Отсек силовой установки

Авторы патента:


Отсек силовой установки
Отсек силовой установки
Отсек силовой установки
Отсек силовой установки
Отсек силовой установки
Отсек силовой установки
Отсек силовой установки
Отсек силовой установки
Отсек силовой установки
Отсек силовой установки
Отсек силовой установки
Отсек силовой установки
Отсек силовой установки
Отсек силовой установки

 


Владельцы патента RU 2566511:

САНТР НАСЬОНАЛЬ Д'ЭТЮД СПАСЬАЛЬ (FR)

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.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к отсеку силовой установки, предназначенному для, по меньшей мере, временной транспортировки в ракете-носителе, содержащему переходник для взаимодействия, по меньшей мере, с одной бортовой системой, по меньшей мере, временно находящейся в отсеке, при этом система содержит источник электрического питания.

Уровень техники

На фиг. 1 показана известная ракета-носитель 2 для, по меньшей мере, временной транспортировки, по меньшей мере, одной секции 16, на которой закреплены устройства 6 или 7 и средства 230 обеспечения тяги.

Секция 16 содержит переходник 3, 4 для взаимодействия, по меньшей мере, с одной бортовой системой 6, по меньшей мере, временно находящейся на секции 16. Как правило, бортовая система 6 представляет собой искусственный спутник Земли.

Для запуска системы 6 в космос и ее выведения на орбиту ракета-носитель 2 классически содержит несколько ступеней, а именно:

- стартовую ступень 21, содержащую известные стартовые твердотопливные ракетные двигатели 210;

- нижнюю криогенную ступень 22, содержащую известный жидкостный ракетный двигатель 220;

- верхнюю криогенную ступень 23, содержащую известный жидкостный ракетный двигатель 230; и

- пусковую ступень 24, содержащую внутри систему 6, защищенную контейнером 13.

Как показано на фиг. 2, сначала включают (Е1) ступени 21 и 22 для старта ракеты-носителя 2, затем сохраняют (Е2) только ступень 22 для выхода за пределы земной атмосферы (ступень 21 отделяется при этом от ступени 22). Затем от ракеты-носителя 2 отделяется (Е3) контейнер 13, так как он является тяжелым (обычно 1,7 тонны) и становится бесполезным (на высоте около 69 км, где атмосферы нет), затем ступень 23 принимает на себя (Е5) функцию обеспечения тяги после этапа (Е4) отделения от ступени 22. Затем происходит отделение системы 6 от секции 16 после выключения (Е6) двигателя 230 ступени 23 и выведения на орбиту.

Однако вышеуказанное известное техническое решение имеет недостатки.

Двигатель 230 ступени 23 является жидкостным ракетным двигателем и не отличается гибкостью в использовании (действительно, любая остановка его работы является окончательной). Поскольку двигатель 230 работает на химическом топливе, полезная нагрузка ракеты-носителя 2 (то есть аппаратура, которая предназначена для выполнения определенной задачи (в частности, системы 6 и 7) и которую транспортирует ракета-носитель 2 (и, в частности, секция 16)) является ограниченной и может быть выведена только на одну орбиту.

Раскрытие изобретения

Изобретение призвано устранить, по меньшей мере, один из этих недостатков.

В связи с этим первым объектом изобретения является отсек силовой установки, предназначенный для, по меньшей мере, временной транспортировки в ракете-носителе, содержащий: переходник для взаимодействия, по меньшей мере, с одной бортовой системой, по меньшей мере, временно находящейся на отсеке, при этом система содержит источник электрического питания.

Отсек силовой установки в соответствии с настоящим изобретением дополнительно содержит, по меньшей мере, один электрический двигатель для обеспечения движения в космосе, выполненный с возможностью питания от источника питания системы.

Изобретение согласно первому объекту имеет также следующие отличительные признаки, взятые отдельно или в любой технически возможной комбинации:

- переходник содержит несущую конструкцию, содержащую внутреннее пространство для размещения первой бортовой системы во внутреннем пространстве;

- несущая конструкция содержит один конец для взаимодействия со второй бортовой системой;

- первая система и/или вторая система представляют собой искусственные спутники Земли;

- несущая конструкция имеет проемы для развертывания панелей солнечных элементов источника питания первой системы, образующей искусственный спутник Земли, через проемы;

- переходник выполнен с возможностью взаимодействия с третьей бортовой системой, представляющей собой дополнительную систему обеспечения движения в космосе, работающую на жидком или твердом топливе.

Вторым объектом изобретения является комплекс, который согласно изобретению содержит: отсек силовой установки, предназначенный для, по меньшей мере, временной транспортировки в ракете-носителе, содержащий: несущую конструкцию, содержащую внутреннее пространство, по меньшей мере, один электрический двигатель для обеспечения движения в космосе, выполненный с возможностью питания от источника электрического питания; и первую бортовую систему, образующую искусственный спутник Земли, по меньшей мере, временно расположенную во внутреннем пространстве несущей конструкции и содержащую источник электрического питания, выполненный с возможностью обеспечения питания электрического двигателя отсека.

Изобретение согласно второму объекту имеет также следующие отличительные признаки, взятые отдельно или в любой технически возможной комбинации:

- источник электрического питания содержит панели солнечных элементов, и несущая конструкция имеет проемы, выполненные с возможностью развертывания панелей солнечных элементов;

- источник электрического питания содержит ядерный источник энергии;

- отсек содержит бортовую систему, представляющую собой дополнительную систему обеспечения движения в космосе, работающую на жидком или твердом топливе.

Изобретение имеет целый ряд преимуществ.

По сравнению с известным решением, представленным во вступительной части настоящей заявки, изобретением предусмотрена дополнительный отсек силовой установки.

Изобретение позволяет предусмотреть гибкие в использовании средства обеспечения движения, так как она использует, по меньшей мере, один электрический двигатель обеспечения движения в космосе, развивающий слабую тягу, но отличающийся высокой эффективностью.

Изобретение позволяет объединить ресурсы в ракете-носителе, так как позволяет использовать источник электрического питания бортовой системы в отсеке для электрического питания вышеупомянутого электрического двигателя отсека: выигрыш в массе отсека можно, таким образом, превратить в увеличение полезной нагрузки.

Таким образом, изобретение позволяет увеличить полезную нагрузку ракеты-носителя и, в частности, увеличить массу бортовых систем, находящихся в отсеке, в частности, массу искусственных спутников Земли.

Краткое описание чертежей

Другие отличительные признаки и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного исключительно в качестве неограничивающего примера, со ссылками на прилагаемые чертежи.

На фиг. 1 и 2 (уже описаны) схематично показана известная ракета-носитель и представлен способ ее запуска;

на фиг. 3 и 4 схематично показан отсек в соответствии с изобретением, вид в перспективе;

на фиг. 5 и 6 схематично показан отсек, изображенный на фиг. 3 и 4, вид сверху и снизу;

на фиг. 7 схематично показан возможный вариант осуществления электрического двигателя обеспечения движения в космосе, который можно использовать в отсеке, изображенном на фиг. 3-6;

на фиг. 8 представлен возможный электрический монтаж источника электрического питания от бортовой системы, находящейся в отсеке, для электрического двигателя отсека, показанного на фиг. 3-6;

на фиг. 9 схематично показан переходник отсека в соответствии с изобретением, вид сбоку;

на фиг. 10 схематично показана деталь переходника, изображенного на фиг. 9, соответственно в перспективе и с частичной прозрачностью;

на фиг. 11 представлен возможный вариант осуществления переходника отсека в соответствии с изобретением, вид с пространственным разделением деталей;

на фиг. 12 схематично показаны развернутые панели солнечных элементов для питания бортовых систем, установленные на отсеке в соответствии с изобретением;

на фиг. 13 схематично показаны возможные варианты бортовой системы, являющейся дополнительным средством обеспечения движения отсека в соответствии с изобретением;

на фиг. 14 схематично показан упругий домкрат для отделения конструкции переходника отсека от верхней части отсека.

На всех фигурах аналогичные элементы обозначены одинаковыми цифровыми позициями.

Осуществление изобретения

На фиг. 3-14 схематично представлен вариант осуществления отсека 1 силовой установки в соответствии с изобретением.

Отсек 1 предназначен для размещения в ракете-носителе 2.

По сравнению с известной ракетой-носителем 2 отсек 1 является дополнительным и размещен, по меньшей мере, временно в ракете-носителе 2 на уровне секции 16. Для размещения отсека 1 не требуется никакой адаптации ракеты-носителя 2. Отсек 1 имеет размеры, предусмотренные для его размещения в ракете-носителе 2: как правило, несколько метров в диаметре и порядка одного метра высоты. За исключением этой разницы, ракета-носитель 2, по меньшей мере, временно транспортирующая отсек 1, соответствует описанию, представленному во вступительной части настоящей заявки, и здесь ее описание приведено только для пояснения и уточнения.

Как показано на фиг. 3 и 4, отсек 1 имеет по существу уплощенную цилиндрическую форму и в основном содержит периферический и экваториальный пояс 12 в виде тора, содержащий внутреннее пространство 127 и делящий отсек 1 на две части, а именно на верхнюю наружную часть 121 и на нижнюю наружную часть 122.

Верхняя наружная часть 121 показана, в частности, на фиг. 5, а нижняя наружная часть 122 показана на фиг. 6.

В нижней периферической части пространство 127 содержит кольцо 123, образующее платформу для установки оборудования, например, такого как блок 126, содержащий бортовой компьютер пилотирования и управления отсеком 1.

Отсек 1 содержит также источник 15 электрического питания, предпочтительно образованный панелями 15 солнечных элементов небольшой мощности, например, 4 кВт, для питания блока 126. Панели 15 выполнены, например, в количестве двух и расположены диаметрально противоположно друг к другу на периферии пояса 12.

Отсек 1 содержит жидкостные ракетные двигатели 125, например, работающие на монерголе, и резервуары 124 жидкого топлива для двигателей 125.

Двигатели 125 обеспечивают:

- дополнительную тягу, необходимую для отделения отсека 1 от ступени 23, а также

- контроль высоты полета отсека 1 во время его пилотирования после указанного отделения.

Предпочтительно двигатели 125 установлены в количестве четырех и расположены на одинаковом расстоянии друг от друга на периферии отсека 1 для обеспечения резервных двигателей 125 в случае выхода из строя одного из двигателей 125 и для обеспечения эффективного карданного эффекта во время контроля высоты.

Предпочтительно резервуары 124 имеют сферическую форму и установлены на кольце 123 в пространстве 127.

Отсек 1 содержит также переходник 3, 4, 5 для взаимодействия, по меньшей мере, с одной бортовой системой 6, 7 или 8. Бортовая система 6, 7 или 8 установлена, по меньшей мере, временно на отсеке 1.

Согласно предпочтительному варианту осуществления переходник 3, 5 расположен на уровне верхней части 121.

Часть 121, показанная, в частности, на фиг. 3 и 5, содержит верхнюю конструкцию 1211 по существу конусной формы на периферии и плоскую в центральной части.

В центре конструкции 1211 находится переходник 3, при этом переходник 3 имеет конусную форму и выступает относительно конструкции 1211 для взаимодействия за счет взаимного соответствия форм, по меньшей мере, с нижней частью первой бортовой системы 6, по меньшей мере, временно находящейся в отсеке 1.

Как показано на фиг. 9-11, переходник 3 содержит также несущую конструкцию 5 по существу цилиндрической формы, содержащую внутреннее пространство 51 для размещения первой системы 6 (см. фиг. 10).

Несущая конструкция 5 содержит также конец 52 для взаимодействия, по меньшей мере, со второй бортовой системой 7.

Так же, как и часть переходника 3, 5, находящаяся на уровне конструкции 1211, конец 52 имеет конусную форму и образует выступ в конструкции 5 для взаимодействия за счет взаимного соответствия форм с нижней частью второй бортовой системы 7.

Классически первая система 6 представляет собой искусственный спутник Земли, и/или вторая система 7 представляет собой искусственный спутник Земли. Соответственно, первая система 6 и/или вторая система 7 содержат источник 9 электрического питания.

Отсек 1 одержит также, по меньшей мере, один электрический двигатель 10 обеспечения движения в космосе, выполненный с возможностью питания от источника 9 питания системы 6 или 7. Предпочтительно двигатель 10 получает питание исключительно от источника 9 электрического питания первой системы 6 и/или второй системы 7. Понятно, что в ракете-носителе ресурсы объединены за счет использования источника электрического питания бортовой системы, находящейся на отсеке, для электрического питания вышеупомянутого электрического двигателя отсека: выигрыш в массе отсека можно, таким образом, превратить в увеличение полезной нагрузки ракеты-носителя, в частности в увеличение массы бортовых систем.

Как показано на фиг. 8, источник 9 электрического питания соединен при помощи электрической линии передачи электрической мощности с электрическим двигателем 10 отсека 1 через электрический трансформатор Т либо напрямую, либо через батарею В отсека 1, например, установленную в секции 126. Трансформатор Т может находиться на бортовой системе или может быть установлен непосредственно на отсеке 1.

Показанный на фиг. 7 электрический двигатель 10 обеспечения движения в космосе выполнен с возможностью создания электрического/магнитного поля и с возможностью обеспечения движения в космосе за счет выброса в пространство топлива, чувствительного к электрическому/магнитному полю.

Отсек содержит также топливный резервуар 14, например, тороидальной формы, расположенный во внутреннем пространстве 127 пояса 12. Топливом может быть, например, ксенон, криптон или аргон.

Двигатель 10 является известным и может представлять собой, например

- электротермический двигатель, и/или

- электромагнитный двигатель (плазменный магнитогидродинамический двигатель (MPD) или стартовый ускоритель, использующий силы Лоренца (LFA или Lorentz force accelerator), и/или

- двигатель с уравновешиванием движущей силы (EIPT), и/или

- импульсный плазменный двигатель (РРТ), и/или

- ионный двигатель (например, двигатель с воспламенением полей (FEEP), ионный двигатель с бомбардировкой, двигатель с радиочастотной ионизацией или двигатель с эффектом Холла (SPT, PPS, ALT)).

В отличие от тяги, обеспечиваемой жидкостными ракетными двигателями 125, которую используют для отделения от ступени 23 и для фаз полета, требующих высокой тяги, тяга электрического двигателя 10 является относительно слабой, но зато отличается большой гибкостью использования (режим включения/выключения в любой момент) и высоким КПД. Предпочтительно электрический двигатель 10 применяют для фаз, требующих низкой тяги, но высокой точности и высокого КПД, например, но не ограничительно, для выведения на окончательную орбиту искусственного спутника или для изменения орбиты искусственного спутника.

Как и в случае двигателей 125, предпочтительно отсек 1 содержит четыре двигателя 10, расположенных на одинаковом расстоянии друг от друга на периферии отсека 1 для обеспечения резервных двигателей 10 в случае выхода из строя одного из двигателей 10 и для обеспечения эффективного карданного эффекта во время контроля высоты в ходе вышеупомянутых фаз.

Как показано двойными стрелками на фиг. 4, двигатели 10 выполнены с возможностью перемещения относительно пояса 12 между двумя положениями, а именно:

- убранным положением, в котором двигатель 10 прилегает к поясу 12 для обеспечения позиционирования отсека 1 в ракете-носителе 2 (убранное положение двигателей 10 показано, например, на фиг. 9 и 10), и

- развернутым положением, обеспечивающим, в случае необходимости, движение отсека и показанным, в частности, на фиг. 3, 4, 5 и 6.

Как показано на фиг. 3 и 4, двигатель 10 содержит кронштейн 102, форма которого соответствует форме пояса 12 и который образует также элемент радиатора для обеспечения охлаждения электрического двигателя 10, в случае необходимости.

Как показано на фиг. 4 и 6, согласно предпочтительному варианту осуществления, являющемуся альтернативой описанному выше варианту или в дополнение к последнему, переходник 4 расположен на уровне нижней части 122.

Нижняя часть 122 содержит нижнюю периферическую усеченную конусную и частично выпуклую конструкцию 1221 и конус 1222, вогнутый в центральной части. Конструкция 1221 и конус 1222 обеспечивают передачу усилий.

В центре конуса 1222 установлен переходник 4, выполненный с возможностью взаимодействия за счет взаимного соответствия форм с бортовой системой, например, с третьей бортовой системой 8, предпочтительно представляющей собой дополнительную систему обеспечения движения в космосе, работающую на жидком или твердом топливе.

Показанная на фиг.13 третья система 8 может представлять собой, по выбору:

- известный твердотопливный двигатель 8а, или

- известный жидкостный ракетный двигатель 8b

- накопительного действия

- криогенного действия, или

- известный гибридный двигатель 8с с дополнительным топливным резервуаром 141 для двигателя 10.

Так же, как и в случае жидкостных ракетных двигателей 125, тягу, обеспечиваемую третьей системой 8, можно использовать для отделения от ступени 23 и для фаз полета, требующих высокой тяги.

Как показано на фиг. 12, в классическом случае, когда первая система 6 является искусственным спутником Земли и/или вторая система 7 является искусственным спутником Земли, источник 9 электрического питания содержит панели 11 солнечных элементов, установленные на первой системе 6 и/или на второй системе 7 и преобразующие после развертывания солнечное излучение в электрическую энергию, в частности, для двигателя 10. Панели 11 солнечных элементов могут производить мощность порядка 20 кВт.

Как показано на фиг. 12, для развертывания панелей 11 солнечных элементов системы 6, которая еще находится на переходнике 3, несущая конструкция 5 содержит проемы 53, выполненные с возможностью развертывания панелей 11 солнечных элементов источника 9 питания.

Для сохранения жесткости несущей конструкции 5, несмотря на присутствие проемов 53, конструкция 5 содержит усиления 54, расположенные между нижней частью несущей конструкции 5 и верхней конструкцией 1211.

Усиления 54 могут быть выполнены в виде конструкции из жесткого материала в форме решетки, например, треугольной, основание которой опирается на верхнюю конструкцию 1211.

Предпочтительно в классическом случае, когда третья система 8 является дополнительной системой обеспечения движения в космосе на жидком или твердом топливе, источник 9 электрического питания содержит трансформатор Т (показанный, например, на фиг. 8), выполненный с возможностью преобразования механической энергии жидкостного ракетного двигателя в электрическую энергию для электрического двигателя 10.

Согласно варианту источник 9 питания может содержать ядерный источник энергии вместо термического или электрического генератора и может находиться, например, на уровне систем 6 или 7.

Классически верхняя конструкция 1211 содержит также известные упругие домкраты 1214, в основном содержащие металлический шток, окруженный механической пружиной, удерживаемые под упругим напряжением при помощи тоже известных пиротехнических болтов 1213 и периферического хомута 1215. В момент подрыва пиротехнических болтов и хомута 1215 домкраты 1214 раздвигаются и обеспечивают механическое отделение конструкции 5 от конструкции 1211. Предпочтительно отсек 1 содержит четыре пары пиротехнических болтов 1213 и шесть разделительных домкратов 1214.

Понятно, что отсек 1 может содержать также и другие элементы, кроме описанных выше, например посадочные шасси, установленные на нижней конструкции 1221 для некоторых типов полетов, требующих приземления отсека 1.

1. Отсек (1) силовой установки, предназначенный для, по меньшей мере, временной транспортировки в ракете-носителе (2), содержащий:
- переходник (3, 4, 5) для взаимодействия, по меньшей мере, с одной бортовой системой (6, 7, 8), которой, по меньшей мере, временно снабжен отсек (1), при этом переходник содержит несущую конструкцию (5), содержащую внутреннее пространство (51) для размещения в нем первой бортовой системы (6), при этом несущая конструкция (5) содержит один конец (52) для взаимодействия со второй бортовой системой (7), при этом переходник (4) выполнен с возможностью взаимодействия с третьей бортовой системой (8), представляющей собой дополнительную систему обеспечения движения в космосе, работающую на жидком или твердом топливе, при этом система (6, 7, 8) содержит источник (9) электрического питания,
- по меньшей мере, один электрический двигатель (10) для обеспечения движения в космосе, выполненный с возможностью питания от источника (9) питания системы (6, 7, 8).

2. Отсек по п. 1, в котором первая система (6) и/или вторая система (7) представляют собой искусственные спутники Земли.

3. Отсек по п. 2, в котором несущая конструкция (5) имеет проемы (53) для развертывания через них панелей (11) солнечных элементов источника (9) питания первой системы (6), образующей искусственный спутник Земли.

4. Комплекс космического назначения, отличающийся тем, что содержит:
- отсек (1) силовой установки, предназначенный для, по меньшей мере, временной транспортировки в ракете-носителе (2), содержащий:
- несущую конструкцию (5), содержащую внутреннее пространство (51),
- по меньшей мере, один электрический двигатель (10) для обеспечения движения в космосе, получающий питание от источника (9) электрического питания; и
- первую бортовую систему (6), образующую искусственный спутник Земли, по меньшей мере, временно расположенную во внутреннем пространстве (51) несущей конструкции (5) и содержащую источник (9) электрического питания, питающий электрический двигатель (10) отсека (1).

5. Комплекс по п. 4, в котором источник (9) электрического питания содержит панели солнечных элементов, а несущая конструкция (5) имеет проемы (53), выполненные с возможностью развертывания панелей (11) солнечных элементов.

6. Комплекс по п. 4, в котором источник (9) электрического питания содержит ядерный источник энергии.

7. Комплекс по одному из пп. 4-6, в котором отсек (1) содержит бортовую систему (8), представляющую собой дополнительную систему обеспечения движения в космосе, работающую на жидком или твердом топливе.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области радиотехники и может использоваться для передачи информации об аварийном состоянии изделий ракетно-космической техники на этапе космического запуска.

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.

Изобретение относится к устройствам и способам защиты летательных объектов при нападении. Целевой объект размещается в космическом аппарате (ложном объекте - оболочке).

Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для обеспечения безопасности космонавта при работе на поверхности пилотируемой космической станции в открытом космосе.

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 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.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при компоновке полезной нагрузки (ПН) в космических аппаратах (КА). Устройство компоновки ПН содержит КА и выполнено в виде разделяемой силовой трубы изогридной сетчатой структуры с функцией силовой конструкции корпуса КА, и состоит из частей в зависимости от высоты и количества КА в ПН, с постоянной площадью поперечного сечения в пределах одной части и увеличивающейся площадью поперечного сечения к адаптеру ракеты-носителя (РН). Собирают космические аппараты вокруг соответствующих частей разделяемой силовой трубы на заводе-изготовителе, интегрируют КА в единую ПН, собирают космическую головную часть (КГЧ) в составе интегрированной ПН и головного обтекателя (ГО), устанавливают КГЧ на штатное место на РН. Изобретение позволяет повысить эффективность использования объёма под ГО РН. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Заявленное изобретение относится к способам питания космического аппарата. Для электропитания космического аппарата обеспечивают совместную работу солнечной батареи и литий-ионной аккумуляторной батареи на бортовую нагрузку, заряжают аккумуляторную батарею от солнечной батареи, измеряют и контролируют основные параметры бортовым комплексом управления с бортовой электронной вычислительной машиной, производят поэлементный контроль напряжений аккумуляторов в аккумуляторной батарее и наличие тока ее разряда. При появлении тока разряда блокируют проведение балансировки аккумуляторов, а при исчезновении - продолжают. Обеспечивается повышение эффективности использования литий-ионных аккумуляторных батарей в составе системы электропитания низколетящего космического аппарата. 1 ил.

Изобретение относится к области космической техники. Летательный аппарат содержит блок управления с возможностью выдачи порций топлива в виде пачек, амортизатор, выхлопные сопла, поршень, реактивный двигатель поршня и предохранительные амортизационные упоры. Блок управления с возможностью выдачи порций топлива в виде пачек с интервалами, начинающимися при приближении поршня к амортизационным предохранительным упорам и прекращающимися после прекращения ускорения. Техническим результатом изобретения является увеличение скорости и экономия энергоресурсов. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при полете ракет. Подают распыленное рабочее тело через форсунки и нагреватель в теплообменную камеру без доступа кислорода под действием поршня и сил инерции, придают основной импульс ракете от разогретого рабочего тела, выходящего из сопла, придают дополнительный импульс ракете за счет воспламенения и сгорания поступившего из сопла рабочего тела в обойме, установленной на стабилизаторах ракеты. Изобретение позволяет увеличить скорость и дальность полета ракеты. 1 ил.
Наверх