Космический модуль

Изобретение относится преимущественно к космическим аппаратам (КА) с малыми космическими модулями (КМ) для оптико-электронного наблюдения Земли. КМ включает в себя призматический силовой корпус блочного типа. На торцевой панели установлена одноразовая (для гашения остаточной угловой скорости КА с КМ) газореактивная двигательная установка. На части боковых панелей, свободной от приборов, установлены тяговые модули со стационарными электроракетными двигателями и блоками газораспределения. Все панели выполнены многослойными сотовыми. Каждый тяговый модуль установлен на кронштейнах, регулируемых относительно центра масс КА с КМ. Техническим результатом изобретения является уменьшение массы топлива на борту КМ за счёт обеспечения возможности применения ракетных двигателей с более высоким удельным импульсом. 5 ил.

 

Изобретение относится к космической технике, а именно к малым космическим модулям (КМ), массой до 1000 кг, являющихся обеспечивающими конструктивно-компоновочными устройствами автоматических космических аппаратов (КА) оптико-электронного наблюдения Земли.

Известно техническое решение, принятое при проектировании космического модуля (КМ), предназначенного для создания малых КА различного назначения, запускаемых на орбиту искусственного спутника Земли (см. патент РФ 2389660 от 27.12.2007).

КМ содержит несущую конструкцию, снабженную осевым проемом, систему терморегулирования (СТР), со средством отвода тепла в космическое пространство, двигательную установку с топливным баком, размещенным в осевом проеме несущей конструкции, и реактивными двигателями (РД). КМ содержит также систему энергопитания (СЭП) с источником электрической энергии в виде трех солнечных батарей (СБ) с возможностью их раскрытия и бортовую аппаратуру (БА). Космический модуль для установки БА выполнен в виде плоской трехслойной панели в форме шестиугольника с несущими слоями и заполнителем, причем ее периметр составлен из чередующихся при его обходе коротких и длинных сторон.

Несущая конструкция выполнена в форме прямой призмы с основанием в виде правильного треугольника, вдоль ребер которой пропущены продольные силовые элементы, при этом боковые стенки призмы ориентированы параллельно длинным сторонам космического модуля. Космический модуль имеет размещенный по ее центру вырез, в который частично введен топливный бак двигательной установки.

СТР снабжена тремя каскадами тепловых труб (ТТ), а средство отвода тепла в космическое пространство выполнено в виде трех радиаторов-излучателей. Каскады ТТ выполнены с обеспечением возможности теплового контакта между ТТ первого и второго каскадов, а также второго и третьего каскадов. Радиаторы-излучатели выполнены в виде прямоугольных трехслойных панелей с сотовым заполнителем, размещенных параллельно боковым стенкам несущей конструкции и тыльными сторонами присоединенных встык к торцам длинных сторон космического модуля. ТТ первого и второго каскадов проложены внутри сотового заполнителя космического модуля, при этом ТТ первого каскада на большей части своей длины проложены между боковыми стенками несущей конструкции и торцом космического модуля с обеспечением теплового контакта с несущими слоями панели космического модуля.

ТТ второго каскада на большей части своей длины размещена вдоль торцов длинных сторон космического модуля. ТТ третьего каскада проложены внутри сотового заполнителя радиаторов-излучателей с обеспечением теплового контакта с несущими слоями панелей радиаторов-излучателей. При этом установка БА производится на космическом модуле между несущей конструкцией и торцом космического модуля.

На концах силовых элементов размещены узлы соединения для крепления космического модуля к системе разделения смежного блока космической головной части.

В целом рассматриваемый КМ не приспособлен для работы с современными космическими телескопами оптико-электронного наблюдения Земли, имеющими вертикально-продольную базовую ось. КМ выполнен по типу горизонтальной компоновки и не имеет жесткого корпуса, обеспечивающего конструктивный интерфейс с целевой нагрузкой - оптико-электронным модулем (ОЭМ) для наблюдения Земли.

В качестве прототипа к изобретению предлагается многофункциональный КМ вертикальной компоновки AstroSat - 1000 of EADS Astrium SAS (см. http://directory.eoportal.org/web/eoportal/satellite-missions/p/pleiades).

Космический модуль является обеспечивающим устройством в каждом из двух спутников нового поколения Pleiades-1А и Pleiades-1В оптико-электронного наблюдения Земли.

КМ содержит силовой корпус блочного типа, выполненный в виде скрепленных ребер n-гранной правильной призмы, где n=4, 6, 8…, с торцевыми панелями, имеющими вырезы в первой торцевой панели и во второй торцевой панели. При этом рассматривается корпус КМ в виде контейнерного блока, имеющего форму шестигранной призмы (n=6). Вдоль ребер призмы - несущей конструкции пропущены продольные силовые элементы, а боковые грани закрыты боковыми стенками. Закрывают призму первая (верхняя) и вторая (нижняя) торцевые панели. В верхней торцевой панели предусмотрен вырез под ОЭМ. Продольная ось призмы совпадает с продольной осью ОЭМ, корпус которого имеет форму цилиндра.

Блок двигательной установки (БДУ) закреплен в вырезе второй торцевой панели корпуса космического модуля с размещенными на выступающей части блока над указанной панелью однокомпонентными реактивными двигателями.

К несущей панели ОЭМ, со стороны нижней плоскости, при помощи силовых стоек цилиндрической формы крепится диск, являющийся конструктивным интерфейсом (соединительным устройством) для БДУ. БДУ представляет собой самостоятельно обеспечивающий энергетический блок с аппаратурой хранения и подачи топлива, а также с реактивной ДУ, использующей в качестве топлива гидразин. Корпус БДУ выполнен в виде цилиндра.

Через отверстие в нижней торцевой панели корпуса КМ БДУ устанавливается на интерфейсный диск и дополнительно скрепляется с указанной панелью. Над нижней торцевой панелью корпуса КМ выступает часть блока, в которой на кронштейнах размещены четыре однокомпонентных реактивных двигателя, вектора тяги которых противоположно направлены и расположены вдоль поперечных строительных осей космического модуля.

На внутренней плоскости нижней торцевой панели установлена БА, обеспечивающая управление БДУ.

Терморегулирование БА осуществляется средствами СТР, включающими радиаторы с ТТ, терморегулирующие покрытия и экранно-вакуумную тепловую изоляцию. При этом радиаторы СТР выведены на боковые поверхности призмы.

В качестве недостатка отмечается относительно низкая тяговооруженность космического модуля. Удельный импульс тяги реактивных двигателей КМ, работающих на гидразине, составляет ~2100…2400 м/с, что примерно в шесть раз меньше удельного импульса тяги электроракетных двигателей. Это приводит к необходимости иметь дополнительные запасы топлива для выполнения программы полета КА и увеличению массы аппарата в целом.

Техническим результатом изобретения является увеличение тяговооруженности КМ за счет установки на него электроракетных двигателей с более высоким удельным импульсом тяги и тем самым уменьшить массу потребных бортовых запасов топлива.

Для достижения технического результата в космическом модуле, включающем силовой корпус блочного типа, выполненный в виде скрепленных ребер n-гранной правильной призмы, где n=4, 6, 8…, с торцевыми панелями, имеющими вырезы в первой торцевой панели и во второй торцевой панели, блок двигательной установки, закрепленный в вырезе второй торцевой панели корпуса космического модуля, с размещенными на выступающей части блока над указанной панелью однокомпонентными реактивными двигателями, в несущую конструкцию корпуса призмы введены n боковых панелей, где n=4, 6, 8…, при этом боковые и торцевые панели выполнены в виде многослойных сотовых панелей, на части боковых панелей, с внутри проложенными тепловыми трубами, размещены приборы, а на другой части - первая группа из двух тяговых модулей, каждый из которых выполнен в виде стационарного электроракетного двигателя и блока газораспределения, на внешней поверхности второй торцевой панели закреплена панель двигательной установки с оборудованием хранения и подачи топлива, размещенным со стороны внешней плоскости панели двигательной установки, при этом бак хранения топлива закреплен с помощью кронштейнов на панели двигательной установки со стороны внутренней ее плоскости и размещен в вырезе второй торцевой панели, на внешней поверхности панели двигательной установки расположены также однокомпонентные реактивные газовые двигатели и вторая группа из двух тяговых модулей, при этом газовые двигатели расположены попарно на кронштейнах панели двигательной установки космического модуля с подключением к двум независимым коллекторам подачи топлива, а каждый тяговый модуль, размещенный на боковой панели и панели двигательной установки, установлен на кронштейнах, регулируемых относительно центра масс космического аппарата с космическим модулем.

Суть изобретения поясняется следующими графическими материалами:

фиг. 1 - аксонометрическое изображение КМ со стороны первой (верхней) торцевой панели, укомплектованной для штатной работы, с установленным ОЭМ;

фиг. 2 - вид на КМ со стороны второй (нижней) торцевой панели космического модуля;

фиг. 3 - компоновка приборной панели;

фиг. 4 - аксонометрическое изображение размещения аппаратуры ДУ на панели;

фиг. 5 - схема регулирования установки тяговых модулей (ТМ) на КМ.

В отличие от прототипа, в несущую конструкцию корпуса призмы введены n боковых панелей, где n=4, 6, 8…, при этом боковые и торцевые панели выполнены в виде многослойных сотовых панелей. На части боковых панелей, с внутри проложенными ТТ, размещены приборы, а на другой части - первая группа из двух ТМ. При этом каждый ТМ выполнен в виде стационарного электроракетного двигателя (ЭРД) и блока газораспределения.

В качестве примера такой конструкции рассматривается корпус КМ вертикальной компоновки, выполненный в виде прямой правильной шестигранной призмы (см. фиг. 1). Корпус содержит шесть трехслойных панелей, состоящих из двух несущих слоев и сотового заполнителя. Из указанных панелей три приборные: 1 - первая; 2 - вторая; 3 - третья с проложенными внутри ТТ, и три корпусные: 4 - четвертая; 5 - пятая; 6 - шестая. Закрывает призму сверху и снизу соответственно первая (верхняя) 7 и вторая (нижняя) 8 торцевые трехслойные сотовые панели. В верхней торцевой панели предусмотрен круговой вырез под ОЭМ, а в нижней торцевой панели - вырез под размещение топливного бака, установленного на панели ДУ.

На верхней торцевой панели 7 КМ закреплены: установочные кронштейны 9; бленда 10 ОЭМ; первая 11 и вторая 12 панели высокоскоростной радиолинии (ВРЛ), на которых установлена БА ВРЛ - передатчики Х-диапазона, блоки наведения антенн. На установочных кронштейнах 9, закрепленных к верхней плоскости верхней торцевой панели, установлены перенацеливаемые антенны ВРЛ - первая 13 и вторая 14 соответственно. На верхней торцевой панели также закреплен электромагнитный исполнительный орган (ЭМИО) 15 системы ориентации КМ. Со стороны верхнего торца бленды 10 на ее наружной поверхности крепится антенна СКУ 16, установленная па кронштейне 17.

С боков второй торцевой панели 8 крепятся узлы раскрытия трех СБ 18, 19, 20 по сторонам установки приборных панелей 1-3. На четвертой корпусной панели размещается первая группа ТМ, состоящая из двух ТМ 21 и ТМ 22. Кроме того, на фиг. 1 показаны:

23, 24 - радиаторы ТМ;

25, 26 - радиаторы аккумуляторных батарей, первый и второй соответственно;

27, 28 - бленды первого и второго звездных датчиков (ЗД) соответственно;

29 - радиатор ОЭМ.

Показаны также оси базовой системы координат KM (XYZ)KM и образованные ими строительные плоскости I-IV.

На внешней поверхности второй торцевой панели закреплена панель ДУ с оборудованием хранения и подачи топлива, размещенным со стороны внешней плоскости панели двигательной установки.

На фиг. 2 представлен вид КМ со стороны нижней торцевой панели 8, на которой со стороны верхней плоскости (оси «минус YKM») установлена панель ДУ 30, представляющая собой плоскую трехслойную панель с сотовым наполнителем, выполненную в виде шестигранника. В свою очередь на панели ДУ 30 установлено оборудование хранения и подачи топлива, восемь газовых двигателей (ГД1…8), позиции с 31 по 38 соответственно, вторая группа ТМ, состоящая из двух ТМ 39 и ТМ 40. Панель ДУ 30 сверху закрыта радиационным экраном.

На нижней торцевой панели со стороны верхней плоскости также установлены антенны АСН 41, 42 и СКУ 43. Кроме того, на фиг. 2 показаны узлы 44 механизмов раскрытия СБ, радиаторы 45 и 46 для ТМ 39 и ТМ 40, а также бленда 47 третьего ЗД 48. Остальные обозначения соответствуют ранее введенным на фиг. 1.

На фиг. 3 показана одна из боковых приборных панелей, которая в рассматриваемом примере КМ обозначена под номером 3. Введено также обозначение ТТ 50, которых всего шесть. На панели 3 показано размещение БА КМ, в том числе и блок управления 51 ГД и блок управления 52 ТМ.

Бак хранения топлива закреплен с помощью кронштейнов на панели двигательной установки со стороны внутренней ее плоскости и размещен в вырезе второй торцевой панели, на внешней поверхности панели двигательной установки расположены также однокомпонентные реактивные двигатели и вторая группа из двух тяговых модулей.

На панели ДУ 30, представленной на фиг. 4, дополнительно к фиг. 2, введены обозначения: рама 53 блока №1 ТМ с установленными на регулировочных кронштейнах 54 ТМ 39 и 40; рама 55 двигательной установки; топливной бак 56; радиатор 57 для ТМ 39 и радиатор 58 для ТМ 40; кронштейны 59 для крепления топливного бака. Рама 53 блока №1 ТМ определяет посадочную плоскость ТМ на раме 54 ДУ. При этом кронштейны крепления 54 ТМ позволяют смещать тяговые модули на раме блока, регулируя тем самым их установку на КМ.

Топливный бак 56, закрепленный с помощью кронштейнов 59 на панели ДУ 30, размещается в вырезе нижней торцевой панели 8 (см. фиг. 1).

Второй блок ТМ (№2), идентичный блоку №1, установлен на корпусной панели 4 и содержит ТМ 21 и ТМ 22. Рама блока №2 ТМ определяет посадочную плоскость ТМ на панели 4. А кронштейны крепления ТМ аналогично блоку №1 позволяют за счет своего перемещения на раме блока регулировать установку ТМ на КМ.

Таким образом, КП содержит два блока с регулируемой установкой ТМ: блок №1 с ТМ 39 и ТМ 40 - устанавливается на панель ДУ по оси «минус YKM»; блок №2 с ТМ 21 и ТМ 22 - устанавливается на корпусную панель 4 (см. фиг. 2) по оси «плюс ZKM».

Для устранения смещения векторов тяги относительно центра масс (ЦМ) КА тяговые модули выставляются относительно его фактического положения (см. фиг. 5). На фиг. 5, кроме ранее введенных обозначений, указаны базовые оси установки ТМ и строительные оси КА, совпадающие со строительными осями КМ. Установка ТМ в требуемое положение производится по результатам балансировки и расчета положения ЦМ КА после размещения ОЭМ на КМ.

Для обеспечения требований по установке блока №1 с ТМ 39 и ТМ 40 в заданное положение предусматривается (см. фиг. 5):

- возможность изменения линейного положения блока ТМ вдоль оси «ХКА» (совпадающей с осью «ХКМ», см. фиг. 2) в плоскости, совпадающей с посадочной плоскостью ТМ;

- возможность изменения линейного положения блока ТМ вдоль оси «ZKA» в плоскости, совпадающей с посадочной плоскостью ТМ.

Для обеспечения требований по установке блока №2 ТМ с ТМ 21 и ТМ 22 в заданное положение предусматривается (см. фиг. 5):

- возможность изменения линейного положения блока ТМ вдоль оси «ХКА» в плоскости, совпадающей с посадочной плоскостью ТМ;

- возможность изменения линейного положения блока ТМ вдоль оси «YKA» в плоскости, совпадающей с посадочной плоскостью ТМ.

Таким образом, каждый ТМ, размещенный на боковой панели и панели ДУ, установлен на регулируемых относительно центра масс космического аппарата с космическим модулем кронштейнах.

Восемь ГД 1…8 установлены попарно на кронштейнах панели ДУ (см. фиг. 4) и подключены к двум независимым коллекторам подачи топлива. ГД обеспечивают дублирование при выдаче управляющих моментов на КА по трем осям.

Погрешность установки посадочных мест под ГД в базовой системе координат по угловому положению и линейным размерам обеспечивается конструктивно и переустановке по результатам определения ЦМ КА не подлежит.

Масса заправляемого топлива в КА Pleiades на ~20 кг больше, чем в КА с предлагаемым КМ. Уменьшение потребных запасов топлива связано с применением в заявляемом КМ РД с более высоким удельным импульсом тяги, примерно в шесть раз превышающим этот же показатель двигателей прототипа. Так, удельный импульс тяги однокомпонентных РД, использующих в качестве топлива гидразин, составляет для двигателей разной конструкции от 2100 до 2400 м/с. В ТМ предлагаемого КМ установлены электроракетные стационарные плазменные двигатели (СПД). Удельный импульс тяги, например, двигателя СПД-70 составляет ~14400 м/с. При этом ракетным топливом для указанного двигателя является ксенон.

ГД, установленные на рассматриваемом КМ, в полете используются только один раз, для гашения остаточной угловой скорости после отделения КА от ракеты-носителя и построения начальной ориентации СБ на Солнце. При этом затраты топлива на выполнение указанных начальных динамических операций не превышают 1 кг.

Необходимо также отметить, что применение ЭМИО, установленного на КМ, в отличие от КМ - прототипа, позволяет выполнять «безрасходную» разгрузку силовых гироскопов от накопленного кинетического момента, что также сокращает потребные запасы топлива на выполнение программы полета КА.

На основе вышеизложенного материала делается следующий вывод: предлагаемый КМ имеет более высокую тяговооруженность, чем KM AstroSat, - 1000 of EADS Astrium SAS, что приводит к уменьшению исходной массы заправляемого топлива для РД.

При этом функциональное предназначение рассматриваемых КМ одинаковое, они являются обеспечивающими конструктивно-компоновочными устройствами автоматических КА, предназначенных для оптико-электронного зондирования Земли. Они принадлежат также к одному классу малых КМ, массой до 1000 кг.

Космический модуль, включающий силовой корпус блочного типа, выполненный в виде скрепленных ребер n-гранной правильной призмы, где n=4, 6, 8…, с торцевыми панелями, имеющими вырезы в первой торцевой панели и во второй торцевой панели, блок двигательной установки, закрепленный в вырезе второй торцевой панели корпуса космического модуля, с размещенными на выступающей части блока над указанной панелью однокомпонентными реактивными двигателями, отличающийся тем, что в несущую конструкцию корпуса призмы введены n боковых панелей, где n=4, 6, 8..., при этом боковые и торцевые панели выполнены в виде многослойных сотовых панелей, на части боковых панелей с проложенными внутри тепловыми трубами размещены приборы, а на другой части - первая группа из двух тяговых модулей, каждый из которых выполнен в виде стационарного электроракетного двигателя и блока газораспределения, на внешней поверхности второй торцевой панели закреплена панель двигательной установки с оборудованием хранения и подачи топлива, размещенным со стороны внешней плоскости панели двигательной установки, при этом бак хранения топлива закреплен с помощью кронштейнов на панели двигательной установки со стороны внутренней ее плоскости и размещен в вырезе второй торцевой панели, на внешней поверхности панели двигательной установки расположены также однокомпонентные реактивные газовые двигатели и вторая группа из двух тяговых модулей, при этом газовые двигатели расположены попарно на кронштейнах панели двигательной установки космического модуля с подключением к двум независимым коллекторам подачи топлива, а каждый тяговый модуль, размещенный на боковой панели и панели двигательной установки, размещен на кронштейнах, регулируемых относительно центра масс космического аппарата с космическим модулем.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к двигательным системам транспортных средств, использующим внешние ресурсы космической среды. Система включает в себя компрессоры (6, 8, 10) для засасывания и сжатия атмосферного газа, первый (2) и второй (4) баки-хранилища сжиженного (например, в теплообменнике (12)) газа.

Изобретение относится к средствам управления движением космических аппаратов, а именно к электрическим (плазменным) ракетным двигателям для коррекции орбиты искусственного, преимущественно низкоорбитального спутника планеты с атмосферой.

Изобретение относится к способам приведения в движение тел в различных средах, в т.ч. в космосе.

Группа изобретений относится к орбитальной заправке космических аппаратов (КА), например искусственных спутников. Система дозаправки содержит обслуживаемый (14) и обслуживающий (12) КА со средствами транспортировки топлива из баков КА (12) в баки КА (14).

Изобретение относится к космической технике и может использоваться для корректировки орбиты обитаемых космических аппаратов (КА). Импульсная реактивная двигательная установка космического аппарата включает твердополимерный электролизер воды, вход водородной полости которого гидравлически связан с герметичным резервуаром с водой, имеющим штуцер наддува, газожидкостной сепаратор, подключенный к выходу водородной полости электролизера и связанный с ее входом байпасной гидромагистралью, на которой установлен насос, баллон для хранения водорода и реактивный двигатель, соединенные пневмомагистралью с клапаном, а также управляемый источник тока, подключенный к электролизеру.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть применено для многоразовых возвращаемых ракетно-космических систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере.

Изобретение относится к ракетным двигательным средствам для орбитальных маневров и/или спуска космических аппаратов (КА) на Землю. Предлагаемое устройство в значительной степени автономно и соединяется с КА перед его запуском.

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат (ЛА) содержит жестко связанные корпус и цилиндр, размещенный в цилиндре поршень с выступом, а также два жестко связанных с корпусом стартовых реактивных двигателя и размещенные в конце цилиндра два амортизационных предохранительных упора.

Изобретение относится к двигательным средствам летательных аппаратов (ЛА). ЛА содержит вспомогательные реактивные двигатели, амортизатор и блок управления, сообщенный с амортизатором.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в полетах как в открытом космосе, так и в атмосфере. Летательный аппарат содержит два жестко связанных друг с другом реактивных двигателя, корпус и цилиндр.

Группа изобретений относится к космической технике и может быть использована в системе телеметрического контроля. В способе телеметрического контроля сигналы с выходов каждого из телеметрических датчиков сравнивают с установленными пороговыми значениями уровней сигналов ключевых элементов.

Изобретение относится к терморегулируемому бортовому оборудованию космического аппарата (КА). Отсек содержит шестиугольную платформу (многослойную панель), на которой с двух сторон размещены тепловыделяющие элементы блоков аппаратуры.

Изобретение относится к СВЧ радиотехнике. Делитель мощности содержит четыре направленных ответвителя на связанных линиях.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано как устройство закрепления оборудования к конструкции корпуса космического аппарата. Регулировочно-соединительное устройство содержит комплект крепежных элементов для шарнирного соединения, шпангоут, на посадочные поверхности которого установлены узлы регулировки.
Изобретение относится к космической технике. В способе определения деформации корпуса КА в полете фиксируют на внутренней поверхности иллюминатора КА в заданном положении фотокамеру, выбирают в качестве реперных точек ориентиры на внешней поверхности КА, попавшие в поле зрения фотокамеры, и фиксируют направления от фотокамеры на реперные точки.

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (искусственных спутников) и средствам его развертывания на орбите. Устройство содержит две идентичные взаимно сбалансированные по массе пары прямолинейно-направляющих механизмов, установленных симметрично в вертикальных параллельных плоскостях.

Изобретение относится к авиации и касается созданий конструкций для летательных аппаратов (ЛА). При изготовлении отсека ЛА в виде оболочки вращения на оправку укладывают разделительный слой из резиноподобного материала со спиральными обоих направлений канавками одинаковой ширины, слоями из высокомодульных нитей вматывают в эти канавки спиральные ребра, затем наматывают обжимающую облицовку из термоусаживающего материала, термообрабатывают, удаляют облицовку, снимают с оправки и удаляют разделительный слой.

Изобретение относится к авиации и касается изготовления конструкций отсеков летательных аппаратов (ЛА). При изготовлении отсека в виде оболочки вращения ячеистой структуры на оправку укладывают разделительный слой из резиноподобного материала с кольцевыми и спиральными канавками, затем слоями из высокомодульных нитей вматывают в эти канавки кольцевые и спиральные ребра, с натяжением наматывают наружную оболочку, термообрабатывают, снимают с оправки и удаляют разделительный слой.

Изобретение относится к космической технике, в частности к конструкции космических аппаратов (КА) для калибровки РЛС. КА содержит корпус с приборным отсеком, двигательную установку, системы ориентации и стабилизации, солнечные батареи.

Изобретение относится к области авиации и космонавтики, в частности к конструкциям летательных аппаратов. Устройство энергоприводной системы реактивного летательного аппарата для реализации автономного перманентного полета с получением энергии из окружающей среды содержит в вершине первого купола открывающиеся эжекторы-воздухозаборники.
Наверх