Ракетный разгонный блок и способ его сборки

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно, к конструкции ракетных разгонных блоков. Ракетный разгонный блок содержит криогенный бак окислителя и бак горючего в виде сегментов полого тора, двухконтурную ферму, корпусной отсек и маршевый двигатель. К нижнему шпангоуту наружного контура двухконтурной фермы пристыкован корпусной отсек. К шпангоуту внутреннего контура двухконтурной фермы присоединено силовое кольцо, на которое установлен маршевый двигатель. По наружному контуру криогенный бак окислителя и бак горючего закреплены шарнирными регулируемыми тягами. По внутреннему контуру криогенный бак окислителя и бак горючего присоединены к силовому кольцу шарнирными регулируемыми растяжками. Техническим результатом изобретения является создание ракетного разгонного блока, обеспечивающего выведение полезных грузов на целевые орбиты с применением существующих ракет-носителей сверхлегкого класса с максимальным использованием конструктивных элементов. 2 н.п. ф-лы, 9 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции ракетных разгонных блоков, входящих в состав ракет космического назначения, предназначенных для выведения с опорной орбиты на рабочие энергетические орбиты различных космических объектов - полезных грузов.

В настоящее время успешно эксплуатируются в космических проектах ракетные разгонные блоки типа ДМ, «Фрегат», «Бриз». Однако все эти разгонные блоки имеют значительную тяговооруженность для своего класса и используются для вывода на геопереходную орбиту полезную нагрузку массой от ~ 3000 до 6200 кг.

В последнее время появилась необходимость выводить на целевую орбиту полезные нагрузки массой около 500 кг. Это современные космические аппараты научно-технического назначения и аппараты дистанционного зондирования Земли.

Для таких задач выше перечисленные блоки переразмерены и имеют избыточную массу, в результате чего их эффективность значительно снижается, поэтому необходим ракетный разгонный блок меньшей тяговооруженности и меньшей массы.

Известна жидкостная ракетная двигательная установка по патенту РФ 2187010, содержащая баки горючего и окислителя, выполненные в виде сегментов полого тора с днищами по торцам и двигатель. Представленная двигательная установка может быть применена в составе ракетного разгонного блока, однако, поскольку баки связаны между собой конструктивными элементами в виде фермы (рамы), что при использовании криогенного компонента топлива совместно с некриогенным из-за их разности температур приведет к неизбежной деформации тонкостенных оболочек баков, либо дополнительно потребуются температурные компенсаторы.

Известен ракетный разгонный блок по патенту РФ 24120088, содержащий криогенный бак окислителя, бак горючего, маршевый двигатель, корпусной отсек, двухконтурную ферму - прототип.

В этом разгонном блоке использован сферический криогенный кислородный бак, торовый бак горючего. Баки связаны друг с другом корпусными элементами: фермой подвески криогенного бака, переходником и двухконтурной фермой, которая своим верхним шпангоутом пристыкована к переходнику; к наружным стержням фермы закреплен торовый бак горючего, а к внутренним стержням пристыкован маршевый двигатель, который размещен во внутриторовом пространстве бака горючего.

При сборке разгонного блока используется модуль разгонного блока. В состав модуля разгонного блока входят: блок баков и маршевый двигатель. Модуль сверху вводится внутрь корпусного отсека и закрепляется на его верхнем шпангоуте, образуя, таким образом, окончательно собранный разгонный блок.

Аналогичный блок был разработан во второй половине 20 века для освоения Луны и используется в настоящее время в различных модификациях (в том числе в варианте по патенту РФ 24120088). Для выполнения поставленной задачи прототип переразмерен и имеет избыточную массу.

Задачей изобретения является создание ракетного разгонного блока в обеспечение выведения полезных грузов на целевые орбиты с помощью ракет-носителей сверхлегкого класса с максимальным использованием освоенных промышленностью конструктивных элементов и систем и требующих минимальных затрат для их отработки.

Эта задача решается за счет того, что в ракетном разгонном блоке, содержащем криогенный бак окислителя и бак горючего, выполненные в виде сегментов полого тора с днищами по торцам, двухконтурную ферму, корпусной отсек и маршевый двигатель, к нижнему шпангоуту наружного контура двухконтурной фермы пристыкован корпусной отсек. К шпангоуту внутреннего контура двухконтурной фермы пристыковано силовое кольцо, на которое установлен маршевый двигатель. По наружному контуру криогенный бак окислителя и бак горючего закреплены к корпусному отсеку шарнирными регулируемыми тягами, причем шарнирные регулируемые тяги одним концом закреплены к верхнему шпангоуту корпусного отсека, а другим концом - к силовым элементам криогенного бака окислителя и бака горючего соответственно. По внутреннему контуру криогенный бак окислителя и бак горючего присоединены к силовому кольцу шарнирными регулируемыми растяжками, причем шарнирные регулируемые растяжки одним концом закреплены к силовому кольцу, а другим концом - к силовым элементам криогенного бака окислителя и бака горючего соответственно.

Эта задача решается за счет того, что в способе сборки ракетного разгонного блока, включающем размещение корпусного отсека в вертикальное положение, сначала сверху внутрь корпусного отсека вводят криогенный бак окислителя и бак горючего, и предварительно закрепляют их к верхнему шпангоуту корпусного отсека с помощью шарнирных регулируемых тяг. Далее на шпангоут внутреннего контура двухконтурной фермы устанавливают силовое кольцо, и затем двухконтурную ферму устанавливают на корпусной отсек, закрепляя стержни наружного контура двухконтурной фермы к верхнему шпангоуту корпусного отсека, после чего поднимают собранную конструкцию, вводят маршевый двигатель в пространство, ограниченное криогенным баком окислителя и баком горючего, закрепляют маршевый двигатель к силовому кольцу, и предварительно шарнирными регулируемыми растяжками соединяют криогенный бак окислителя и бак горючего с силовым кольцом. Затем шарнирными регулируемыми тягами и шарнирными регулируемыми растяжками окончательно выставляют положения баков и маршевого двигателя относительно друг друга, двухконтурной фермы и корпусного отсека.

На фиг. 1, 2, 3 и 4 изображены ракетный разгонный блок и его фрагменты, на фиг. 5, 6, 7, 8 и 9 представлены фазы сборки ракетного блока, где:

1. криогенный бак окислителя;

2. бак горючего;

3. двухконтурная ферма;

4. корпусной отсек;

5. маршевый двигатель;

6. верхний шпангоут двухконтурной фермы;

7. адаптер космического аппарата;

8. нижний шпангоут наружного контура двухконтурной фермы;

9. нижний шпангоут корпусного отсека;

10. ракета-носитель;

11. шпангоут внутреннего контура двухконтурной фермы;

12. силовое кольцо;

13. шарнирные регулируемые тяги;

14. верхний шпангоут корпусного отсека;

15. силовые элементы;

16. шарнирные регулируемые растяжки;

17. электрические и пневмогидравлические элементы;

18. навесное оборудование;

19. технологическая подставка;

20. стержни наружного контура двухконтурной фермы;

21. пространство, ограниченное криогенным баком окислителя и баком горючего;

22. головной обтекатель.

В ракетном разгонном блоке, содержащем криогенный бак окислителя 1 и бак горючего 2, выполненные в виде сегментов полого тора с днищами по торцам, двухконтурную ферму 3, корпусной отсек 4 и маршевый двигатель 5, при этом верхний шпангоут двухконтурной фермы 6 выполнен в виде шпангоута, обеспечивающего стыковку с адаптером космического аппарата 7. К нижнему шпангоуту наружного контура двухконтурной фермы 8 пристыкован корпусной отсек 4, а к нижнему шпангоуту корпусного отсека 9 стыкуется ракета-носитель 10. К шпангоуту внутреннего контура двухконтурной фермы 11 пристыковано силовое кольцо 12, на которое установлен маршевый двигатель 5. По наружному контуру криогенный бак окислителя 1 и бак горючего 2 закреплены к корпусному отсеку 4 шарнирными регулируемыми тягами 13, причем шарнирные регулируемые тяги 13 одним концом закреплены к верхнему шпангоуту корпусного отсека 14, а другим концом - к силовым элементам 15 криогенного бака окислителя 1 и бака горючего 2 соответственно. По внутреннему контуру криогенный бак окислителя 1 и бак горючего 2 присоединены к силовому кольцу 12 шарнирными регулируемыми растяжками 16, причем шарнирные регулируемые растяжки 16 одним концом закреплены к силовому кольцу 12, а другим концом - к силовым элементам 15 криогенного бака окислителя 1 и бака горючего 2 соответственно. На внутренней поверхности корпусного отсека 4, например, могут быть установлены электрические и пневмогидравлические элементы 17, связывающие ракетный разгонный блок с ракетой-носителем 10 и сооружениями стартового комплекса. Навесное оборудование 18 ракетного разгонного блока, например, может быть размещено на стержнях двухконтурной фермы 3 и (или) на оболочках баков 1 и 2.

В качестве силовых элементов 15 могут быть применены поперечные и продольные шпангоуты или кронштейны, установленные на оболочки баков 1 и 2.

Шарнирные регулируемые тяги 13 и шарнирные регулируемые растяжки 16 обеспечивают соответственно на этапе сборки ракетного разгонного блока необходимое положение баков 1 и 2 и маршевого двигателя 5 за счет их регулировки как по длине, так и по углу. В процессе эксплуатации ракетного разгонного блока в составе ракеты космического назначения смещения баков 1 и 2 от воздействия статических и динамических нагрузок компенсируется за счет поворота в сферических шарнирах упомянутых тяг 13 и растяжек 16.

Монтаж навесного оборудования 18 на элементах ракетного разгонного блока проводится в процессе его поэтапной сборки.

В способе сборки ракетного разгонного блока, содержащем размещение корпусного отсека 4 в вертикальное положение, сначала сверху внутрь корпусного отсека 4 вводят криогенный бак окислителя 1 и бак горючего 2, и предварительно закрепляют их к верхнему шпангоуту корпусного отсека 14 с помощью шарнирных регулируемых тяг 13. Далее на шпангоут внутреннего контура двухконтурной фермы 11 устанавливают силовое кольцо 12, и затем двухконтурную ферму 3 вместе с силовым кольцом 12 устанавливают на корпусной отсек 4, закрепляя стержни наружного контура двухконтурной фермы 20 к верхнему шпангоуту корпусного отсека 14, после чего поднимают собранную конструкцию, вводят маршевый двигатель 5 в пространство, ограниченное криогенным баком окислителя и баком горючего 21, закрепляют маршевый двигатель 5 к силовому кольцу 12, и предварительно шарнирными регулируемыми растяжками 16 соединяют криогенный бак окислителя 1 и бак горючего 2 с силовым кольцом 12. Затем шарнирными регулируемыми тягами 13 и шарнирными регулируемыми растяжками 16 окончательно выставляют положения баков 1 и 2 и маршевого двигателя 5 относительно друг друга, двухконтурной фермы 3 и корпусного отсека 4.

Предложенный ракетный разгонный блок функционирует следующим образом.

В процессе полета ракеты-носителя 10 после прохождения плотных слоев атмосферы производится отделение головного обтекателя 22 по стыку с верхним шпангоутом корпусного отсека 14 ракетного разгонного блока. После завершения работы ракеты-носителя 10 производится отделение ракетного разгонного блока и осуществляется запуск маршевого двигателя 5. Далее ракетой-носителем 10 совместно с ракетным разгонным блоком полезная нагрузка выводится на целевую орбиту, после чего производится ее отделение.

Все составляющие элементы предложенного ракетного разгонного блока производятся отечественной промышленностью.

В предложенной конфигурации обеспечивается создание ракетного разгонного блока в обеспечение выведения полезных грузов на целевые орбиты с применением существующих ракет-носителей сверхлегкого класса с максимальным использованием изготавливаемых промышленностью конструктивных элементов и систем и требующих минимальных затрат для их отработки.

1. Ракетный разгонный блок, содержащий криогенный бак окислителя и бак горючего, выполненные в виде сегментов полого тора с днищами по торцам, двухконтурную ферму, корпусной отсек и маршевый двигатель, отличающийся тем, что верхний шпангоут двухконтурной фермы выполнен в виде шпангоута, обеспечивающего стыковку с адаптером космического аппарата; к нижнему шпангоуту наружного контура двухконтурной фермы пристыкован корпусной отсек; к шпангоуту внутреннего контура двухконтурной фермы пристыковано силовое кольцо, на которое установлен маршевый двигатель; по наружному контуру криогенный бак окислителя и бак горючего закреплены к корпусному отсеку шарнирными регулируемыми тягами, причем шарнирные регулируемые тяги одним концом закреплены к верхнему шпангоуту корпусного отсека, а другим концом - к силовым элементам криогенного бака окислителя и бака горючего соответственно; по внутреннему контуру криогенный бак окислителя и бак горючего присоединены к силовому кольцу шарнирными регулируемыми растяжками, причем шарнирные регулируемые растяжки одним концом закреплены к силовому кольцу, а другим концом - к силовым элементам криогенного бака окислителя и бака горючего соответственно.

2. Способ сборки ракетного разгонного блока, включающий размещение корпусного отсека в вертикальное положение, отличающийся тем, что сначала сверху внутрь корпусного отсека вводят криогенный бак окислителя и бак горючего, и предварительно закрепляют их к верхнему шпангоуту корпусного отсека с помощью шарнирных регулируемых тяг, далее на шпангоут внутреннего контура двухконтурной фермы устанавливают силовое кольцо, и затем двухконтурную ферму устанавливают на корпусной отсек, закрепляя стержни наружного контура двухконтурной фермы к верхнему шпангоуту корпусного отсека, после чего поднимают собранную конструкцию, вводят маршевый двигатель в пространство, ограниченное криогенным баком окислителя и баком горючего, закрепляют маршевый двигатель к силовому кольцу, и предварительно шарнирными регулируемыми растяжками соединяют криогенный бак окислителя и бак горючего с силовым кольцом, затем шарнирными регулируемыми тягами и шарнирными регулируемыми растяжками окончательно выставляют положения баков и маршевого двигателя относительно друг друга, двухконтурной фермы и корпусного отсека.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для передачи телеметрической информации со спускаемого космического аппарата (СКА). Устройство передачи телеинформации со СКА содержит камеру телезонда с теплозащитной оболочкой, телезонд, крышку камеры, два вышибных заряда.

Изобретение относится к области ракетной техники и касается вопросов обеспечения безопасности пуска ракеты. Способ пуска космической ракеты заключается в превентивном выведении на режим предельного или частичного форсирования всех двигателей до отрыва ракеты от стартового стола или в начале движения с уровнем тяги, превышающим номинальный уровень на величину, достаточную для исключения возможности зависания или обратного движения ракеты в случае отказа, по крайней мере, одного неисправного двигателя.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Уничтожаемая система подачи топлива для спутника включает работающий под давлением бак из алюминиевого сплава совместно с устройством управления топливом из алюминиевого сплава в нем.

Изобретение относится к космической технике. В способе автоматической ориентации космического аппарата (КА) и солнечной батареи (СБ) при отказе устройства поворота солнечной батареи определяют угловое положение СБ относительно Солнца и связанной с ним системы координат (ССК).

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при разгоне ракеты-носителя (РН) с параллельным расположением баков для различных компонентов ракетного топлива.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в искусственных спутниках Земли (ИСЗ). ИСЗ содержит силовой корпус в виде кольца с удлинением и передней частью в виде воронки, с кольцевым механическим демпфером с картечью или дробью, с элеронами, аэродинамический кольцевой стабилизатор (КС) в виде пленочного с металлизированной наружной поверхностью рукава с удлинением, гаргротами и кольцевыми ребрами жесткости, с перфорированной диафрагмой, стропы, тросы, дополнительные КС с диафрагмами, реактивную двигательную установку с многосопловыми блоками и рабочим телом в виде холодного газа.

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА) с солнечными батареями (СБ). В способе управления ориентацией СБ определяют углы разгона и торможения СБ и максимальные значения тока, вырабатываемого СБ при работе бортового оборудования в режимах минимального и максимального потребления тока.

Изобретение относится к транспортным средствам и может быть использовано в летательных аппаратах (ЛА). ЛА содержит корпус, два реактивных двигателя внутри корпуса блока управления, прямоугольную камеру с амортизатором, два тугоплавких пружинных клапана с теплоизоляционными прокладками и повернутыми закруглениями, блок управления выдачей топлива с увеличенными интервалами.

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 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.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при проектировании посадочных аппаратов (ПА). ПА содержит корпус, тороидальную посадочную опору, научную и служебную аппаратуру, выдвижной приборный контейнер и аккумулятор давления. Аккумулятор давления выполнен в виде шарового баллона с газом и установлен в корпусе со стороны его верхнего торца с возможностью разворота относительно осей ПА. Научная и служебная аппаратура установлены на платформе, закрепленной на баллоне посредством внутренней усеченной конической проставки. В нижней части корпуса установлен приборный контейнер, фиксируемый после выдвижения. Техническим результатом изобретения является снижение перегрузок по всем направлениям, уменьшение веса КА, увеличение надежности совершения посадки на скользкую или неровную поверхность. 6 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетных блоках (РБ). Универсальный водородно-кислородный ракетный модуль (РМ) содержит топливные баки горючего и окислителя, межбаковый отсек с нишами и разделяемым узлом, ферменный межступенчатый отсек с теплозащитным отражателем и съемной пылевлагозащитной оболочкой, сопряженный с ракетой-носителем (РН), кислородно-водородные двигатели (КВД) с входными штуцерами подачи азота, средства продувки КВД азотом, трубопроводы, разъемные соединения, приборы служебных систем, системы управления и радиосистем РКН, узлы крепления, пневмогидравлическую систему с агрегатами и управляющими клапанами для взаимодействия с агрегатом связи бортового и наземного оборудования, герметичные корпуса, защитные устройства, баллоны бортового наддува гелием топливного бака окислителя с выходными патрубками, фланцевые соединения, узлы герметизации, заборные устройства, съемные трубопроводы наземного газоанализатора. Топливные баки горючего и окислителя выполнены одного диаметра с высотами в зависимости от суммарного импульса тяги ракетного блока и типа РН. Изобретение позволяет сократить объём наземных испытаний РБ и исключить стендовые наземные испытания РБ, унифицировать РМ для разных типов РБ. 4 ил.

Изобретение относится к космической технике. Способ очистки околоземного космического пространства от космического мусора включает формирование тормозного экрана, торможение элементов космического мусора вследствие соударения с экраном, перевод элементов космического мусора на более низкую орбиту, постепенное торможение элементов космического мусора об атмосферу Земли и последующее сгорание элементов космического мусора в атмосфере Земли. Параметры орбиты космического аппарата-сборщика выбирают таким образом, чтобы направления движения космического аппарата-сборщика в апогее орбиты и элементов космического мусора совпадали и обеспечивалось естественное замедление скорости движения космического аппарата-сборщика с тормозным экраном-ловушкой в апогейной части орбиты до скоростей, меньших средней скорости движения элементов космического мусора в потоке до заданных значений. Достигается повышение эффективности очистки космического пространства от мусора. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Предложенное теплозащитное покрытие (ТЗП) корпуса возвращаемого ЛА содержит намотанную на силовую оболочку по спирали ленту. Лента выполнена из армирующих волокон, пропитана связующим и своей поверхностью расположена под углом к поверхности корпуса. Лента расположена с переменным по толщине теплозащитного покрытия углом наклона к поверхности корпуса в диапазоне от 5 до 90 градусов. В зазорах, образованных между слоями ленты, размещена дополнительная лента; армирующие волокна в дополнительной ленте смещены относительно армирующих волокон ленты на угол от 5 до 80 градусов. Техническим результатом изобретения является снижение массы ЛА и качественное улучшение характеристик теплозащиты за счет повышения термоэрозионной стойкости в сочетании с улучшением ее теплоизоляционных свойств. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ выведения на орбиту полезной нагрузки ракетой-носителем с полиблочным пакетом ракетных блоков комбинированной схемы включает несколько этапов. При старте ракеты-носителя выводят маршевые жидкостные реактивные двигательные установки (ЖРДУ) боковых и центрального ракетных блоков на номинальную тягу. После достижения ракетой-носителем продольного ускорения, обеспечивающего устойчивое положение ракеты-носителя на траектории, производят выключение, по крайней мере, одного двигателя маршевой ЖРДУ центрального ракетного блока или производят его дросселирование до уровня ниже 0,3 от номинальной тяги. До отключения маршевых ЖРДУ боковых ракетных блоков повторно включают или дросселируют до уровня выше 0,3 от номинальной тяги двигатель маршевой ЖРДУ центрального ракетного блока, тягу которого ранее понижали. Отделяют и сбрасывают боковые ракетные блоки при включенном ЖРДУ центрального ракетного блока. Выводят головной блок на заданную орбиту. Техническим результатом изобретения является повышение грузоподъемности эксплуатируемых и создаваемых ракет-носителей при минимальных изменениях их конструкции. 8 з.п. ф-лы, 9 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области космической техники. Обслуживаемый на орбите космический аппарат (КА) содержит штатную двигательную установку с топливными баками, систему подачи топлива с заправочной горловиной, целевую аппаратуру, систему управления движением, систему электропитания, силовые стыковочные узлы для стыковки с космическим аппаратом обслуживания, систему информационной связи с наземным пунктом управления и с космическим аппаратом обслуживания (КАО). Один или более блоков аппаратуры выполнены в виде съемных кассет с корпусом, энергоинформационным разъемом, механизмом фиксации на посадочном месте, электромеханической системой защиты от несанкционированного извлечения и устройством захвата кассеты внешним манипулятором. Блоки размещены в корпусе КА с обеспечением доступа к ним внешнего манипулятора. Узел стыковки с КАО снабжен энергоинформационным разъемом управления разблокировкой и диагностики кассет. Система подачи топлива КА оснащена оборудованием дозаправки в условиях невесомости с контактным или дистанционно управляемым замком крышек заправочных горловин. Техническим результатом изобретения является увеличение сроков активного существования запущенных на орбиту в составе группировки космических аппаратов. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к бортовому оборудованию космических аппаратов. В способе парирования перегрузок по току в электронном блоке космического аппарата, при перегрузке по току сигнализируют об отказе канала электронного блока и отключают его, затем включают. Определяют ток потребления каждым каналом. Формируют сигнал отказа канала, если ток потребления превышает пороговое значение; время, допустимое при повторном включении канала после его отключения и допустимое количество повторных включений. Задают включения на длительном и коротком интервале времени. Если количество включений на длительном интервале не превышает порогового значения, отсчитывают время ожидания с момента отключения. Одновременно отсчитывают длительный интервал времени ожидания, если количество включений равно нулю. После отсчета короткого интервала включают канал и увеличивают количество включений, обнуляют количество включений, отключают ток и управление парированием отказов, если количество включений более двух раз достигает порогового значения. Расширяются функциональные возможности. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к многоступенчатым космическим ракетам. Ракета состоит из разгонного блока с жидкостными или твердотопливными реактивными двигателями и космического модуля с продольным каналом, имеющего торообразную форму с цилиндрическим наружным корпусом. Продольный канал выполнен в форме гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Техническим результатом изобретения является увеличение массы полезного груза при сохранении стартовой массы ракеты. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Группа изобретений относится к космической технике. Способ запуска микро- и наноспутников заключается в том, что после установки запускаемого спутника с одноосным гироскопом на основании и после выбора с помощью электромеханической системы ориентации заданного направления производится раскрутка гироскопа и запуск аппарата. Электромеханическая часть микропроцессорной магнитоиндукционной системы запуска содержит механизмы поворота планшайбы запуска в азимутальном и зенитном направлениях, приводимые в действие шаговыми двигателями, управляемыми по командам микропроцессора. Для формирования механического импульса запуска служит соленоид, помещенный в рабочий зазор магнитной системы. Электромеханическая система также содержит электромагнит, фиксирующий спутник с установленным на его нижнем основании одноосным гироскопом. Микропроцессор системы запуска отключает электромагнит в момент отделения. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение управляемого запуска наноспутников и микроспутников с сохранением ориентации в пространстве относительно главной оси отделенного аппарата. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к способам старта ракет. В способе старта тяжелой ракеты разгоняется ракета на стартовой тележке по наклонной прямой с направляющими рельсами. Тележка соединена тросом-леером, перекинутым через блок, с противовесом. Противовес массой гораздо тяжелее ракеты сбрасывают с обрыва. Тележка с ракетой разгоняется посредством преобразования потенциальной энергии падающего противовеса в кинетическую энергию движения ракеты с тележкой. При достижении околозвуковой скорости ракета отсоединяется от тележки и переходит в автономный полет с помощью собственных двигателей. Противовес с леером и стартовой тележкой падают в водоём. Техническим результатом изобретения является уменьшение стартовой массы ракеты и увеличение массы полезной нагрузки. 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно, к конструкции ракетных разгонных блоков. Ракетный разгонный блок содержит криогенный бак окислителя и бак горючего в виде сегментов полого тора, двухконтурную ферму, корпусной отсек и маршевый двигатель. К нижнему шпангоуту наружного контура двухконтурной фермы пристыкован корпусной отсек. К шпангоуту внутреннего контура двухконтурной фермы присоединено силовое кольцо, на которое установлен маршевый двигатель. По наружному контуру криогенный бак окислителя и бак горючего закреплены шарнирными регулируемыми тягами. По внутреннему контуру криогенный бак окислителя и бак горючего присоединены к силовому кольцу шарнирными регулируемыми растяжками. Техническим результатом изобретения является создание ракетного разгонного блока, обеспечивающего выведение полезных грузов на целевые орбиты с применением существующих ракет-носителей сверхлегкого класса с максимальным использованием конструктивных элементов. 2 н.п. ф-лы, 9 ил.

Наверх