Индивидуальное средство передвижения космонавтов в открытом космосе



Индивидуальное средство передвижения космонавтов в открытом космосе
Индивидуальное средство передвижения космонавтов в открытом космосе
Индивидуальное средство передвижения космонавтов в открытом космосе
Индивидуальное средство передвижения космонавтов в открытом космосе
Индивидуальное средство передвижения космонавтов в открытом космосе
Индивидуальное средство передвижения космонавтов в открытом космосе
Индивидуальное средство передвижения космонавтов в открытом космосе
Индивидуальное средство передвижения космонавтов в открытом космосе
Индивидуальное средство передвижения космонавтов в открытом космосе
Индивидуальное средство передвижения космонавтов в открытом космосе

 


Владельцы патента RU 2560545:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для обеспечения безопасности космонавта при работе на поверхности пилотируемой космической станции в открытом космосе. Индивидуальное средство передвижения космонавта в открытом космосе представляет собой дополнительное устройство, прикрепленное к скафандру космонавта. Устройство состоит из корпуса, в котором размещены панели солнечной батареи в свернутом состоянии, и отсека с размещенным в нем аккумулятором, электрически связанным через блок управления и согласования с солнечной батареей и баллоном с компонентом рабочего тела для электрореактивных двигателей. Техническим результатом изобретения является повышение безопасности работы в открытом космическом пространстве. 9 ил.

 

Изобретение предназначено для использования в ракетно-космической технике при пилотируемых полетах для обеспечения безопасности космонавта при работе в открытом космосе.

Известны устройства для перемещения космонавта в открытом космосе, например разработано и испытано средство передвижения космонавта (СПК), которое использовали космонавты Серебров Александр и Викторенко Александр, осуществили выходы в открытый космос со станции «Мир» и парковались к ней.

Однако такое устройство предназначалось для полетов между космическими станциями и для перемещения грузов в космосе. Производить технологические работы на поверхности пилотируемой станции по результатам испытаний оказалось невозможно, так как руки космонавтов были заняты управлением СПК. Кроме того, вес СПК 400 кг слишком велик для использования при операциях выхода в космос, например для установки, смены, снятия различных приборов на поверхности космической станции. Известное устройство не соответствует решению задачи использования при различных монтажных, технологических, научных работах на поверхности пилотируемой космической станции

Вместе с тем, существует реальная опасность для космонавта при работе на поверхности пилотируемой космической станции, заключающаяся в неконтролируемом отрыве от нее. Практика пилотируемых полетов показала высокую вероятность такого катастрофического события. Например, отмечена предпосылка к потере космонавта по этой причине. Космонавт Серебров Александр описал случай его срыва со станции из-за не прикрученного поручня, но быстрая реакция и хорошая пространственная ориентация помогли ему найти возможность зацепиться за станцию.

В настоящее время при работе на поверхности пилотируемой космической станции космонавты используют для страховки прикрепление страховочным фалом к корпусу этой станции. Такое устройство недостаточно удобно при работе космонавта, ограничивает возможности его перемещения, даже миниатюризированное в виде рулетки. Кроме того, существует риск, что фал может зацепиться за элементы конструкции пилотируемой космической станции или запутаться, что требует поддержания в готовности подстраховать второго дублирующего космонавта.

Требования к фиксации космонавта на поверхности пилотируемой космической станции определены отраслевым стандартом ОСТ 134-1004-95 "Средства фиксации для внекорабельной деятельности космонавта».

Устройство со страховочным фалом является аналогом изобретения.

В настоящее время, в связи с потребностью повышения эффективности работы космонавтов при пилотируемых полетах, в Научно-производственном предприятии «Звезда» создано индивидуальное средство для перемещения в открытом космосе, получившее название «Сейфер». Источник: «В Подмосковье разработали космический мотоцикл» http://vpk.name/news/30615_vp_podmoskove_razrabotali_kosmicheskii_motocikl.html.

Устройство выполнено в виде рюкзака, который крепят на новом скафандре «Орлан-МК», и содержит 16 реактивных двигателей и специальные штанги с пультами управления. Оно легче и совершеннее своего предшественника СПК.

Это устройство принято в качестве прототипа.

Недостатками прототипа являются значительные габариты и большая масса устройства. Оценки показывают, что значительная часть времени, затрачиваемая на выполнение космонавтом технологических работ на поверхности космической станции, будет потрачена на операцию по подготовке и использованию «Сейфера».

В условиях строгой экономии ресурсов массы, времени и трудозатрат космонавта на борту пилотируемый космической станции необходимо облегченное устройство для страховки космонавта и аварийного перемещения космонавта в открытом космосе.

Сущность изобретения заключается в оснащении космонавта страховочным устройством, позволяющим космонавту при отрыве от пилотируемой космической станции гарантированно вернуться к ней с допускаемого расстояния с использованием этого устройства, минимального по массе с повышенной надежностью эксплуатации.

Индивидуальное средство передвижения космонавта в открытом космосе (ИСПК) с использованием дополнительного устройства, оснащенного реактивными двигателями, отличается тем, что дополнительное устройство прикреплено к скафандру космонавта, например ремнями, и выполнено в виде корпуса, в котором размещены панели солнечной батареи в свернутом состоянии, с возможностью разворачивания пружинным механизмом при открытии электрозамка крышки корпуса, который соединен с пультом управления космонавта, отсека с размещенным в нем аккумулятором, электрически связанным с солнечной батареей и баллоном с компонентом рабочего тела для электрореактивных двигателей, соединенным через трубопровод и электроклапан с комплектом электрореактивных двигателей, размещенных на панели.

Сущность изобретения иллюстрируется следующими фигурами:

фиг.1 - общий вид индивидуального средства;

фиг.2 - размещение индивидуального средства на скафандре космонавта;

фиг.3 - схема электрического и гидравлического оборудования индивидуального средства;

фиг.4 - схема раскрытия солнечных батарей. Корпус закрыт;

фиг.5 - схема раскрытия солнечных батарей. Крышка корпуса открыта;

фиг.6 - схема раскрытия солнечных батарей. Разворачивание и раскрытие солнечной батареи;

фиг.7 - схема раскрытия солнечных батарей. Солнечная батарея развернута;

фиг.8 - определение допускаемого расстояния удаления космонавта от пилотируемой космической станции;

фиг.9 - возвращение космонавта к пилотируемой космической станции с использованием ИСПК.

ИСПК состоит из корпуса 1 (фиг.1), отсека 2, содержащего аккумулятор 3, блок управления и согласования 4 электрических элементов, баллон 5 с компонентом рабочего тела, выбранным в зависимости от типа электрореактивных двигателей (ЭРД), панели 6 ЭРД 7 и ременной системы крепления из поясных 8 и плечевых 9 ремней (могут быть добавлены ножные ремни 10), закрепляемых замком 11.

Корпус 1 снабжен крышкой 12 со створками 13 и электрозамком 14, открываемым с пульта управления 15 космонавта, расположенного в удобном для космонавта месте из эргономических требований, например, закрепляемым браслетом 16 на запястье рукава скафандра. На пульте управления 15 космонавта размещены кнопка 17 включении ЭРД 7, кнопка 18 регулирования их тяги, кнопка 19 раскрытия панелей 20 солнечной батареи.

Панели 20 солнечной батареи размещены в корпусе 1 в свернутом состоянии с пружинами ее разворачивания до рабочего положения после открытии крышки корпуса (не показаны).

Блок управления и согласования 4 электрических элементов в отсеке 2 обеспечивает управление режимом работы аккумулятора 3 и использование баллона 5 с компонентом рабочего тела при работе ЭРД 7, комплект которых размещен на панели 6 устройства.

На фиг.2 показано размещение и фиксация индивидуального средства передвижения космонавта 1, 2, 6 на скафандре 21 космонавта с помощью системы поясных 8, плечевых 9 и ножных 10 ремней, закрепляемых замком 11 на поясе космонавта, и браслет 16 с пультом управления космонавта.

На фиг.3 показана укрупненная схема соединений электрических и гидравлических элементов устройства.

Электрореактивные двигатели 7 на панели 6 электрически соединены с аккумулятором 3, подключаемым для зарядки к панелям солнечной батареи 20 при ее разворачивании из корпуса 1, электроклапаном 22 питания компонентом рабочего тела из баллона 5, размещенными в отсеке 2, с блоком управления и согласования 4 электрических элементов.

Пульт управления космонавта 15 снабжен кнопками 17 и 18 включения ЭРД и регулирования их тяги, и кнопкой 19, связанной с электрозамком 14 открытия створок 13 крышки 12 корпуса 1.

На фиг.4, 5, 6, 7 упрощенно показаны этапы открытия створок крышки корпуса и разворачивания свернутых панелей солнечной батареи для приведение ее в рабочее состояние.

На фиг.4 корпус 1 со свернутыми панелями солнечной батареи находится в закрытом состоянии с закрытыми створками 13 крышки 12, удерживаемыми электрозамком 14.

На фиг.5 при подаче сигнала открытия на электрозамок 14 створки 13 крышки 12 корпуса 19 открывают с помощью пружинного механизма, панели выдвигают из корпуса и раскрывают сложенные составные панели 20 солнечной батареи. Направления движения панелей на фиг.5, 6 показаны стрелками.

На фиг.6 показан момент, когда при раздвижении средних панелей 20 солнечной батареи раскрывают подпружиненные откидывающие панели солнечной батареи.

Панели 20 солнечной батареи, приведенные в рабочее положение, показаны на фиг.7. Фиксация соединения средних панелей солнечной батареи и откидывающихся панелей солнечной батареи производят с помощью специальной окантовки этих панелей, например, типа «липучки» (не показаны).

Исходным условием, определяющим конструктивный облик устройства ИСПК, является величина расстояния безопасного удаления космонавта от пилотируемой космической станции при гарантированном возвращении с использование системы ИСПК за время, меньшее, чем допустимое время работы в скафандре.

На фиг.8 показаны:

t1 - время возвращения космонавта к пилотируемой станции при использовании подзарядки аккумулятора солнечной батареей;

t2 - время возвращения космонавта к пилотируемой станции при использовании ресурса аккумулятора ИСПК;

L1 - расстояние безопасного удаления космонавта от пилотируемой космической станции с подзарядкой аккумулятора при раскрытии солнечной батареи.

Kn1 - коэффициент безопасности - уменьшает расстояния удаления космонавта от пилотируемой космической станции, учитывая возникновение нештатных ситуаций: неоптимальная траектория движения, закрутка космонавта, полет в солнечной тени и др.

L2 - расстояние безопасного удаления космонавта от пилотируемой космической станции при возвращении с помощью ЭРД с использованием ресурса аккумулятора без раскрытии солнечной батареи.

Kn2 - коэффициент безопасности - уменьшает расстояния удаления космонавта от ПКА учитывая возникновения нештатных ситуаций: неоптимальная траектория движения, закрутка космонавта, полет в солнечной тени и др.;

V0 - начальная скорость возвращения космонавта к пилотируемой космической станции;

Vk - конечная скорость подхода космонавта к пилотируемой космической станции.

Ограничивающим параметром для конструктивного облика ИСПК является скорость подхода космонавта к пилотируемой космической станции при возвращении, которая не должна превышать величину допустимой скорости при фиксации космонавта на поверхности пилотируемой космической станции. В случае превышения этой скорости устройство ИСПК дополняют панелью ЭРД торможения, которую размещают на передней стороне скафандра космонавта и учитывают в проектном расчете ИСПК как дополнительную нагрузку на аккумуляторную батарею с внесением изменений в расчетную хронограмму возвращения космонавта к пилотируемой космической станции.

Для определения характеристик движения космонавта с использованием тяги от ЭРД с высоким удельным импульсом (или удельной тягой), который может составлять 10000-100000 м/сек, используют формулу расчета удельного импульса для реактивных двигателей на химическом топливе:

I y = 16641 ( T k 1 p a p k y u y )

где Tk - температура газа в камере сгорания (разложения); pk и pa - давление газа соответственно в камере ЭРД и на выходе из сопла; y - молекулярный вес газа в камере сгорания; u - коэффициент, характеризующий теплофизические свойства газа в камере (обычно u ≈ 15).

В баллистических расчетах по анализу движения космонавта в пространстве около пилотируемой космической станции, с учетом сопутствующих факторов, динамика движения космонавта при включении ЭРД определена путем интегрирования дифференциального уравнения Мещерского для материальной точки переменной массы:

m d V d t u d m d t = 0 ,

где m - масса точки (центр массы космонавта);

V - скорость точки;

u - относительная скорость, с которой движется отделяющаяся от точки часть ее массы. Для ракетного двигателя эта величина и составляет его удельный импульс I.

Тягу двигателя F можно выразить следующим образом:

F = υ e f f m ˙ ,

где υeff - эффективная скорость истечения реактивной струи (м/с),

m ˙ = d m d t - скорость расхода массы топлива (кг/с).

Таким образом, удельная тяга, как отношение тяги двигателя к массовому расходу топлива, определяется как:

I m = F m = υ e f f ,

и измеряется в м/с.

Если брать отношение тяги к весовому расходу топлива, то:

I g = F g m ˙ = υ e f f g ,

где g - ускорение свободного падения.

Величина g m ˙ измеряется в величинах 9.81 k g m s s 2 = k g f s . Таким образом, если тяга выражена в килограмм-силах, удельная тяга получается в секундах.

Суммарная тяга равна тяге одного двигателя ЭРД F, умноженной на их количество на панели n: F=Fix n.

Расчетными показателями, композиция выбора которых определяет облик ИСПК, являются: количество ЭРД на панели, объем запасаемого тела компонента топлива в баллоне, вид компонента топлива, размеры поверхности солнечной батареи и их сопряжение с выбранным типом ЭРД, параметры аккумуляторной и солнечной батарей.

При выборе элементов конструкции ИСПК учитывают современные прогрессивные тенденции совершенствования ЭРД, их видов и качества солнечных батарей, которые улучшают технико-экономические характеристики ИСПК.

На фиг.9 показан один из моментов применения индивидуального средства передвижения космонавта в открытом космосе - возвращение космонавта к пилотируемой космической станции 23 с использованием ИСПК 1, 2 на скафандре 21, ЭРД 7 на панели 6 и панелей солнечной батареи 20, развернутой в рабочее состояние.

Работа средства осуществляется следующим образом.

При необходимости, например при отрыве космонавта от космической станции при выполнении операций в открытом космосе, космонавт включает ЭРД кнопкой на пульте управления космонавта, регулирует их тягу, обеспечивающую создание реактивной силы для возвращения к пилотируемой космической станции.

Направление реактивной силы космонавт регулирует с помощью изменения положения тела при вращении вокруг своего центра масс. Величину реактивной силы космонавт при необходимости изменяет с помощью кнопки регулятора изменением тяговых характеристик ЭРД, подачей рабочего тела к ним или числа их включаемых ЭРД.

ЭРД в своей работе используют ресурс аккумулятора и после его исчерпания космонавт кнопкой с пульта управления на запястье открывает электрозамок, раскрывает створки крышки корпуса, и солнечная батарея выходит из свернутого состояния и разворачивается за счет пружинного механизма и фиксирует стыки с помощью окантовки липучками.

Космонавт ориентирует солнечную батарею на Солнце вращением корпуса и продолжает движение в режиме подзарядки аккумулятора и питания ЭРД от солнечной батареи.

После возвращения на пилотируемую космическую станцию и фиксации положения космонавта на ней космонавт освобождается от страховочного устройства: открывает замок крепления ремней, снимает ИСПК, сворачивает солнечную батарею, разъединяя панели, скрепленные фиксирующей окантовкой, преодолевая реакцию пружинного механизма.

Техническим результатом при использовании изобретения является повышение эргономичности выполнения операций на поверхности пилотируемой космической станции при облегчении возможности перемещения по ее поверхности, возможности пилотировании вблизи станции, а также повышение безопасности работы космонавта в открытом космическом пространстве при снижении риска неконтролируемого удаления космонавта от пилотируемой космической станции.

Индивидуальное средство передвижения космонавта в открытом космосе с использованием дополнительного устройства, оснащенного реактивными двигателями, отличающееся тем, что дополнительное устройство прикреплено к скафандру космонавта, например ремнями, и выполнено в виде корпуса, в котором размещены панели солнечной батареи в свернутом состоянии, с возможностью разворачивания пружинным механизмом при открытии электрозамка крышки корпуса, электрически связанного с пультом управления космонавта, отсека с размещенным в нем аккумулятором, электрически связанным через блок управления и согласования с солнечной батареей и баллоном с компонентом рабочего тела для электрореактивных двигателей, соединенным через трубопровод и электроклапан с комплектом электрореактивных двигателей, размещенных на панели и связанных с пультом управления космонавта через блок управления и согласования.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат содержит корпус, устройство забора воздуха, блок управления, конусообразную камеру сгорания с выхлопным соплом.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции дренажа криогенного компонента из криогенного бака ракетного разгонного блока в составе ракеты космического назначения.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для удаления нефункционирующего космического аппарата (КА) с геостационарной орбиты. Выводят на геостационарную орбиту КА со средством наблюдения и захвата нефункционирующего КА и дополнительным запасом компонентов топлива, переводят КА после окончания срока активного существования в точку стояния на геостационарной орбите нефункционирующего КА, осуществляют ориентацию относительно нефункционирующего КА, наводят на нефункционирующий КА, захватывают нефункционирующий КА, включают двигатель КА, переводят связку космических аппаратов на орбиту захоронения.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в многоразовых ступенях ракет космического назначения (РКН). Система для обеспечения выхода в космическое пространство содержит РКН с двунаправленной поверхностью управления с возможностью разворота, с возможностью принимать информацию о положении конструкции части РКН на поверхности воды для регулирования траектории полета, стартовую площадку, средство для запуска РКН или части РКН со стартовой площадки в первый раз и второй раз соответственно, средство для вертикальной посадки части РКН на конструкцию на водной поверхности, средство для запуска, средство для изменения ориентации РКН с ориентации носом вперед на ориентацию хвостом вперед перед посадкой и повторного входа в атмосферу Земли, средство для отключения ракетных двигателей, средство для первичного и повторного запуска одного или больше ракетных двигателей.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в последних ступенях ракет-носителей. Ракетно-космическая система (РКС) содержит ракету-носитель с последней ступенью с внешним корпусным отсеком с силовым промежуточным опорным шпангоутом с состыкованными между собой с помощью крепежных элементов наружным и внутренним шпангоутами, космический аппарат с головным обтекателем с торцевым шпангоутом.

Изобретение относится к системе доставки различных видов полезной нагрузки в верхние слои атмосферы и выше. Система пуска ракет (1) включает трубчатую тележку пуска ракет (2) с фрикционными приводами кабельного/тросового пути (26), перемещаемую ниже двухосевого шарнира (63), прикрепленного к земле, поднимаемую в коаксиальную переносную трубу (124, 143), ведущую к трем основным привязным кабелям/тросам (27), вес которых компенсируется аэростатами (164).

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в разгонных блоках ракет-носителей (РН). Ракетный криогенный разгонный блок (РБ), выполненный по тандемной схеме, содержит бак горючего с приборным отсеком и переходной системой для крепления космического аппарата, бак окислителя (БО), проставку межбаковую, маршевый двигатель (МД) РБ, промежуточный отсек, систему пожаровзрывопредупреждения, средства обеспечения теплового режима с блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием и разделяемых подводящих трубопроводов, коллекторы продувки застойных зон и обеспеспечения теплового режима зоны и аппаратуры РБ, разделительную мембрану, сбрасываемый головной обтекатель (ГО) с окнами сброса системы пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима газов продувки зоны РБ, дополнительной теплоизоляцией зоны РБ, частью разделяемых подводящих труб коллекторов с разъемными стыками и блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием, межбаковой проставкой, сопряженной с межбаковой фермой для крепления БО с МД и сопряженной с верхней проставкой отделяемого промежуточного отсека с узлами соединения и разделения с РН и ГО.

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.

Группа изобретений относится к межорбитальным, в т.ч. межпланетным, перелетам космических аппаратов (КА) с реактивным двигателем.

Изобретение относится к атомной энергетике и ракетно-космической технике. Технический результат - повышение эффективности и надежности функционирования ядерной энергодвигательной установки космического аппарата.

Изобретение относится к устройствам и способам защиты летательных объектов при нападении. Целевой объект размещается в космическом аппарате (ложном объекте - оболочке). Космический аппарат содержит радиолокатор, блок команд и управления, панели солнечных батарей, от которых в том числе питается и целевой модуль. Целевой модуль в свою очередь снабжен двигательной установкой, химическим источником тока, соответствующей служебной и специальной аппаратурой и спецсистемой. После отделения целевого модуля питание от солнечных батарей прекращается и целевой модуль переходит на электропитание от химического источника тока. В случае атаки космический аппарат разделяется на ложный объект, имитирующий объект нападения, и целевой модуль. Техническим результатом изобретения является защита целевого модуля от поражения при атаке и обеспечение выполнения им целевых задач. 3 ил.

Кронштейн // 2565427
Металлический кронштейн (1) состоит из двух концевых участков с пазами и имеет Г-образный профиль с продольными и поперечными пазами (2) различной толщины по всей его длине. Кронштейн закреплен с помощью болтового соединения (6) на двух противоположных элементах сложной конструкции, например элементах силовой конструкции (3, 4) космического аппарата, обладающих различными температурными коэффициентами линейного расширения. Обеспечивается компенсация температурных деформаций силовой конструкции. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области радиотехники и может использоваться для передачи информации об аварийном состоянии изделий ракетно-космической техники на этапе космического запуска. Радиопередающее устройство (РПДУ) содержит автогенератор, усилитель мощности и передающую антенну. В автогенераторе и усилителе мощности используют транзисторы с частотой, соответствующей выходной частоте РПДУ. Плотность материала подложки антенных блоков выбирают минимальной при обеспечении защиты аппаратуры, находящейся в защитном корпусе за блоками, от радиационных излучений космического пространства. Техническим результатом изобретения является снижение габаритно-массовых параметров РПДУ. 2 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для доставки полезной нагрузки в космическое пространство. Комплекс содержит отсек силовой установки с несущей конструкцией с проемами, переходником, электрическим двигателем, источником электрического питания с солнечными элементами и ядерным источником энергии, бортовую систему в виде дополнительной жидкостной и твердотопливной системы обеспечения движения в космосе, образующую искусственный спутник Земли. Изобретение позволяет увеличить массу полезной нагрузки. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 14 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и касается изготовления силовой оболочки корпуса возвращаемого летательного аппарата. Ленточный препрег для изготовления теплозащитного покрытия силовой оболочки корпуса содержит скрепленные между собой куски растяжимой в тангенциальном направлении и пропитанной фенольным связующим ленты. При этом препрег выполнен в виде многослойной ленты, в каждом слое которой куски образующих ее лент скреплены между собой встык со смещением этих стыков, расположенных в соседних слоях, относительно друг друга. Слои ленты скреплены между собой в точках, расположенных зигзагообразно вдоль продольной оси ленты. Достигается повышение качества изготовления теплозащитного покрытия за счет оптимизации структуры и конструктивно-технологической схемы изготовления ленточного препрега с повышенной термоэрозионной стойкостью в сочетании с улучшенными теплоизоляционными свойствами и меньшей толщиной. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к орбитальному движению искусственных спутников Земли (ИСЗ), совершающих групповой полет. Поддержание расстояния между ИСЗ по фронту производится путем периодического включения на ближней границе разрешенного коридора движения реактивной двигательной установки (ДУ) активного ИСЗ. Тяга ДУ ориентирована перпендикулярно плоскости орбиты активного ИСЗ в направлении от плоскости орбиты пассивного ИСЗ. Поддержание расстояния между ИСЗ по дистанции производится периодическим изменением высоты полета активного ИСЗ с включением его ДУ вдоль местной вертикали или периодическим изменением скорости полета активного ИСЗ с включением его ДУ вдоль направления полета. Техническим результатом изобретения является создание способа группового орбитального движения двух и более ИСЗ, включающего их полет по близким орбитам с возможностью изменения положения активных аппаратов относительно пассивного, поддержание заданной конфигурации орбитального построения относительно наблюдателя на поверхности Земли. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике. Космическая платформа содержит модуль служебных систем в форме прямоугольного параллелепипеда, узлы стыковки с системой отделения, двигательную установку, солнечные батареи, систему терморегулирования. Космическая платформа включает в себя цилиндрический отсек в виде сетчатой конструкции из углепластика, сотовые панели с кронштейнами. Внутри цилиндрического отсека установлены баки хранения рабочего тела для двигательной установки системы коррекции с плазменными двигателями на ксеноне и двигательной установки системы ориентации и стабилизации. Техническим результатом изобретения является повышение плотности компоновки и сокращение сроков изготовления КА на базе данной платформы. 4 ил.,3 з.п. ф-лы

Изобретение относится к космической связи и может быть использовано при проектировании космических систем оперативной связи различного назначения. Технический результат состоит в повышении оперативности, помехоустойчивости и технологичности связи, Для этого глобальная низкоорбитальная космическая информационная система состоит из космического и наземного сегментов, включает в себя КА-абоненты и через телекоммуникационное и информационное пространство связана с потребителями на суше, на воде и в воздухе пользовательского сегмента. Космический сегмент состоит из N информационных узлов, состоящих из основного и связанных космических аппаратов в виде кольцевых кластеров, объединенных локальной сетью, при этом космические информационные узлы расположены в смещенных орбитальных плоскостях, а наземный сегмент состоит из сети связанных между собой непосредственно или через телекоммуникационное и информационное пространство конкретной страны с наземными информационными узлами, каждый из которых связан с космическими информационными узлами, которые также связаны со всеми связанными космическими аппаратами-абонентами кластеров. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетах космического назначения лёгкого класса (РКН ЛК). РКН ЛК на нетоксичных компонентах топлива с высокой степенью заводской готовности к пусковым операциям с определенным составом, весогабаритными и техническими параметрами, необходимыми для осуществления авиационной транспортировки полностью собранной и испытанной в заводских условиях РКН ЛК, содержит спасаемые ракетный блок или двигательную установку первой ступени, воздушно-космическую парашютную систему. Изобретение позволяет сократить время предстартовой подготовки РКН ЛК к пуску. 5 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть применено для реализации программ сведения с геостационарной орбиты (ГСО) вышедших из строя космических аппаратов (КА). Многомодульный космический аппарат (МКА) для очистки геостационарной орбиты от антропогенных объектов содержит двигательную установку с запасами топлива, энергоустановку и систему управления с комплексом средств наблюдения и определения параметров движения сводимого с орбиты космического аппарата (СКА). На борту МКА размещено не менее одного модуля автономного маневрирования с двигательной установкой, системой управления, головкой самонаведения, полезной нагрузкой, с возможностью отделения модуля в заданный момент времени. Способ очистки геостационарной орбиты от антропогенных объектов включает запуск МКА на дежурную орбиту, близкую по высоте к ГСО нахождения СКА, во встречном направлении по отношению к направлению движения СКА. Техническим результатом изобретения является снижение затрат ресурсов (топлива, ракет-носителей) на решение задачи очистки геостационарной орбиты от антропогенных объектов. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх