалов корабля, отличающийся тем, что в качестве защиты от воздействия космической радиации используют запасы топлива.

2. Пилотируемый космический корабль, содержащий возвращаемый аппарат для доставки экипажа на Землю, рабочий отсек, двигательную установку с запасами топлива, переходный тоннель, соединяющий возвращаемый аппарат и рабочий отсек, отличающийся тем, что переходный тоннель размещен внутри бака с топливом, герметично соединен с возвращаемым аппаратом и рабочим отсеком, оборудован для длительного пребывания экипажа, оснащен люками с герметично закрывающимися крышками.



 

Похожие патенты:
Изобретение относится к области космонавтики и может быть использовано в лунных пусковых ракетных комплексах (ЛПРК). На поверхности Луны в непосредственной близости от ЛПРК размещают тепловой кожух (наружная поверхность покрыта светоотражающей пленкой, внутренняя - теплоизоляционными панелями) с тепловыми аккумуляторами, насосную станцию, солнечные батареи, электроаккумулятор.

Настоящее изобретение относится к простым тиоэфирам, пригодным для использования в композиции герметика, содержащим структуру, описывающуюся формулой (I): -[-S-(RX)p-(R1X)q-R2-]n- (I), в которой (a) каждый из R, которые могут быть идентичными или различными, обозначает C2-10 н-алкиленовую группу; C2-10 разветвленную алкиленовую группу; C6-8 циклоалкиленовую группу; C6-14 алкилциклоалкилен; или C8-10 алкилариленовую группу; (b) каждый из R1, которые могут быть идентичными или различными, обозначает C1-10 н-алкиленовую группу; C2-10 разветвленную алкиленовую группу; C6-8 циклоалкиленовую группу; C6-14 алкилциклоалкилен; или C8-10 алкилариленовую группу; (c) каждый из R2, которые могут быть идентичными или различными, обозначает C2-10 н-алкиленовую группу; C2-10 разветвленную алкиленовую группу; C6-8 циклоалкиленовую группу; C6-14 алкилциклоалкилен; или C8-10 алкилариленовую группу; (d) X обозначает O; (e) p имеет значение в диапазоне от 1 до 5; (f) q имеет значение в диапазоне от 0 до 5; (g) n имеет значение в диапазоне от 1 до 60; и (h) R и R1 являются отличными друг от друга.

Изобретение относится к космической технике, а именно к колонизации космических объектов (КО). Космический корабль (КК) содержит посадочный (модуль длительно действующей базы (ДДБ)) (ПМ) и взлётный модули (ВМ).

Группа изобретений относится к космической технике, в частности к перемещению в межпланетном пространстве с использованием ресурсов космоса, и может быть использована для ударного воздействия на опасные космические объекты (ОКО).

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Многоступенчатая ракета-носитель пакетной схемы состоит из многоразовой первой ступени, оснащенной крылом и вертикальным оперением, одноразовой второй ступени, передней и задней силовых конструкций с замками, связывающими ступени воедино.

Изобретение относится к строительству сооружений на небесных телах. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к средствам выведения аппаратов космического назначения на заданные орбиты. .

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников. .

Ракета // 2482029
Изобретение относится к области космонавтики, более конкретно к ракете. .
Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано для обеспечения безопасности Земли от столкновения с опасным космическим телом. Лунный пусковой ракетный комплекс содержит стартовый стол, размещенный непосредственно на поверхности Луны, тепловой кожух, размещенный на стартовом столе, с открывающейся крышкой в верхней части, зеркальной наружной поверхностью и покрытой теплоизоляционным материалом (тефлон, политетрафторэтилен, политрифторхлорэтилен, кристаллический сополимер этилена с тетрафторэтиленом) внутренней поверхностью, систему терморегулирования с тепловыми аккумуляторами и устройством подогрева, источник питания, реактивную твердотопливную ракету с полезным грузом 5-9 тонн и стартовой массой 20-30 тонн. Стартовый стол в центральной части имеет сдвигаемую крышку для выхода отработавших газов при старте ракеты. Изобретение позволяет повысить безопасность Земли от столкновения с опасным космическим телом. 5 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к конструкции и терморегулированию космических аппаратов (КА), преимущественно массой до 100 кг, запускаемых как попутные полезные нагрузки. В негерметичном контейнере КА, выполненном в форме параллелепипеда, на сотопанелях (СП) (3,4,5) установлены приборы (2). Тепло от приборов (2) посредством коллекторных тепловых труб (6) равномерно распределяется по СП. При этом также обеспечивается термостабилизация приборов. Значительное снижение тепловыделения приборов включает в работу электронагреватели на верхней СП (3). Этим обеспечивается через СП и тепловые трубы (6) допустимая температура приборов. Нижняя СП (4) ориентирована на Землю и является радиаторной. Верхняя и нижняя СП соединены двумя регулируемыми диагональными подкосами (8). На боковых гранях приборного контейнера без СП установлена (экранно-вакуумная) теплоизоляция (9). Последняя размещена на сетчатой конструкции, закрепленной на СП, с внутренней стороны панелей (1) солнечных батарей. Техническим результатом изобретения является снижение массы конструкции, улучшение технических и эксплуатационных характеристик мини- и микро КА. 3 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для крепления и разделения ступеней ракеты-носителя пакетной схемы. Устройство для крепления и последующего разделения ступеней ракеты-носителя пакетной схемы содержит пневмотолкатель, узлы крепления, замок. Пневмотолкатель содержит цилиндр со штоком, имеющим поворотные сухари, малый шток, сферический шарнир с шариковым замком и поршнем-фиксатором, силовой штырь, и крепится на силовой конструкции ближней ко второй ступени стенки. Цилиндр содержит дополнительную полость для втягивания штока. Изобретение позволяет повысить надежность и уменьшить массу конструкции. 2 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для увода отделяющихся частей ступеней ракет космического назначения. Получают импульс путем выброса газифицированных жидких остатков невыработанных компонентов ракетного топлива (РТ), обеспечивают импульс за счет сгорания невыработанных компонентов РТ в камере газового ракетного двигателя, ограничивают объем невыработанных остатков РТ, разделяют секундный массовый расход теплоносителя (ТН) на 2 части (одну часть подают в объем, ограниченной сеткой, другую - во вторую часть топливного бака), определяют количество подаваемого ТН из условия испарения оставшихся капель компонентов РТ. Устройство для увода отделяющейся части ракеты-носителя содержит топливные баки окислителя и горючего, систему наддува баков, газовый ракетный двигатель с системами питания и газификации, магистрали с акустическими излучателями (рассчитанными из условия минимальных массовых затрат на газификацию заданными количеством топлива и давления), разделительную сетку (рассчитанную от значения силы поверхностного натяжения). Изобретение позволяет снизить энергетические затраты на газификацию заданного количества остатков компонентов РТ. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к средствам обеспечения деятельности космонавтов в условиях невесомости. Фиксатор предметов в невесомости содержит проволоку (из материала, обладающего свойством остаточной пластической деформации) в неметаллической оболочке, кольца на концах фиксатора диаметром, соизмеримым с размерами пальцев наддутой перчатки скафандра. Изобретение позволяет повысить безопасность фиксации предметов космонавтом в условиях открытого космоса. 3 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к средствам обеспечения деятельности космонавтов в условиях невесомости. Устройство фиксации предметов в невесомости содержит фиксатор в виде проволоки (из материала, обладающего свойством остаточной пластической деформации) в неметаллической оболочке, кольца на концах фиксатора диаметром, соизмеримым с размерами пальцев наддутой перчатки скафандра, рычаг с щелевым отверстием диаметром, соизмеримым с диаметром фиксатора. Изобретение позволяет повысить безопасность фиксации предметов космонавтом в условиях открытого космоса. 3 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в ракетах-носителях. Многоступенчатая ракета-носитель содержит головной блок с полезным грузом, параллельно расположенные разделяемые ракетные блоки ступеней с многокамерными двигательными установками с топливными баками (ТБ) в форме тора, крылья, хвостовую часть конической формы, укороченное центральное тело (УЦТ) на первой ступени, единое тарельчатое сопло (ЕТС) на второй ступени, донную часть в виде внешнего и внутреннего усеченных конусов, образованных внешней поверхностью обечайки УЦТ и внутренней поверхностью обечайки ЕТС. ТБ и ЕТС расположены во внутренней полости УЦТ между баками первой ступени. Изобретение позволяет уменьшить донное сопротивление, увеличить удельный импульс. 4 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к атомной энергетике и ракетно-космической технике. Технический результат - повышение эффективности и надежности функционирования ядерной энергодвигательной установки космического аппарата. ЯЭДУ КА содержит нагреватель - газоохлаждаемый ядерный реактор, холодильник, рекуператор, систему трубопроводов с газообразным рабочим телом (ГРТ), соосные турбину-компрессор-электрогенератор (ТКГ), электроракетные двигатели (ЭРД), систему автоматического управления (САУ) со средствами измерения и контроля. Количество контуров ТКГ с равной электрической мощностью кратно двум с противоположным направлением вращения роторов ТКГ в каждой паре, при этом система трубопроводов соединяет выход нагревателя - газоохлаждаемого ядерного реактора с входом каждой турбины, выход турбины с входом тракта нагретого ГРТ своего рекуператора, выход тракта нагретого ГРТ рекуператора с входом своего холодильника, выход холодильника с входом своего компрессора, выход компрессора с входом тракта холодного ГРТ своего рекуператора, выход тракта холодного ГРТ каждого рекуператора с входом нагревателя - газоохлаждаемого ядерного реактора. 18 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к межорбитальным, в т.ч. межпланетным, перелетам космических аппаратов (КА) с реактивным двигателем. Способ построения оптимальной траектории перемещения КА основан на решении двухточечной краевой задачи принципа максимума Понтрягина и учитывает особенности макро- и микроструктуры функции стоимости. В качестве последней могут служить время перелета или расход топлива на перелет. Установлены аналитические основания для эффективного поиска начальных областей значений множителей Лагранжа на каждой итерации. Тем самым облегчено построение последовательности субоптимальных решений задачи, сходящихся к оптимальному. Соответствующий алгоритм дает это последнее либо - при его недостижимости (наличными ресурсами КА) - наиболее близкое к нему. Предложены также электронный процессор для реализации способа и КА с данным процессором. Техническим результатом группы изобретений являются повышение быстродействия, улучшение сходимости, снижение квалификационных требований и расширение сферы применения предложенного алгоритма и сопутствующих средств. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для управления движением жидкостной ракеты космического назначения (РКН). После команды на выключение маршевого двигателя (МД) отработавшей ступени переводят МД на режим пониженной тяги и окончательно выключают МД, управляют движением ракеты по крену с помощью двух пар газовых сопел, осуществляют прогноз момента времени окончательного выключения МД, включают одну из пар газовых сопел до спрогнозированного момента времени окончательного выключения МД для создания управляющего момента по крену, выключают пару газовых сопел в спрогнозированный момент времени, при этом величину промежутка времени работы пары газовых сопел определяют перед началом полета в зависимости от момента инерции вращающейся части турбонасосного агрегата с учетом присоединенной массы компонентов топлива относительно оси вращения, абсолютной величины момента по крену, создаваемого каждой парой газовых сопел при их включении, абсолютной величины угловой скорости вращения ротора турбонасосного агрегата на режиме пониженной тяги, угла между осью вращения ротора турбонасосного агрегата и продольной осью ракеты. Изобретение позволяет повысить безопасность полёта РКН. 1 ил.
Наверх