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.

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

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

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

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

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

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

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.

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.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2016-05-27 2016-05-27T08:37:35
Наверх