Универсальный водородно-кислородный ракетный модуль



Универсальный водородно-кислородный ракетный модуль
Универсальный водородно-кислородный ракетный модуль
Универсальный водородно-кислородный ракетный модуль

 


Владельцы патента RU 2585210:

Акционерное общество "Ракетно-космический центр "Прогресс" (АО "РКЦ "Прогресс") (RU)

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 ракетно-космической технике, а именно к конструкции универсальных водородно-кислородных ракетных модулей (далее ракетный модуль), предназначенных для выведения на орбиту полезных грузов с применением в основном в ракетных блоках вторых и третьих ступеней различных типов ракет-носителей (РН).

Известен разгонный блок (КВРБ), включающий топливные отсеки, двигательные установки, хвостовой отсек, в котором используется водородно-кислородное топливо (см. В.Н. Кобелев, А.Г. Милованов, Средства выведения космических аппаратов, изд. «Рестар», Москва, 2009 г., стр. 401).

Известна двухступенчатая баллистическая многоразовая транспортная космическая система, содержащая ракетные ступени с баками горючего (водород) и баками окислителя (кислород), маршевые двигательные установки, хвостовой отсек (RU патент №2485025).

Известна ракета-носитель, в которой блок второй ступени содержит бак горючего (жидкий водород), бак окислителя (жидкий кислород), кислородно-водородные двигатели, переходной отсек, хвостовой отсек, а также ферменный межступенчатый отсек и отражатель, защищающий центральный блок первой ступени от воздействия высоких температур газовых струй при запуске двигателей второй ступени (см. «Новости космонавтики» №5 (316) стр. 44, 2009 г. - прототип).

Конструкция известного, а также вышеописанных ракетных блоков ограничивает их эксплуатационные возможности, так как требуют проведения наземной экспериментальной отработки ракетного блока в полном объеме для каждого типа РН, применяемой для выведения на орбиту полезного груза, а их наземная отработка и эксплуатация с использованием водорода и кислорода в топливных баках требует принять меры по пожаровзрывозащищенности, исключающей образование взрывоопасной смеси в ракетном блоке.

Задачами заявленного технического решения является создание ракетного модуля ракетного блока, расширяющие его эксплуатационные возможности путем сокращения объема наземной экспериментальной отработки при макетно-конструкторских, статических, динамических, электрических испытаниях ракетного блока и исключения необходимости проведения «холодных» и «огневых» стендовых наземных испытаний ракетного модуля под каждый тип РН с обеспечением его пожаровзрывобезопасности, за счет введения и размещения в межбаковом отсеке ракетного модуля ракетного блока автономных приборов служебных систем, электрически взаимодействующих с приборами контроля и управления применяемой РН и наземного контрольного и испытательного оборудования, а также за счет компоновки узлов, агрегатов пневмогидросистемы и их связей с наземным контрольным и испытательным оборудованием, обеспечивающих унификацию ракетного модуля для ракетных блоков с различными суммарными импульсами тяги.

Поставленная задача решается тем, что в универсальном водородно-кислородном ракетном модуле, содержащем топливные баки горючего и окислителя, межбаковый отсек, ферменный межступенчатый отсек, сопряженный с ракетой-носителем, кислородно-водородные двигатели, согласно изобретению ферменный межступенчатый отсек с закрепленным на его нижнем торце теплозащитным отражателем является составной частью ракетного модуля, при этом под теплозащитным отражателем размещены средства продувки кислородно-водородных двигателей азотом, которые посредством трубопровода через разъемное соединение, закрепленное на верхнем торце ферменного межступенчатого отсека, связаны с входными штуцерами подачи азота на кислородно-водородных двигателях, а в межбаковом отсеке установлены приборы служебных систем ракетного модуля и при необходимости приборы системы управления и радиосистем РКН, электрически взаимодействующие с приборами систем ракеты-носителя, закрепленные посредством узлов крепления в нишах, выполненных в межбаковом отсеке, при этом на межбаковом отсеке размещен разделяемый узел, который посредством управляющих клапанов пневмогидравлической системы ракетного модуля взаимодействует с агрегатом связи бортового и наземного оборудования, а агрегаты пневмогидравлической системы, электрически связанные со служебными системами ракетного модуля, размещены в продуваемых нейтральным газом полостях герметичных корпусов, соединенных трубопроводами подачи газа от наземного оборудования через разделяемый узел и агрегат связи бортового и наземного оборудования и соединенных трубопроводами выведения газа наружу ракетного модуля с защитными устройствами, закрепленными на корпусе ракетного модуля, а баллоны бортового наддува гелием топливного бака окислителя и их выходные патрубки, через фланцевые соединения и узлы герметизации жестко закреплены на нижнем днище топливного бака горючего, при этом отсеки ракетного модуля снабжены заборными устройствами, взаимодействующими со съемными трубопроводами наземного газоанализатора, а на внешней стороне ферменного межступенчатого отсека размещена съемная пылевлагозащитная оболочка, причем в зависимости от типа ракет-носителей топливные баки горючего и топливные баки окислителя выполнены одного диаметра с высотами в зависимости от суммарного импульса тяги ракетного блока.

Заявленный универсальный водородно-кислородный ракетный модуль изображен на чертежах:

- на фиг. 1 - общий вид;

- на фиг. 2 - ферменный межступенчатый отсек с теплозащитным отражателем (выносной элемент А, фиг. 1)

- на фиг. 3 - межбаковый отсек и днища баков (выносной элемент Б, фиг. 1).

- на фиг. 4 - баллон бортового наддува гелием топливного бака окислителя на днище бака горючего (выносной элемент В, фиг. 3).

На чертежах представлены позиции:

1 - ракетный модуль;

2 - топливный бак горючего;

3 - топливный бак окислителя;

4 - межбаковый отсек;

5 - ферменный межступенчатый отсек;

6 - ракета-носитель;

7 - кислородно-водородные двигатели;

8 - теплозащитный отражатель;

9 - баллон;

10 - клапан;

11 - трубопровод;

12 - разъемное соединение;

13 - входной штуцер;

14 - ферма;

15 - двигательный отсек;

16 - прибор системы контроля;

17 - прибор системы управления;

18 - пневмогидравлическая система;

19 - прибор системы пожаровзрывопредупреждения;

20 - газоанализатор;

21 - верхний отсек;

22 - кабели;

23 - прибор системы управления ракеты космического назначения;

24 - прибор радиосистемы ракеты космического назначения;

25 - стендовая система управления и контроля;

26, 27 - ниши;

28 - узел крепления;

29 - разделяемый узел;

30 - трубопровод;

31 - управляющий клапан;

32 - агрегат связи;

33 - наземное оборудование;

34 - разъемный электросоединитель;

35 - корпус;

36 - корпус;

37 - трубопровод;

38 - защитное устройство;

39 - баллон бортового наддува топливного бака окислителя;

40 - выходной патрубок;

41 - фланцевое соединение;

42 - узел герметизации;

43 - нижнее днище;

44, 45, 46 - заборные устройства;

47, 48, 49 - съемные трубопроводы;

50 - наземный газоанализатор;

51 - съемная пылевлагозащитная оболочка;

52, 53, 54 - кольцевая секция;

55, 56 - обечайка;

57 - наземная система управления и пуска;

58, 59, 60 - коллекторы;

61, 62, 63 - дренажные защитные устройства;

64 - пневмозамок;

65 - бортовая часть узла связи;

66 - отделяемая часть узла связи;

67 - средство разделения.

Ракетный модуль 1 (фиг. 1) как составная часть ракетного блока, содержащий топливный бак горючего 2 (водород) и топливный бак окислителя 3 (кислород), межбаковый отсек 4, ферменный межступенчатый отсек 5, сопряженный с предыдущей ступенью ракеты-носителя 6, отделяемой от термогазодинамического воздействия при запуске кислородно-водородных двигателей 7, ферменный межступенчатый отсек 5 с закрепленным на его нижнем торце теплозащитным отражателем 8 является составной частью ракетного модуля 1.

Под теплозащитным отражателем 8 размещены средства продувки кислородно-водородных двигателей 7 азотом (фиг. 1).

Средства продувки кислородно-водородных двигателей 7 азотом состоят из одного или нескольких баллонов 9 и клапана 10, которые посредством трубопровода 11 через разъемное соединение 12, закрепленное на верхнем торце ферменного межступенчатого отсека 5 (фиг. 2), связаны с входными штуцерами 13 подачи азота на кислородно-водородных двигателях 7. Трубопровод 11 закреплен на ферме 14 двигательного отсека 15.

В межбаковом отсеке 4 (фиг. 3) установлены приборы служебных систем ракетного модуля 1, включающие приборы системы контроля 16, обеспечивающие сбор и преобразование измеряемых параметров систем ракетного модуля 1 и контроль уровней заправки компонентов топлива; приборы системы управления 17, управляющие агрегатами пневмогидравлической системы 18 и кислородно-водородными двигателями 7, реализующие циклограмму разделения ракетного модуля 1 с предыдущей ступенью ракеты-носителя 6, запуска, работы, останова и аварийной защиты кислородно-водородных двигателей 7; приборы системы пожаровзрывопредупреждения 19 (фиг. 3) с газоанализаторами 20, которые размещены в верхнем отсеке 21, в межбаковом отсеке 4 и двигательном отсеке 15.

Приборы служебных систем (приборы системы контроля 16, приборы систем управления 17) электрически взаимосвязаны посредством кабелей 22 (фиг. 2, 3) в условиях полета с приборами системы управления 23 и приборами радиосистемы 24, применяемой РН, а при наземных испытаниях, включая огневые, со стендовой системой управления и контроля 25 испытаниями ракетного модуля 1.

В межбаковом отсеке 4 ракетного модуля 1 выполнены ниши 26, 27 (фиг. 3), в которых размещены и закреплены посредством узлов крепления 28 приборы служебных систем ракетного модуля 1, а также при необходимости приборы системы управления 23 и приборы радиосистемы 24, применяемой РН.

Межбаковый отсек 4 содержит разделяемый узел 29 (фиг. 3), который посредством трубопроводов 30 и управляющих клапанов 31 пневмогидравлической системы 18 ракетного модуля 1 взаимодействует с отделяемым при отрыве ракеты космического назначения от пускового устройства агрегатом связи 32 бортового и наземного оборудования 33.

Ракета космического назначения и пусковое устройство на чертежах не показаны.

Разделяемый узел 29 взаимодействует с наземным оборудованием 33 (фиг. 1, 3) также через разъемные электросоединители 34 бортовой кабельной сети ракетного модуля 1.

Для исключения возможного образования в ракетном модуле 1 взрывоопасной смеси компонентов топлива водорода и кислорода и окружающей атмосферы агрегаты пневмогидравлической системы 18, электрически связанные с приборами служебных систем, включающие системы контроля 16, приборы системы управления 17, и приборами системы пожаровзрывопредупреждения 19 размещены в продуваемых нейтральным газом корпусах 35, 36, при этом корпуса 35 подсоединены к трубопроводам 37 выведения газа наружу универсального водородно-кислородного ракетного модуля 1, а трубопроводы 37 и корпус 36 агрегата связи 32 содержат защитные устройства 38 в виде обратных клапанов (фиг. 3).

Баллоны бортового наддува гелием топливного бака окислителя 39 и их выходные патрубки 40 (фиг. 4) через фланцевые соединения 41 и узлы герметизации 42 жестко закреплены на нижнем днище 43 топливного бака горючего 2.

Размещение баллонов бортового наддува гелием топливного бака окислителя 39 в топливном баке горючего 2 обеспечивает возможность достижения высокой плотности гелия ρ20К=191 кг/м3 при давлении 20 МПа (примерно 200 кгс/см2) и температуре 20 К (температура кипящего водорода), тем самым обеспечить унификацию объема и количества баллонов бортового наддува гелием топливного бака окислителя 39 для заправки определенного, в зависимости от объема бака горючего 2, количества гелия для его наддува в полете.

Для контроля герметичности пневмогидравлической системы 18 и кислородно-водородных двигателей 7 при предстартовой подготовке его верхний 21, межбаковый 4 и двигательный 15 отсеки снабжены заборными устройствами 44, 45 и 46, взаимодействующие со съемными трубопроводами 47, 48 и 49 (фиг. 1) наземного газоанализатора 50, а на внешней стороне ферменного межступенчатого отсека 5 размещена и закреплена с уплотнением (на чертеже не показано) съемная пылевлагозащитная оболочка 51.

Съемная пылевлагозащитная оболочка 51 совместно с теплозащитным отражателем 8 и корпусом двигательного отсека 15 образует контролируемую наземным газоанализатором 50 через заборное устройство 46 и съемный трубопровод 49 полость Г на отсутствие или присутствие в ней истекающей из заполняемых гелиевой смесью при испытаниях на герметичность полостей пневмогидравлической системы 18 и кислородно-водородных двигателей 7.

В зависимости от типа ракет-носителей топливные баки горючего 2 и топливные баки окислителя 3 выполнены одного диаметра с высотами L1 и L2 в зависимости от суммарного импульса тяги ракетного блока с ракетным модулем 1.

Различные объемы топливных баков горючего и окислителя 2, 3, например, формируются за счет набора унифицированных типовых кольцевых секций 52 и 53, 54 обечаек 55 и 56 (фиг. 1), высота которых по каждому баку определяется на основе соотношения компонентов топлива и удельной массы окислителя и горючего, при этом кольцевые секции 52 обечайки 55 имеют одинаковую высоту l1 и два варианта высот l2 и 1,5l2 секций 53, 54 обечайки 56, что позволит создать ряд емкостей под решаемые задачи для РН различных типов.

Наземная экспериментальная отработка предлагаемого ракетного модуля 1 проводится в полном объеме при автономной отработке его составных частей и агрегатов, макетно-конструкторских, статических, динамических, разделенческих, электрических, «холодных» и «огневых» стендовых наземных испытаний с учетом его возможных модификаций по объемам-высотам цилиндрических топливных баков горючего 2 и окислителя 3 для ракетных блоков с различными суммарными импульсами тяги верхних ступеней, применяемых для запуска РН 6 полезных грузов на орбиты выведения.

Пылевлагозащищенность ферменного межступенчатого отсека 5 со степенью герметизации, достаточной для контроля герметичности пневмогидравлической системы 18 и кислородно-водородных двигателей 7 ракетного модуля 1, обеспечивается за счет закрепленной на его цилиндрической образующей съемной пылевлагозащитной оболочки 51, снимаемой перед заправкой РКН.

Заборные устройства 44, 45, 46 обеспечивают возможность контроля герметичности ракетного модуля 1 на предприятии-изготовителе и на технической позиции космодрома, исключая необходимость доступа обслуживающего персонала внутрь отсеков, что обеспечивает высокую безопасность эксплуатации ракетного модуля 1 ракетного блока.

Контроль герметичности ракетного модуля 1 производится путем заполнения воздушно-гелиевой смесью внутренних полостей пневмогидравлической системы 18 и последующего отбора газовой среды из переднего 21, межбакового 4 и двигательного 15 отсеков на наземный газоанализатор 50.

Система пожаровзрывопредупреждения работает с начала заправки компонентами топлива ракетного модуля 1 ракетного блока, газоанализаторы 20 выдают в прибор системы пожаровзрывопредупреждения 19 информацию о наличии газообразообразования водорода и кислорода в верхнем 21, межбаковом 4 и двигательном 15 отсеках.

При наличии в отсеках водорода или кислорода и роста их содержания прибор системы пожаровзрывопредупреждения 19 дает сигнал в наземную систему управления и пуска 57 о прекращении заправки и включении продувки через коллекторы 58, 59, 60 полостей верхнего 21, межбакового 4 и двигательного 15 отсеков азотом из наземной системы управления и пуска 57 с выбросом азота наружу через дренажные защитные устройства 61, 62 и 63.

При отсутствии газообразных компонентов топлива в верхнем 21, межбаковом 4 и двигательном 15 отсеках перед запуском первой ступени ракеты космического назначения включается азотная продувка полостей переднего 21, межбакового 4 и двигательного 15 отсеков от наземных систем через коллекторы 58, 59, 60 с выбросом азота наружу через дренажные защитные устройства 61, 62 и 63, закрепленные на верхнем отсеке 21, межбаковом отсеке 4 и двигательном отсеке 15.

Разделение разделяемого узла 29 и отделение от межбакового отсека 4 остающейся на земле части агрегата связи 32 происходит по команде «контакт подъема» открытием пневмозамков 64, удерживающих бортовую часть узла связи 65 и отделяемую часть узла связи 66 с сохранением для последующих запусков РКН корпуса 36 агрегата связи 32 с управляющими клапанами 31, разъемными электросоединителями 34 и защитным устройством 38.

После отделения от межбакового отсека 4 остающейся на земле части агрегата связи 32 защитные устройства 38 обеспечивают наличие избыточного давления нейтрального газа в полостях корпусов 35 с агрегатами пневмогидравлической системы 18, электрически связанными со служебными системами ракетного модуля 1, в течение всего времени полета РКН и обеспечивает пожаровзрывозащищенность исключением возможного образования взрывоопасной смеси компонентов топлива водорода и кислорода и окружающей атмосферы.

При полете РКН ферменный межступенчатый отсек 5 ракетного модуля 1 остается на предыдущей ступени ракеты-носителя 6 после ее «горячего» отделения от ракетного модуля 1 ракетного блока.

Команда на средства разделения 67 формируется прибором системы управления ракеты космического назначения 23 и подается через 1 секунду после выключения маршевых двигателей предыдущей ступени ракеты-носителя 6. Перед выключением маршевых двигателей предыдущей ступени ракеты-носителя 6 прибор системы управления 17 по получению команды от прибора системы управления ракеты космического назначения 23 формирует команды на запуск кислородно-водородных двигателей 7, при этом «зажигание» кислородно-водородных двигателей 7 происходит за 0,5 с до выключения маршевых двигателей предыдущей ступени ракеты-носителя 6 ракеты космического назначения.

Перед запуском кислородно-водородных двигателей 7 в полете РКН по команде от прибора системы управления 17 открывается клапан 10 подачи азота для продувки полостей этих двигателей из бортового баллона 9. Продувка азотом удаляет взрывоопасную кислородосодержащую среду в полостях горючего.

Использование заявленного технического решения позволит исключить автономную наземную отработку каждого типа применяемой РН за счет размещения служебных систем, электрически взаимодействующих с приборами систем ракеты-носителя, в межбаковом отсеке, а также за счет компоновки узлов, агрегатов и их связей с наземным оборудованием, что в конечном итоге позволит расширить эксплуатационные возможности ракетного модуля.

Универсальный водородно-кислородный ракетный модуль, содержащий топливные баки горючего и окислителя, межбаковый отсек, ферменный межступенчатый отсек, сопряженный с ракетой-носителем, кислородно-водородные двигатели, отличающийся тем, что в нем ферменный межступенчатый отсек с закрепленным на его нижнем торце теплозащитным отражателем является составной частью ракетного модуля, при этом под теплозащитным отражателем размещены средства продувки кислородно-водородных двигателей азотом, которые посредством трубопровода через разъемное соединение, закрепленное на верхнем торце ферменного межступенчатого отсека, связаны с входными штуцерами подачи азота на кислородно-водородных двигателях, а в межбаковом отсеке установлены приборы служебных систем ракетного модуля и при необходимости приборы системы управления и радиосистем РКН, электрически взаимодействующие с приборами систем ракеты-носителя, закрепленные посредством узлов крепления в нишах, выполненных в межбаковом отсеке, при этом на межбаковом отсеке размещен разделяемый узел, который посредством управляющих клапанов пневмогидравлической системы ракетного модуля взаимодействует с агрегатом связи бортового и наземного оборудования, а агрегаты пневмогидравлической системы, электрически связанные со служебными системами ракетного модуля, размещены в продуваемых нейтральным газом полостях герметичных корпусов, соединенных трубопроводами подачи газа от наземного оборудования через разделяемый узел и агрегат связи бортового и наземного оборудования и соединенных трубопроводами выведения газа наружу ракетного модуля с защитными устройствами, закрепленными на корпусе ракетного модуля, а баллоны бортового наддува гелием топливного бака окислителя и их выходные патрубки, через фланцевые соединения и узлы герметизации жестко закреплены на нижнем днище топливного бака горючего, при этом отсеки ракетного модуля снабжены заборными устройствами, взаимодействующими со съемными трубопроводами наземного газоанализатора, а на внешней стороне ферменного межступенчатого отсека размещена съемная пылевлагозащитная оболочка, причем в зависимости от типа ракет-носителей топливные баки горючего и топливные баки окислителя выполнены одного диаметра с высотами в зависимости от суммарного импульса тяги ракетного блока.



 

Похожие патенты:

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.

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 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