Способ очистки околоземного космического пространства от космического мусора

Авторы патента:

Дружко Сергей Николаевич (RU)

Хурматуллин Валерий Вакильевич (RU)

Лобанов Борис Семенович (RU)

B64G1/00 - Космические летательные аппараты

Владельцы патента RU 2586434:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский радиотехнический институт имени академика А.И. Берга" (RU)

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 космической техники, а именно к способам очистки околоземного космического пространства от космического мусора (КМ).

Известен способ очистки космоса от космического мусора [1], заключающийся в том, что обеспечивается торможение объектов космического мусора с целью их перевода на более низкую орбиту с последующим сгоранием объектов в атмосфере Земли. На пути следования объектов космического мусора путем распыления создается препятствие в виде облака пространственно-распределенных частиц. В качестве материала частиц используют продукты окисления азота, предпочтительно оксиды азота I, III, IV, V - N₂O, N₂O₃, NO₂, N₂O₄, N₂O₅, агрегатным состоянием вещества частиц является твердое тело. Частицы оказывают ударно-кинетическое воздействие на объекты космического мусора. Размер частиц материала для оказания воздействия на объекты космического мусора выбирается в зависимости от размера объектов.

Недостатками данного способа является достаточно низкая эффективность в силу относительно большой разреженности облака, при этом ударно-кинетическое воздействие на объекты космического мусора может одновременно привести к дефрагментации отдельных объектов космического мусора, что приведет к увеличению количественного состава космического мусора. Также следует отметить необходимость периодического дополнительного формирования препятствия в виде облака пространственно-распределенных частиц, которое после пролета частиц космического мусора будет рассеиваться.

Известен способ для очистки от космического мусора [2], заключающийся в том, что на геоцентрической орбите размещают пространственную область, обладающую большей силой сопротивления (трения, электромагнитная) и плотности, чем сила сопротивления и плотность атмосферы на данной орбите, и сформированную периферийной поверхностью трубчатого тела. Полое цилиндрическое тело (трубчатое тело) размещено на геоцентрической орбите, на которой движутся удаляемые частицы космического мусора, и включает в себя каркас и замедляющий материал (некоторая пространственная область), «надетый» на каркас для формирования внешней замедляющей поверхности указанного цилиндрического тела. Замедляющий материал имеет более высокую плотность, чем плотность атмосферы на высоте геоцентрической орбиты, где находится цилиндрическое тело. Поэтому замедляющий материал оказывает сопротивление с большей силой трения на проходящие через него частицы космического мусора, чем сила трения атмосферы на данной высоте. В качестве замедляющего материала использован материал с относительно малой плотностью. Плотность данного материала такова, что позволяет частицам космического мусора, которые нужно удалить, проникнуть внутрь почти без разрушения, при взаимодействии на предполагаемой скорости столкновений. К примеру, пенный материал (например, пенный материал из полиамида), аэрогель (например, аэрогель на основе диоксида кремния), пленочный пакет или похожие материалы могут быть использованы в качестве материала с низкой плотностью. Пленочный пакет может быть создан из металлических или пластиковых пленок, уложенных во множество слоев. Периферийная поверхность цилиндрического тела может быть образована сформированным цельным замедляющим материалом или может быть создана путем компоновки различных замедляющих материалов, сегментированных или в тангенциальном, или в аксиальном направлении относительно цилиндрического тела вдоль периферийной поверхности цилиндрического тела. Цилиндрическое тело с вышеописанной пространственной структурой сформировано таким образом, что его размер вдоль центральной оси превышает его диаметр. Цилиндрическое тело, имеющее указанную форму, расположено на геоцентрической орбите в таком положении, что один из открытых торцов направлен к Земле под действием градиента гравитации. В результате частицы космического мусора, двигающиеся по геоцентрической орбите, которая расположена на той же самой высоте, что и геоцентрическая орбита цилиндрического тела, проходят сквозь цилиндрическое тело в радиальном направлении (или параллельно радиальному направлению), вследствие этого через точку, где геоцентрическая орбита частицы пересекает геоцентрическую орбиту цилиндрического тела. То есть частицы космического мусора проходят сквозь цилиндрическое тело в направлении, пересекающем прямую линию, соединяющую открытые торцы цилиндрического тела, и пересекают замедляющий материал в двух местах на периферийной поверхности цилиндрического тела в тангенциальном направлении с некоторым временным промежутком. Замедляющий материал цилиндрического тела изготовлен с заданной толщиной, что позволяет одиночной частице космического мусора при вхождении проходить через замедляющий материал почти без разрушения и может замедлить скорость полета единичной частицы космического мусора посредством приложения силы трения к одиночной частице мусора во время прохождения. Подходящая толщина замедляющего материала может быть определена, к примеру, экспериментально. Изобретение, по мнению заявителя, позволяет удалять КМ без разрушения.

Недостатками данного способа является невозможность его применения на относительно малых высотах (порядка 150-250 км).

Кроме того:

- толщина замедляющего слоя не может быть изменена оперативно в зависимости от размеров объекта космического мусора;

- размещение трубчатого тела на определенной высоте предполагает, что это тело будет двигаться по геоцентрической орбите со скоростью, соответствующей данной высоте, и нет определенности, каким образом будет обеспечено сближение трубчатого тела с космическим мусором на выбранной высоте и движущимся с той же скоростью;

- расчеты по выбору толщины периферийного слоя сделаны, когда трубчатое тело имеет нулевую скорость относительно скорости движения объекта КМ;

- расчеты сделаны под определенную модель космического мусора - шар диаметром 1 см из алюминия и не учитывается разнообразие соотношений габариты/масса/плотность материала объектов космического мусора.

Наиболее близким техническим решением к заявляемому способу является способ очистки околоземного космического пространства от космических объектов и мелких частиц путем их разрушения и устройство для его осуществления [3], заключающийся в том, что для реализации указанного способа на орбиту очистки выводят и развертывают крупногабаритную тонкую пленку, ориентируя ее нормально (перпендикулярно) к направлению полета и поддерживая натяжение и ориентацию пленки в том числе после соударений со встречными объектами космического мусора, посредством реактивных двигателей, установленных на концах выдвижных штанг каркаса, соединенных с прямоугольной пленкой по меньшим ее сторонам. Для того чтобы избежать столкновение с активными объектами, пленку разворачивают вокруг продольной или поперечной оси на 90°, после чего возвращают в исходное положение. При соударении объекта космического мусора и пленки происходит разрушение объекта космического мусора на мелкие частицы с образованием в пленке при каждом соударении бреши. Удар не влияет на ориентацию устройства, а незначительные отклонения, если они возникнут, могут быть устранены с помощью системы ориентации. Образовавшиеся частицы тормозятся гораздо интенсивнее, чем первоначальный объект космического мусора, за счет резкого увеличения их баллистического коэффициента. Это обеспечивает быстрое вхождение их в плотные слои атмосферы и сгорание.

Недостатками данного способа является ее невысокая эффективность, так как при столкновении объектов космического мусора с пленкой происходит частичное нарушение ее целостности, и в дальнейшем воздействие пленки на пролетающие сквозь нее фрагменты космического мусора уменьшается. А также следует отметить недостаточную эффективность ударно-кинетического воздействия тонкой маломассивной пленки при столкновении с относительно крупными частицами. Необходимо отметить также сложность механизма разворачивания такой пленки и обеспечения жесткости конструкции - в момент удара рабочая поверхность подвергнется волновым колебаниям с труднопрогнозируемой амплитудой и направлением, которые могут привести к скручиванию пленки, в этом случае алгоритм синхронизации работы реактивных двигателей стабилизации и растягивания пленки не может быть реализован в автоматическом режиме из-за непредсказуемости изменения направления их вектора тяги.

Общим недостатком известных способов очистки околоземного космического пространства от космического мусора является то, что ни один из них не является однозначным и не гарантирует заявленный сбор космического мусора и эффективную очистку заданного околоземного космического пространства.

Целью изобретения является способ очистки околоземного космического пространства от космического мусора, обеспечивающий эффективную очистку заданного околоземного космического пространства.

Указанная цель достигается тем, что в заявляемом способе осуществляют изменение параметров орбиты малогабаритных элементов космического мусора путем уменьшения его исходной скорости при соударении об экран, который размещают на космическом аппарате-сборщике (КАС). Способ позволяет избежать возможности увеличения объектов космического мусора в результате его дефрагментации и реализуется следующим образом.

На фиг. 1, 2 представлено пояснение способа.

Способ заключается в изменении параметров орбиты малогабаритных элементов космического мусора (менее 10 см) путем уменьшения его исходной скорости после соударении об экран (фиг. 1), размещенный на космическом аппарате-сборщике (КАС). После соударения космического мусора об экран уменьшается высота его исходной орбиты и тем самым осуществляется торможение и естественная утилизация (сгорание) космического мусора в атмосфере Земли (фиг. 2).

Столкновение космического мусора с экраном равноценно проведению тормозной коррекции орбиты объектов КМ.

Актуальность очистки космического пространства от малогоабаритного космического мусора описана в [2]. Кроме того, известно, что малогабаритные элементы КМ формируют движущиеся потоки с определенной плотностью и имеют, как правило, круговую орбиту и орбитальную скорость, соответствующую высоте орбиты 1 (фиг. 2) [4]. Для реализации предлагаемого способа КАС размещается на вытянутой эллиптической орбите с диапазоном высот перигея 150 км≤Н_п≤250 км и высотой апогея, соответствующей диапазону высот потока КМ. Учитывая сверхвысокую кинетическую энергию движения элементов КМ, параметры орбиты КАС выбирают таким образом, чтобы направления движения КАС в апогее и потока элементов КМ совпадали (точное совпадение не обязательно), и обеспечивалось естественное замедление движения КАС с тормозным экраном в апогейной части орбиты до скоростей меньших средней скорости движения элементов КМ в потоке, доводя скорость соударения элементов КМ об экран в интервале от нескольких десятков до нескольких сотен метров в секунду.

Относительная разность скорости КАС и элементов КМ (скорость столкновения) рассчитывают исходя из прочностных характеристик конструкции тормозного экрана и выбранного материала его покрытия (например, экраны из кевлара выдерживают попадание пули при скорости от 400 до 900 м/с). Например, для орбиты с высотой 800 км достаточно уменьшить скорость объекта на 200 м/с, чтобы опустить высоту перигея менее 100 км [2]. Также расчет скорости столкновения учитывает максимально возможное тормозное воздействие на элементы КМ. Форму экрана формируют в виде конусообразной воронки или в виде параболоида вращения с площадью рабочей поверхности не менее 900 м² (30 м×30 м).

При вхождении КАС в поток космического мусора экран ориентируют по нормали к вектору скорости элементов КМ и такую ориентацию сохраняют на восходящем и нисходящем участках орбиты (фиг. 1) до перигейного участка. В момент столкновения с экраном элементы космического мусора 2 (фиг. 2) приобретают отрицательное приращение скорости, пропорциональное разности скоростей КАС и элементов КМ. В зависимости от упругости материала рабочей поверхности экрана возможны два варианта расположения элементов КМ относительно тормозного экрана при сохранении целостности экрана и с учетом его формы:

- остаются в объеме ограниченном формой тормозного экрана;

- выходят за срез краев экрана.

В обоих случаях, после столкновения с экраном элементы космического мусора изменяют свою орбиту 3 (фиг. 2) - уменьшается ее эксцентриситет, орбита становится вытянутой и тормозное влияние атмосферы Земли становиться более заметным. В связи с увеличением плотности атмосферы 4 (фиг. 2) высота апогея и перигея эллиптической орбиты элементов КМ становятся ниже, и в результате достаточно быстрой эволюции орбиты за счет все более возрастающего тормозного влияния атмосферы Земли за короткий срок происходит утилизация (сгорание) элементов КМ (в зависимости от параметров приобретенной траектории 3 (фиг. 2)).

Утилизация элементов космического мусора, которые остались в объеме тормозного экрана, будет происходить более быстро и однозначно - в течение одних суток за счет естественных факторов. Захваченные элементы космического мусора будут сразу уводиться по штатной орбите КАС и в перигее (Н_п≤250 км) накопленный КМ будет сбрасываться, а КАС будет уводиться в результате коррекции орбиты по компенсации влияния атмосферы Земли и солнечного ветра (фиг. 1).

Расчеты показывают, что на высоте не более 250 км тормозное влияние атмосферы на малогабаритные элементы КМ (до 10 см) остается значительным и они будут утилизированы в течение одного-двух витков.

Для проведения разгонной коррекция орбиты в ее перигее КАС будут ориентировать таким образом, чтобы открытая плоскость тормозного экрана была направлена к Земле (параллельно вектору скорости КАС) и в момент включения двигателя коррекции будет осуществлен сброс накопленного космического мусора.

Преимуществом заявляемого способа очистки околоземного космического пространства от космического мусора являются:

- однозначность увода с исходной орбиты и быстрой утилизации малогабаритных объектов КМ;

- многократность использования технических средств, реализующих данный способ;

- количество циклов зависит от прочностных характеристик материала рабочей поверхности экрана и запаса топлива на борту КАС для поддержания рабочей орбиты;

- техническая доступность реализации способа, учитывая развитость технологий создания космических платформ для КАС и развертываемых крупногабаритных конструкций для тормозного экрана, а также наличие прочных и легких материалов для создания рабочей поверхности экрана;

- способ не требует больших энергетических затрат и высокой точности наведения для сбора и увода элементов космического мусора из движущегося потока космического мусора;

- возможность использования способа для сбора малогабаритного мусора независимо от высоты его орбит и возможность перевода экрана с орбиты на орбиту в зависимости от результатов очистки, используя возможности штатной бортовой двигательной установки КАС.

Источники информации

1. Патент РФ на изобретение №2478062 «Способ очистки космоса от космического мусора». МПК B64G 1/00, B64G 99/00, опубл. 27.03.2013 г.

2. Патент РФ на изобретение №2524325 «Способ для очистки от космического мусора». МПК B64G 1/56, опубл. 27.07.2014 г.

3. Патент РФ на изобретение №2092409 «Способ очистки околоземного космического пространства от космических объектов и мелких частиц путем их разрушения и устройство для его осуществления». МПК B64G 9/00, опубл. 10.10.1997 г.

4. А.И. Киселев, А.А. Медведев, В.А. Меньшиков. Космонавтика на рубеже тысячелетий. Итоги и перспективы. 2-е изд., перераб. и доп. - М: Машиностроение / Машиностроение - Полет, 2002 г.

Способ очистки околоземного космического пространства от космического мусора, включающий 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, отличающийся тем, что 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, при этом осуществляются торможение элементов космического мусора посредством соударения элементов космического мусора с тормозным экраном-ловушкой, захват элементов космического мусора тормозным экраном-ловушкой, последующий принудительный увод элементов космического мусора с исходной орбиты в атмосферу Земли и утилизация элементов космического мусора в атмосфере Земли.

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.

Космический посадочный аппарат // 2584552

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.

Ракетный разгонный блок и способ его сборки // 2584045

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.

Устройство передачи телеметрической информации с борта спускаемого космического аппарата // 2583027

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.

Способ пуска космической ракеты // 2582514

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.

Уничтожаемая система подачи топлива // 2581295

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.

Способ автоматической ориентации космического аппарата и солнечной батареи при отказе устройства поворота солнечной батареи // 2581106

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).

Способ применения ракеты-носителя на активном участке её траектории // 2580345

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

Искусственный спутник земли // 2579600

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.

Способ управления ориентацией солнечной батареи низкоорбитального космического аппарата по вырабатываемому току // 2578416

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.

Теплозащитное покрытие корпуса летательного аппарата // 2593184

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.

Способ выведения на орбиту полезной нагрузки ракетой-носителем // 2595092

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.

Обслуживаемый на орбите автоматический космический аппарат // 2595352

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.

Способ парирования перегрузок по току в электронном блоке космического аппарата, обусловленных внешними воздействующими факторами, включая тиристорный эффект, и устройство для его осуществления // 2599089

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.

Двухступенчатая космическая ракета // 2600264

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.

Способ запуска микро- и наноспутников и устройство на основе микропроцессорной магнитоиндукционной системы для осуществления запуска // 2603441

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.

Гравитационный старт тяжелых ракет // 2609180

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.

Ракета-носитель, возвращаемая ступень ракеты-носителя и способ ее запуска при возвращении и система вертолетного подхвата возвращаемой ступени // 2609539

Группа изобретений относится к ракетной технике. Ракета-носитель (РН) содержит как минимум одну возвращаемую ступень с крыльями и хвостовым оперением, маршевую и управляющую двигательные установки. Маршевая двигательная установка выполнена в виде по меньшей мере одного ЖРД и установлена в нижней части фюзеляжа возвращаемой ступени. Управляющая двигательная установка выполнена в виде по меньшей мере одного ГТД, установленного параллельно ЖРД. Возвращаемая ступень ракеты-носителя содержит фюзеляж, баки окислителя и горючего, крылья, хвостовое оперение, по меньшей мере один маршевый ЖРД. В фюзеляже установлен по меньшей мере один ГТД с управляемым вектором тяги. Камера сгорания ГТД соединена с газогенератором. ГТД может содержать перед основной камерой сгорания кольцевой коллектор. Система вертолетного подхвата возвращаемой ступени включает парашют, трос зацепления и вертолет с грузовым тросом к крючком на конце. В верхней части силового троса может быть установлен датчик веса. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение работоспособности ГТД на больших высотах. 4 н. и 7 з.п. ф-лы, 24 ил.

Силовой каркас для космической аппаратуры // 2610070

Изобретение относится к конструкции космической техники. Силовой каркас состоит из цилиндрических стержней, расположенных под углом друг к другу, с узлами соединения в местах их пересечения. Каркас выполнен на основе тепловых труб. Диаметр и толщина стенок тепловых труб выбраны из условий обеспечения напряжений, не превышающих предел текучести, и обеспечения частоты собственного резонанса труб не менее 150 Гц. Каждый из узлов соединения тепловых труб представляет собой единую деталь с отверстиями для установки концов стыкуемых тепловых труб. Техническим результатом изобретения является повышение прочности, надежности и теплоустойчивости конструкции. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Способ восстановления ориентации орбитального космического аппарата // 2610766

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при разработке ускоренного режима восстановления ориентации орбитального космического аппарата (КА) с применением астродатчика. Восстановление ориентации КА производится из демпфированного относительно инерциальной - геоцентрической абсолютной системы координат произвольного положения КА. При этом демпфирование осуществляется до угловых скоростей КА, при которых восстанавливается работоспособность астродатчика. Восстановление ориентации КА выполняется одним поворотом вокруг оси Эйлера с упреждающим отключением программного поворота для снижения угловой скорости КА и снятия ограничений на включение контура коррекции от астродатчика. Техническим результатом изобретения является сокращение времени восстановления ориентации КА. 3 ил.