Космический посадочный аппарат



Космический посадочный аппарат
Космический посадочный аппарат
Космический посадочный аппарат
Космический посадочный аппарат
Космический посадочный аппарат
Космический посадочный аппарат
Космический посадочный аппарат

 


Владельцы патента RU 2584552:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" (RU)

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 при проектировании посадочных аппаратов (ПА), предназначенных для проведения научных исследований при спуске на поверхность небесного тела, на самой поверхности и на глубине от поверхности небесного тела.

Известен посадочный аппарат АКК "Вега", который был описан в книге "Автоматические космические аппараты для фундаментальных и прикладных научных исследований". / Под общ. ред. д-ра техн. наук, проф. Г.М. Полищука и д-ра техн. наук, проф. К.М. Пичхадзе. - М.: Изд-во МАИ-ПРИНТ, 2010. - С. 273-274, содержащий герметичный контейнер, отсек научной аппаратуры, антенну, аэродинамический тормозной щиток и посадочное устройство.

Этот аппарат предназначен для исследования атмосферы и поверхности небесного тела и по конфигурации наиболее близок к предлагаемому изобретению, однако данный аналог обладает существенными недостатками:

- требуемая малая посадочная скорость (не более 7 м/с) для обеспечения расчетных перегрузок на аппаратуре достигается увеличением веса, размеров парашютной системы и повышает парусность;

- большая парусность, малая скорость посадки увеличивают боковые перегрузки, веер отклонения от выбранного района посадки, не обеспечивают посадку на наклонную поверхность, увеличивают время на обнаружение ПА;

- не используется кинетическая энергия аппарата для исследования подповерхностного слоя небесного тела;

- снижение перегрузок обеспечивается только на аппаратуре, расположенной на посадочном устройстве, а для амортизации аппаратуры, расположенной в герметичном контейнере, требуется увеличение веса амортизирующего устройства.

Кроме того, известен пенетратор для исследования поверхности небесных тел (патент RU №2111900 от 10.01.1991 г, МПК: B64G 1/00), выбранный в качестве ближайшего аналога, содержащий разделяемые носовой, внедряемый в грунт, и хвостовой, остающийся на поверхности, элементы с размещенными в них отсеками экспериментальной и служебной аппаратуры, соединенными кабельной связью. Средство торможения хвостового элемента выполнено в виде полости под давлением между разделяемыми элементами пенетратора. Хвостовой элемент имеет обечайку для установки в ней приборного отсека и аэродинамическую поверхность в виде усеченного конуса, с меньшим основанием которого жестко связана данная обечайка. Приборный отсек и носовой элемент пенетратора размещены в обечайке хвостового элемента с возможностью осевого перемещения и образования между ними полости, в которой установлен поршень, взаимодействующий с носовым элементом; эта полость сообщена с газовой емкостью каналом, выполненным в обечайке, а обечайка снабжена ограничителями хода приборного отсека и поршня.

Недостатками пенетратора по данному техническому решению (патент RU №2111900) являются:

- возможность рикошета при спуске на наклонную поверхность;

- требование низкого расположения центра масс пенетратора;

- сложность выполнения требований обеспечения подхода к поверхности с малым отклонением продольной оси пенетратора от вертикали к поверхности, низкого расположения центра масс на продольной оси, отсутствия закрутки пенетратора относительно продольной оси, а также рикошета на наклонной поверхности;

- возможность снижения перегрузок только по продольной оси.

Для устранения указанных выше недостатков известных аналогов предлагается настоящее изобретение.

Технической задачей, решаемой предлагаемым изобретением, является создание конструктивной схемы посадочного аппарата для исследования различных небесных тел с расширением возможности посадки на поверхность небесного тела со сложным рельефом (наклонную и скользкую поверхность), увеличением надежности посадки на поверхность небесного тела с различными характеристиками грунта (твердый, рыхлый, водная поверхность) и улучшением эксплуатационных характеристик ПА. Улучшение эксплуатационных характеристик ПА (увеличение надежности ПА и улучшение его технологичности) заключается в следующем:

- увеличенная база, пониженная центровка, уменьшенные габариты, уменьшенное потребление электроэнергии по сравнению с известными посадочными аппаратами;

- обеспечение расчетных перегрузок в осевом и боковых направлениях;

- возможность увеличения посадочных скоростей и снижения боковых перегрузок;

- уменьшение размера площади района посадки для обнаружения ПА;

- увеличение времени существования на поверхности;

- улучшенное размещение научной аппаратуры для исследования;

- уменьшение веса ПА, увеличение КПД аппарата (отношение веса полезной нагрузки к весу аппарата);

- технологичность конструкции за счет отдельных, самостоятельных составных элементов.

Указанная задача обеспечивается тем, что предлагаемый ПА содержит цилиндрический корпус с теплозащитным покрытием, который установлен соосно продольной оси ПА, тороидальную посадочную опору, научную и служебную аппаратуру, выдвижной приборный контейнер и аккумулятор давления. Аккумулятор давления размещен со стороны верхнего торца внутри корпуса и представляет собой заполненный газом шаровой баллон, снабженный снизу пиротехническим клапаном. Баллон имеет возможность разворота относительно осей посадочного аппарата и смещения вдоль оси корпуса посадочного аппарата под воздействием инерционных сил с последующей фиксацией баллона в корпусе. При этом баллон в начальном положении зафиксирован с помощью ограничителя, расположенного на внешней проставке в верхнем торце корпуса ПА, и цилиндрической проставки с ложементом сферы в верхней части, установленной между шаровым баллоном и выдвижным приборным контейнером. Ограничители поворота баллона зависят от хода амортизации при соударении с поверхностью и заданными допустимыми перегрузками на аппаратуре, а движение баллона в обратном направлении останавливается механизмом фиксации, размещенном на цилиндрической проставке.

Цилиндрическая проставка снабжена механизмом одноосного перемещения и установлена в корпусе с возможностью смещения вдоль оси корпуса ПА и фиксации после посадки аппарата с помощью зубчатых реек механизма фиксации, а также возможностью выхода из блокировки и поднятия платформы в верхнее положение для съезда с платформы.

Кроме того, научная и служебная аппаратура установлены на платформе, закрепленной на шаровом баллоне с помощью внутренней проставки в форме усеченного конуса, меньшее основание которой жестко соединено с баллоном, а большее - с платформой.

Верхний торец корпуса снабжен внешней проставкой в форме усеченного конуса, которая закреплена на корпусе меньшим основанием. Причем внешняя проставка со стороны большего основания установлена с зазором относительно платформы с аппаратурой.

Между внешней и внутренней коническими проставками размещено амортизационное устройство, ограничивающее угловые развороты шарового баллона с платформой относительно поперечных осей ПА при касании внутренней конической проставкой ограничителей поворота внешней проставки.

Кроме того, внутри корпуса, в его нижней части, располагается приборный контейнер, который закрывается снизу технологической крышкой, предохраняющей выдвижной приборный контейнер от осевого перемещения при такелажных работах. Выдвижной приборный контейнер выполнен в виде цилиндра с коническим наконечником, причем сверху на крышку цилиндра упирается до перепуска газа цилиндрическая проставка, при этом стенки приборного контейнера контактируют с внутренней поверхностью корпуса ПА с возможностью его фиксации в корпусе посадочного аппарата в начальном положении путем установки содержимого в корпусе без зазоров между упорами внешней конической проставки и крышкой цилиндра выдвижного контейнера, а после выдвижения приборный контейнер фиксируется при помощи стопорного кольца, которое входит в кольцевое углубление корпуса.

Верхняя часть выдвижного приборного контейнера совместно с внутренними стенками цилиндрического корпуса и нижней частью шарового баллона образуют герметичную полость, которая посредством перепускной системы сообщена с внутренней полостью баллона.

Кроме того, платформа и нижний приборный контейнер соединены между собой кабельной связью для передачи данных об исследовании грунта с внедренного в поверхность небесного тела приборного контейнера.

Выполнение указанной конструктивной схемы предлагаемого ПА позволяет существенно упростить технологию изготовления ПА за счет отдельных, самостоятельных составных элементов конструкции, выполняющих несколько задач, не требующих взаимной увязки (сокращаются сроки на изготовление и испытания).

Достижение указанной технической задачи обеспечивается возможностью выполнения отдельными элементами конструкции ПА разнообразных функций, например:

1. Шаровой баллон:

- снижение перегрузок по всем направлениям обеспечивается возможностью поворота шарового баллона при соударении с поверхностью;

- установка баллона в роли шаровой опоры по отношению к платформе с аппаратурой способствует улучшенному размещению научной аппаратуры для исследования после посадки на поверхность небесного тела;

- использование шарового баллона в роли аккумулятора давления позволяет повысить энергетические возможности аппарата, т.к. уменьшается потребление электроэнергии по сравнению с известными посадочными аппаратами за счет использования дополнительной энергии сжатого газа и кинетической энергии;

- использование газа из баллона для сопел ориентации и стабилизации ДУ КА существенно сокращает массу ПА за счет уменьшения массы при посадке.

2. Сжатый газ:

- использование сжатого газа для выдвижения внедряемого приборного контейнера, а также для выдвижения в необходимые для исследования положения датчиков аппаратуры (для поднятия телефотометра, выноса штанги магнитометра и других механизмов) без использования дополнительной энергии позволяет сократить массу аппарата за счет отказа от дополнительных технических средств, что, таким образом, позволяет уменьшить вес ПА и повысить энергетические возможности аппарата, то есть увеличить КПД аппарата (отношение веса полезной нагрузки к весу аппарата);

- использование сжатого газа в герметичной полости обеспечивает расчетные осевые перегрузки в осевом и боковых направлениях.

3. Заполнение амортизатором (сжатым газом, пенопластом, сотами или другими элементами) верхней амортизационной полости между проставками позволяет воспринимать боковые перегрузки на аппаратуре и оборудовании платформы при повороте платформы в момент посадки.

4. Приборный контейнер:

- размещение приборного контейнера по центру относительно торообразной посадочной опоры и выдвижение конического наконечника приборного контейнера до момента посадки обеспечивает дополнительную устойчивость ПА в момент посадки посредством ударного заглубления приборного контейнера в грунт и снижения центра масс, что расширяет возможность посадки на поверхность небесного тела со сложным рельефом (наклонную и скользкую поверхность) и с различными характеристиками грунта по твердости и влажности;

- соединение приборного контейнера и платформы с научной аппаратурой кабельной связью обеспечивает бесперебойную передачу исследовательских данных с поверхности небесного тела.

5. Посадочное устройство:

- выполнение посадочного устройства в виде тороидальной посадочной опоры, прикрепленной к корпусу радиальными перегородками, позволяет выступить в качестве амортизатора при посадке на наклонную поверхность, т.к. первый удар воспринимает торообразная посадочная опора, происходит поворот ПА относительно точки соударения с поверхностью, а внедренный в грунт приборный контейнер предотвращает скольжение по поверхности;

- указанное выполнение посадочного устройства позволяет использовать радиальные перегородки в качестве трапов для осуществления съезда на поверхность небесного тела Лунохода, Марсохода и т.п., а посадочная опора в герметичном исполнении позволит сохранить плавучесть ПА при посадке на водную поверхность или на поверхность с изменяемой структурой (тающий лед), а также является элементом крепления и разделения ПА с КА.

Таким образом, техническими результатами использования предлагаемого изобретения являются:

- расширение возможности посадки в районы с различными грунтами по твердости и влажности, на наклонную поверхность и увеличение времени для получения информации (как следствие: уменьшение размера площади района посадки для обнаружения ПА, увеличение времени существования на поверхности и, соответственно, повышение надежности выполнения задачи исследования);

- снижение перегрузок по всем направлениям, а именно: снижение перегрузок при соударении с поверхностью осуществляется пневматической амортизацией для снижения осевой перегрузки - герметичной нижней полостью, боковых перегрузок во всех направлениях - верхней амортизационной полостью;

- увеличение допустимой вертикальной скорости посадки (более 7 м/с), уменьшение боковой скорости ПА при посадке;

- увеличенная база, пониженная центровка, уменьшенные габариты, а следовательно, уменьшение веса всего космического аппарата;

- технологичность конструкции за счет отдельных, самостоятельных составных элементов;

- создание унифицированного аппарата для исследования небесных тел.

Сущность технического решения поясняется чертежами, где:

Фиг. 1 - общий вид ПА в разрезе;

Фиг. 2 - максимальное перемещение S платформы по продольной оси;

Фиг. 3 - максимально возможный угол поворота платформы α;

Фиг. 4 - положение ПА при посадке на наклонную поверхность;

Фиг. 5 - использование газа из баллона для сопел ориентации и стабилизации ДУ КА без касания газом конструкции ПА;

Фиг. 6 - пример использования ПА для осуществления съезда Марсохода или Лунохода на поверхность небесного тела с возвратом платформы в верхнее положение в соответствии с тем, что сила давления газа - P 2 = n * P 1 , где n - заданная перегрузка; P 1 - вес платформы с полезной нагрузкой.

Предлагаемый ПА (Фиг. 1) для проведения научных исследований на поверхности небесного тела содержит корпус (1), внедряемый приборный контейнер, состоящий из цилиндра (2) с разрезным кольцом (3), конического наконечника (4) и крышки цилиндра (5), цилиндрическую проставку (6) с закрепленными к ней зубчатыми рейками (7) механизма одноосного перемещения и ложементом (8), на который опирается шаровой баллон с газом (9), в нижней части баллона установлен пироклапан разгерметизации баллона (10), а к верхней части посредством внутренней конической проставки (11) крепится платформа с научной и служебной аппаратурой (12) с возможностью вращения во всех направлениях и перемещения по продольной оси ПА, верхняя часть корпуса закрыта внешней конической проставкой (13), образующей с внутренней проставкой полость (14) с амортизационным наполнителем, ограничивающей при касании внутренней конической проставкой (11) внешней конической проставки (13) поворот на угол α, а также опускание на величину S платформы (12) и выход баллона (9) из корпуса (Фиг. 2, 3), а к боковой поверхности корпуса снаружи прикреплены упоры контакта (15) с зубчатыми рейками (7) и тороидальная посадочная опора (16) с креплением к корпусу радиальными панелями (17), а к КА - уголковым кольцом (18) с удлиненным кумулятивным зарядом (19), причем между платформой и приборным контейнером осуществляется кабельная связь (20), а приборный контейнер упирается в технологическую крышку (21).

Корпус (1) ПА имеет цилиндрическую форму и снабжен теплозащитным покрытием, обеспечивающим расчетный тепловой режим: с хладагентом - при исследовании горячих тел, например Венеры, или подогревом (изотопные источники) - при исследовании холодных небесных тел.

В зависимости от наличия у небесного тела атмосферы доставка ПА к поверхности небесного тела производится следующим образом.

ПА доставляют к исследуемому небесному телу космическим аппаратом, отделяют от космического аппарата спускаемый аппарат с размещенным в нем посадочным аппаратом при снижении в атмосфере, а после входа в атмосферу из спускаемого аппарата отделяется посадочный аппарат, совершающий самостоятельное снижение и посадку.

При снижении на небесное тело без атмосферы ПА совершает полет после отделения от космического аппарата без спускаемого аппарата.

На платформе помимо научной и служебной аппаратуры может устанавливаться двигательная тормозная установка с системой ориентации и стабилизации - при исследовании небесного тела без атмосферы, парашютная система (или и то, и другое) - при исследовании небесного тела с атмосферой.

ПА по предлагаемому изобретению работает следующим образом:

1. Ориентированное отделение ПА от КА к небесному телу удлиненным кумулятивным зарядом (19), установленным на тороидальной посадочной опоре (16), за несколько часов до посадки (перед установкой ПА на КА технологическая крышка (21) со стороны конического наконечника приборного контейнера снимается с корпуса, а сам конический наконечник упирается в КА).

2. Ориентация и стабилизация движения (по команде от системы управления двигательной установкой и системой стабилизации (Фиг. 5)).

3. Разгерметизация баллона с газом (9) пиротехническим клапаном (10), расположенным на баллоне.

4. Выдвижение сжатым газом приборного контейнера, фиксация приборного контейнера при помощи запорного устройства, заполнение газом герметичной полости между внутренними стенками корпуса (1), нижней частью баллона (9) и верхней частью приборного контейнера.

5. Соударение с поверхностью: при этом баллон (9) под воздействием инерционных сил проседает вниз, чем создает сжатие газа в герметичной полости, останавливается и фиксируется в момент остановки при помощи механизма фиксации (остановки обратного перемещения баллона и поднятия платформы после амортизации), который состоит из запирающих упоров, размещенных в средней части цилиндрического корпуса (1), и зубчатых реек, размещенных на цилиндрической проставке.

6. Расположение аппаратуры, необходимой для исследования.

7. Получение информации.

8. Передача информации на КА и ее ретрансляция на Землю.

В настоящее время прорабатываются варианты использования предложенного решения для реализации проектов по исследованию Марса и спутника планеты Сатурн Ганимеда со сложным рельефом (скользкий лед на наклонной поверхности с уклоном до 20 градусов).

1. Космический посадочный аппарат, содержащий цилиндрический корпус, установленный соосно продольной оси посадочного аппарата, тороидальную посадочную опору, научную и служебную аппаратуру, выдвижной приборный контейнер и аккумулятор давления, выполненный в виде заполненного газом шарового баллона, размещенного в цилиндрическом корпусе со стороны его верхнего торца и установленного в корпусе с возможностью разворота относительно осей посадочного аппарата и смещения вдоль оси корпуса посадочного аппарата под воздействием инерционных сил с последующей фиксацией баллона в корпусе, при этом баллон в начальном положении зафиксирован с помощью ограничителя, расположенного в верхнем торце корпуса посадочного аппарата, и цилиндрической проставки с ложементом в верхней части, снабженной механизмом одноосного перемещения, установленной между шаровым баллоном и выдвижным приборным контейнером с возможностью смещения вдоль оси корпуса посадочного аппарата и фиксации после посадки аппарата, при этом верхний торец корпуса снабжен внешней проставкой в форме усеченного конуса, закрепленной на корпусе меньшим основанием, а научная и служебная аппаратура установлены на платформе, закрепленной на шаровом баллоне с помощью внутренней проставки в форме усеченного конуса, меньшее основание которой жестко соединено с баллоном, а большее - с платформой, причем внешняя проставка со стороны большего основания установлена с зазором относительно платформы, а между внешней и внутренней коническими проставками размещено амортизационное устройство, ограничивающее угловые развороты шарового баллона с платформой относительно поперечных осей посадочного аппарата, при этом выдвижной приборный контейнер выполнен в виде цилиндра с коническим наконечником, на верхнее основание которого до перепуска газа упирается цилиндрическая проставка, при этом стенки выдвижного приборного контейнера контактируют с внутренней поверхностью корпуса посадочного аппарата с возможностью его фиксации в корпусе посадочного аппарата в начальном положении и после выдвижения приборного контейнера, при этом верхняя часть выдвижного приборного контейнера совместно с внутренними стенками цилиндрического корпуса и нижней частью шарового баллона образуют герметичную полость, которая посредством перепускной системы сообщена с внутренней полостью баллона.

2. Космический посадочный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что выдвижной приборный контейнер снабжен стопорным кольцом, которое входит в кольцевое углубление корпуса, для фиксации приборного контейнера после выдвижения.

3. Космический посадочный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что герметичная полость, расположенная между внутренними стенками цилиндрического корпуса, нижней частью шарового баллона и верхней частью выдвижного приборного контейнера, и внутренняя полость баллона посредством перепускной системы сообщены с исполнительными органами приводов выносных элементов космического посадочного аппарата.

4. Космический посадочный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что платформа и выдвигаемый приборный контейнер соединены кабельной связью.

5. Космический посадочный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что тороидальная посадочная опора крепится к корпусу радиальными панелями.

6. Космический посадочный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что посадочная опора является герметичной.

7. Космический посадочный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что тороидальная посадочная опора крепится к корпусу радиальными панелями, а шаровой баллон установлен в корпусе с возможностью обеспечения выхода из зафиксированного положения после осуществления посадки и перемещения в верхнее положение при помощи сжатого газа с последующей фиксацией в верхнем положении при максимально возможном повороте платформы относительно оси посадочного аппарата.



 

Похожие патенты:

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.

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 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.
Наверх