Авиационный ракетно-космический комплекс, формируемый на базе ракеты космического назначения, адаптируемой из мбр тополь-м, и самолёта-носителя ил-76мф по выведению малых ка на целевые орбиты путём десантирования ркн из самолёта с применением комбинированной транспортно-пусковой платформы и подъёмно-стабилизирующего парашюта



Авиационный ракетно-космический комплекс, формируемый на базе ракеты космического назначения, адаптируемой из мбр тополь-м, и самолёта-носителя ил-76мф по выведению малых ка на целевые орбиты путём десантирования ркн из самолёта с применением комбинированной транспортно-пусковой платформы и подъёмно-стабилизирующего парашюта
Авиационный ракетно-космический комплекс, формируемый на базе ракеты космического назначения, адаптируемой из мбр тополь-м, и самолёта-носителя ил-76мф по выведению малых ка на целевые орбиты путём десантирования ркн из самолёта с применением комбинированной транспортно-пусковой платформы и подъёмно-стабилизирующего парашюта
Авиационный ракетно-космический комплекс, формируемый на базе ракеты космического назначения, адаптируемой из мбр тополь-м, и самолёта-носителя ил-76мф по выведению малых ка на целевые орбиты путём десантирования ркн из самолёта с применением комбинированной транспортно-пусковой платформы и подъёмно-стабилизирующего парашюта
Авиационный ракетно-космический комплекс, формируемый на базе ракеты космического назначения, адаптируемой из мбр тополь-м, и самолёта-носителя ил-76мф по выведению малых ка на целевые орбиты путём десантирования ркн из самолёта с применением комбинированной транспортно-пусковой платформы и подъёмно-стабилизирующего парашюта

Владельцы патента RU 2636447:

Чижухин Владимир Николаевич (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для создания современных, экономически эффективных средств выведения малых космических аппаратов (МКА) массой от 100 кг до 1000 кг на орбиты с высотой Нкр, от 200 км до 1500 км без ограничений по азимутам трасс запуска. Авиационный ракетно-космический комплекс (АРКК) состоит из твердотопливной ракеты космического назначения (РКН) на базе утилизируемой МБР «Тополь-М» и штатного военно-транспортного самолета-носителя (СН) ИЛ-76МФ. Для десантирования РКН с облегченной транспортно-пусковой платформы применятся комплекс парашютных систем на базе подъемно-стабилизирующего парашюта. Изобретение обеспечивает оптимальные массово-габаритные параметры ракетного сегмента, с сохранением штатных условий эксплуатации РКН и СН. 4 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для создания современных, экономически эффективных средств выведения малых космических аппаратов (МКА) массой до 1000 кг на орбиты с высотой Нкр до 1500 км без ограничений по азимутам трасс запуска.

Экономическая эффективность по стоимости запуска МКА обеспечивается:

- наличием задела МБР «ТОПОЛЬ-М» из программы утилизации МБР МО РФ;

- применением в качестве самолета-носителя (СН) штатного транспортно-десантного самолет ИЛ-76МФ и простой в эксплуатации твердотопливной ракеты, по сравнению с РКН на ЖРД;

- уменьшением статьи затрат на услуги наземного центра управления запуска МКА, так как МБР «ТОПОЛЬ-М» имеет в своем составе автономную систему управления пуском, размещаемой на борту СН.

- располагаемым энергетическим потенциалом МБР при использовании ее как ракеты космического назначения (РКН) с высотой старта на уровне 9-12 км.

Из действующих аналогов следует отметить авиационно-космическую систему "Пегас" с выведением МКА массой до 450 кг, разработанную в США. Из проектируемых аналогичных систем по выведению МКА следует отметить Проект "Бурлак-Диана" (журнал "Aviation Week and Space Technol", 11.01.99, стр. 444, USA) и проект германской фирмы Даймлер - Бенц Аэроспейс П.Г. (патент РФ N 2120398, МКИ В64G 1/14), использующих крылатую ракету-носитель, подвешиваемую снизу под фюзеляжем или крылом самолета-носителя.

Недостатками этих проектов являются ограничения по диаметру ракеты-носителя, определяемые располагаемыми размерами между нижней поверхностью самолета и взлетной полосой, а также необходимость создания на ракете-носителе аэродинамических поверхностей для осуществления маневра набора высоты после горизонтального отделения от самолета-носителя, усложняют систему управления из-за необходимости управлять как на участке аэродинамического полета с использованием крыла, так и на участке реактивного полета.

Наиболее близким к заявляемому авиационному ракетно-космическому комплексу (АРКК) является проект авиационно-космической системы (АКС) (патент RU 2160215 от 29.07.1999). АКС включает в себя СН - АН-124-100 РУСЛАН и ракету-носитель (РН) на ЖРД. Ракета размещена в транспортно-пусковом контейнере с теплоизоляцией. Контейнер установлен внутри фюзеляжа самолета-носителя, а между его глухим торцом и торцом ракеты образована пневмокамера. В камере расположены устройства заправки ракеты топливом и рабочими телами, элементы дренажа, подпитки двигателей топливом, электрические связи. Все упомянутые средства разъемно подсоединены к торцу ракеты. Контейнер также снабжен устройством пневматического десантирования в виде источника высокого давления, соединенного с пневмокамерой. Свободный торец контейнера герметично соединен по периметру с отверстием фюзеляжа самолета для выхода ракеты-носителя. Изобретение позволяет обеспечить необходимую грузоподъемность, снизить стоимость выведения полезной нагрузки с требуемой безопасностью (в том числе экологической) системы и экипажа.

Как недостаток данной АКС следует отметить повышенные массово-габаритные характеристики ракетного сегмента с увеличенными нагрузками на фюзеляж СН в момент «минометного старта» РН с массой до 1/3 от массы СН и сложность равномерной передачи этой нагрузки на планер СН от пускового контейнера. Необходимость в наличии сложного заправочного комплекса для заправки десятков тонн компонентов топлива в горизонтально лежащую РН с последующей закаткой заправленной тонкостенной РН в горизонтально лежащий контейнер. Необходимость увеличения толщины стенок баков и их подкрепления усиленными шпангоутами для сохранения необходимой жесткости корпуса РН при восприятии поперечных многотонных нагрузок на взлете и посадке СН с РН на борту после возможных неполадок, препятствующих нормальному старту РН. Также следует отметить, как недостаток, дополнительные расходы, связанные с услугами наземного центра управления РН при подготовке и проведении пуска с борта СН.

Заявляемый АРКК не имеет указанных недостатков из-за благоприятного сочетания весогабаритных и энергетических параметров твердотопливной МБР «ТОПОЛЬ-М» и самолета-носителя (СН) ИЛ-76МФ, с реализацией нового метода десантирования с применением подъемно-стабилизирующего парашюта (ПСП) (патент РФ №2549923 от 07.02.2013 г.). СН ИЛ-7МФ обеспечивает свободное размещение в штатной герметичной грузовой кабине облегченного ракетного сегмента и возможность использования МБР в качестве ракеты-носителя для запуска МКА путем реализации воздушного старта РКН с самолета-носителя. Тактико-технические параметры этого СН позволяют реализовать в режиме «частичной весомости» воздушный старт РКН такого класса, размещенной на комбинированной транспортно-пусковой платформе (ТПП) с комплексом парашютных и обеспечивающих систем.

Применение в качестве РКН для АРКК базовой ракеты на твердом топливе (МБР «ТОПОЛЬ-М») обеспечивает сохранение достигнутых показателей надежности и высокоэффективные эксплуатационные характеристики авиационного ракетно-космического комплекса в целом.

Данная технология формирования АРКК позволяет реализовать создание аэромобильного и эффективного, в диапазоне целевых орбит МКА, ракетно-космического комплекса, без ограничений по реализуемым трассам запуска от полярных до экваториальных диапазонов орбит.

Создание АРКК характеризуется следующими параметрами.

МБР « ТОПОЛЬ-М» воздушного базирования на СН ИЛ-76МФ.

Масса ракетного сегмента на борту СН ≈50 т

Масса РКН =43 т

Масса комбинированной транспортно-пусковой платформы со стационарным и десантируемым сегментами и комплексом парашютных систем =5 т

Масса автоматизированной системы управления десантированием и пуском =2 т.

Масса десантируемого груза =45 т

Длина РКН ≈20,5 м. Длина транспортно-пусковой платформы =22 м.

Максимальный диаметр РН ≈1,86 м (по 1 ступени, при длине 8,04 м). Диаметр 2 ст. =1,61 м.

Масса выводимого РКН «ТОПОЛЬ-М» АРКК полезного груза на орбиту Нкр≈200 км с наклонением i≈90° составляет Gпг≈0,51 т; для Нкр=200 км с экваториальным наклонением 0° составляет Gпг=1.03 т.

Дальность полета СН при нагрузке 50 т =5200 км, что обеспечивает все азимутальные запуски с территориальных аэродромов РФ.

Самолет-носитель имеет следующие тактико-технические характеристики.

ИЛ-76-МФ

Максимальная масса транспортируемого полезного груза ≈60 т

Габаритные грузовой кабины фюзеляжа: длина - 31,14 м, диаметр - 3,4 м

Дальность полета при нагрузке 52 тонны - 5000 км

Высота полета - 12100 м

Штатная высота десантирования техники (в горизонтальном полете) - до 6000 м. Обеспечение десантирования грузов массой до 50 т в режиме «частичной весомости» с применением транспортно-пусковой платформы и комплекса ПСП реализуемо в диапазоне высот от 8000 м до 11000 м.

Сертификация СН: транспортно-десантная.

Общий вид АРКК, размещение МБР на ТПП внутри СН, схема десантирования МБР и таблица значений поперечных перегрузок при различных режимах десантирования поясняются чертежами.

На фиг. 1 приведены расчетные данные целевых орбит и масс МКА -2, обеспечиваемых комплексом АРКК, состоящим из МБР -1 с МКА - 2 и СН-3 (изображены в масштабе).

На фиг. 2 приведены массы отдельных частей АРКК и общий вид в разрезе СН-1 с МБР - 2, МКА - 3, пункт управления пуском - 4 с борта СН, комбинированной ТПП, состоящей из неподвижной части - 5 с подвижным ложементом - 6, на котором закреплен комплекс вытяжной - 7.1 и подъемно-стабилизирующей ПС - 7.2 с соединительными звеньями 8.

На фиг. 3 показана расчетная схема десантирования МБР - 1 с МКА - 2 на подвижном ложементе - 6 вытяжной ПС - 7.1 из СН - 3 и подъем МБР -1 с МКА-2 на ложементе - 6 на ПТП - 7.2 по траектории - 9 до вершины - 10 с временными отметками, отцепки ложемента - 6 и увода его ПТП - 7.2 от МБР - 1 с МКА-2 и момента включения двигателя МБР-1. Также показаны оси по высоте и горизонту с положениями СН - 3 в момент выброса и через 5 с в режиме «частичной весомости» (движение СН по параболе) для варианта 4 таблицы.

На фиг. 4 приведена таблица с расчетными величинами элементов траектории центра масс МБР-1 с МКА - 2 на ложементе - 6 с ПТП-7.2 относительно центра масс горизонтально летящего СН - 3 при четырех различных значениях двух параметров десантирования.

Работа комплекса АРКК заключается в следующей последовательности основных операций. Закатка закрепленной на комбинированной ТПП - (5, 6, 7.1, 7.2, 8) МБР - 1 с МКА - 2 в СН - 3. Закрепление неподвижной части ТПП - 5 к полу грузового салона СН - 3 и подсоединение разъемов эл. кабелей МБР-1 к автономному пульту управления пуском - 4. При наборе СН - 3 - необходимых значений параметров десантирования и перехода в режим «частичной весомости» открываются створки грузового люка СН-3 и по штатной схеме вводится в поток вытяжная ПС-7.1. В момент страгивания ложемента - 6 происходит рассоединение разъемов эл. кабелей управления пульта - 4 и передача управления полетом бортовой ЭВМ МБР-1 с заранее установленным временем задержки запуска ее РДТТ. Далее, в момент полного выхода подвижного ложемента - 6 с МБР - 1 и МКА - 2 из СН - 3 происходит перецепка штатным устройством ложемента - 6 вытяжной ПС - 7.1 на ввод ПТП -7.2 и его наполнение. ПТП -7.2 производит гашение горизонтальной составляющей полета ложемента - 6 с МБР-1 и МКА-2 с одновременным набором высоты по траектории - 9. Вблизи вершины - 10 траектории - 9 по команде бортовой ЭВМ МБР - 1 производится отстрел половины разъемных соединений и сход ложемента - 6 за счет тяги ПТП-7.2 с корпуса МБР-1 и МКА - 2. Затем бортовая ЭВМ производит запуск РДТТ МБР - 1 и дальнейшее управление полетом МБР - 1 по выводу МКА - 2 на целевую орбиту. К моменту запуска РДТТ МБР - 2 СН - 3 (даже при горизонтальном полете) уходит на вполне безопасное расстояние. Спуск и приземление ложемента - 6 производится на ПТП-7.2.

В случае возникновения какой-либо нештатной ситуации в управлении автономным пультом 4 подготовки МБР-2 к десантированию и старту во время набора высоты СН-3 производится прекращение полета СН и его обычная посадка в штатном режиме, абсолютно безопасном для экипажа.

Таким образом, из описанной последовательности основных операций работы АРКК видно, что она выполняется существенно проще и легче по сравнению с прототипом РКН на ЖРД за счет отсутствия десятков тонн жидких огнеопасных компонентов.

Десантирование МБР-1 из СН производится по отработанной штатной схеме с комбинированной ТПП и применением вытяжной серийной парашютной системы.

Авиационный ракетно-космический комплекс (АРКК) по выведению малых КА весом до 1000 кг на орбиты с высотой до 1500 км на базе РКН с ЖРД, десантируемой из фюзеляжа СН АН-124-100 с применением «минометного» старта из транспортно-пускового контейнера, отличающийся тем, что с целью исключения из состава ракетного сегмента на борту СН сложных технических систем обслуживания РКН, размещенных в транспортно-пусковом контейнере с комплексом «минометного» десантирования РКН, для формирования АРКК применяется твердотопливная РКН на базе утилизируемой МБР «Тополь-М» и штатный военно-транспортный СН ИЛ-76МФ, благоприятное сочетание весогабаритных и энергетических параметров которых обеспечивает реализацию подготовки к запуску и десантирование РКН с облегченной транспортно-пусковой платформы с применением комплекса парашютных систем на базе подъемно-стабилизирующего парашюта, обеспечивающих оптимальные массово-габаритные параметры ракетного сегмента, с сохранением штатных условий эксплуатации РКН и СН и необходимых начальных условий безопасного проведения режима десантирования для экипажа самолета при последующем запуске двигателя первой ступени РКН.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космическим аппаратам (КА) для научных исследований физических явлений и отработки различных систем и элементов КА на орбите ИСЗ и при спуске в атмосфере.

Использование: в области электротехники в системах электроснабжения (СЭС) космических аппаратов (КА). Технический результат - обеспечение штатного отключения сеансной нагрузки при нештатной ситуации.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к транспортно-пусковым контейнерам (ТПК). В ТПК для запуска малых космических аппаратов, выполненном в виде корпуса с четырьмя боковыми стенками, из которых две противоположные стенки имеют направляющие, задней стенкой, переходной рамкой и поворотной крышкой.

Изобретение относится, главным образом, к конструкции высокоскоростных двухступенчатых ракет. Первой ступенью может служить носовой обтекатель, а второй – остальная часть ракеты.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции двигательных установок (ДУ) космического назначения. ДУ состоит из топливных баков с газовой и топливной горловинами, системы подачи топлива, системы исполнительных органов, включающей, как минимум, отклоняющие двигатели со смесительной головкой и двигатели стабилизации и ориентации.
Изобретение относится к области обеспечения долговременного устойчивого развития космической деятельности и может быть использовано для предупреждения столкновений космического аппарата с преднамеренно сближающимся активным объектом.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Способ управления движением ракеты космического назначения при выведении космических объектов на орбиту заключается в том, что в заданные моменты времени определяют текущее положение ракеты космического назначения с помощью навигационной системы, прогнозируют с помощью бортовой цифровой вычислительной машины оставшуюся траекторию полета с прежним управлением и определяют выполнимость условия обеспечения с заданной точностью терминальных условий полета и, при невыполнимости этих условий, выбирают новое управление и реализуют его с помощью исполнительных органов до следующего, заданного момента времени полета, кроме того, выбирают новые терминальные условия, находящиеся в области достижимости ракеты космического назначения, и новое управление движением ракеты космического назначения и реализуют его с помощью исполнительных органов до следующего, заданного момента времени полета.

Изобретение относится к ракетной технике и может найти применение в конструкциях систем разделения объектов летательных аппаратов (ЛА), где требуется снижение ударных нагрузок и импульса от действия средства разделения на точность выведения конечных ступеней объекта, в частности в заднем узле крепления разгонных блоков крылатых ракет.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к способам доставки полезного груза - комплекса научной аппаратуры к небесным телам (планетам, астероидам, кометам и др.) для их исследования и пенетраторам - устройствам с полезным грузом, отделяемым от основного космического аппарата и представляющим собой ударный проникающий зонд, внедряющийся в грунт небесного тела для исследования его параметров и параметров его грунта.

Изобретение относится к многосредным транспортным средствам и может применяться, в частности, для исследований в ближнем и дальнем космосе. Аквааэрокосмический летательный аппарат включает в себя корпус в виде двояковыпуклой линзы, накрытой снизу и сверху полусферами титановых обтекателей.
Изобретение относится к области медицины, а именно к урологии, андрологии и сексопатологии. Для лечения эректильной дисфункции ежедневно однократно в течение 10-12 минут проводят гравитационное воздействие на пациента в направлении голова-нижние конечности. Скорость вращения при первых двух сеансах составляет 32 оборота в минуту. С каждым последующим сеансом скорость вращения увеличивают на один оборот, доводя ее до 36 оборотов в минуту и сохраняя до окончания курса лечения. Мощность мышечной нагрузки постепенно увеличивают индивидуально от 10 до 50 Вт к концу курса лечения. Общий курс лечения составляет 10-15 дней. Способ повышает эффективность лечения больных с эректильной дисфункцией за счет гравитационного воздействия в совокупности с активной мышечной работой нижних конечностей, улучшающих кровоснабжение, микроциркуляцию и трофику тканей. 2 пр.

Изобретение относится к космической технике. В стартовой системе для космических летательных аппаратов старт летательного аппарата, закрепленного на стартовой платформе с электродвигателем, осуществляется из горизонтального положения. Разгонный импульс летательный аппарат получает при движении по направляющей конструкции, имеющей нисходящую и восходящую ветви с радиусами кривизны, обеспечивающими допустимые уровни перегрузок. Направляющая конструкция может содержать прямолинейные участки, располагаться в тоннелях и эстакадах. Стартовая платформа может состоять из двух секций – верхней и нижней. Нижняя секция оборудована электродвигателем, а верхняя секция имеет самолетную конструкцию и имеет складные крылья. Техническим результатом изобретения является экономия топлива на начальном этапе полета космического летательного аппарата. 23 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для освобождения отделяемых в процессе эксплуатации и многоразовой отработки силовых крупногабаритных агрегатов, например головных обтекателей, отсеков и ступеней ракет-носителей, подвесных баков летательных аппаратов, космических аппаратов и других полезных нагрузок (ПН). В способе отделения полезной нагрузки применяют подбор пружинных толкателей с различной энергией, при этом пружинные толкатели с максимальной и минимальной энергией располагают диаметрально противоположно друг другу, определяют смещение энергии пружин толкателей и радиус смещения энергии пружин толкателей относительно геометрического центра масс. С целью исключения закручивания ПН относительно продольной оси продольные толкатели располагают попеременно с правой и левой навивкой. Техническим результатом изобретения является обеспечение отделения ПН с заданной линейной скоростью и исключение закручивания ПН относительно продольной оси. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Ракетный разгонный блок содержит криогенный бак окислителя с дополнительными придонными перегородками, заборным устройством, штангой датчика уровня криогенного топлива, маршевый двигатель. Криогенный бак окислителя снабжен каплеотражателем, состоящим из внутреннего усеченного конуса с дном в малом основании, при этом большее основание его обращено к верхнему днищу криогенного бака окислителя, и внешнего усеченного конуса, большее основание которого обращено к нижнему днищу криогенного бака окислителя, причем меньшим основанием внешний усеченный конус плавно сопряжен с большим основанием внутреннего усеченного конуса, в сопряжении внутреннего усеченного конуса с внешним усеченным конусом выполнены отверстия, равномерно распределенные по окружности сопряжения. В дне внутреннего усеченного конуса каплеотражателя выполнено центральное отверстие, через которое проходит штанга датчика уровня криогенного топлива. Каплеотражатель закреплен на штанге датчика уровня криогенного топлива над дополнительными придонными перегородками. Техническим результатом изобретения является обеспечение надежного запуска маршевого двигателя разгонного блока и последующей его работы. 2 ил.

Изобретение относится к методам наблюдения планеты из космоса и обработки результатов этого наблюдения. Способ включает регистрацию на снимке кольцевых волн, одновременно с которыми регистрируют часть суши, выбирая и идентифицируя на ней не менее четырех характерных объектов, не лежащих на одной прямой. Затем производят ортотрансформирование снимка (преобразование изображения от центральной к ортогональной проекции). Фиксируют на полученном снимке (ортофотоплане) не менее трех точек, лежащих на изображении кольцевой волны, и определяют по этому снимку координаты данных точек. Координаты источника кольцевых волн определяют по конечным формулам, полученным с использованием геометрических свойств ортофотоплана. Технический результат изобретения заключается в повышении оперативности, надежности и точности определения координат источника кольцевых волн на водной поверхности при неизвестной заранее ориентации съемочной системы. 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Ракетный разгонный блок содержит криогенный бак окислителя с основными продольными перегородками, дополнительными придонными перегородками и заборным устройством, маршевый двигатель и дополнительную автономную двигательную установку системы ориентации и обеспечения запуска. Криогенный бак окислителя снабжен демпфирующей горизонтальной кольцевой перегородкой, размещенной с зазором по отношению к оболочке криогенного бака окислителя. Демпфирующая горизонтальная кольцевая перегородка выполнена в виде секторов, каждый из которых закреплен к соответствующим основным продольным перегородкам. Каждый сектор имеет отбортовку в сторону нижнего днища криогенного бака окислителя. Криогенный бак окислителя снабжен придонной сетчатой перегородкой, размещенной между дополнительными придонными перегородками и заборным устройством. Техническим результатом изобретения является обеспечение надежного запуска маршевого двигателя разгонного блока. 4 ил.

Группа изобретений относится преимущественно к внешнему оборудованию спутников (солнечным батареям, антеннам и т.п.). Устройство содержит упруго трансформируемые ленты («рулетки») (31а, 31b, 31c), согнутые U–образно и закрепленные на гибкой плёнке или полотне (30). Выдвижение и уборка рулеток производятся с помощью ротора (33), установленного в статоре (32). Первый конец (16) первой ветви рулетки (31) жестко связан с первым креплением (36), которое может быть неподвижно соединено со статором (32). Второй конец (17), пропущенный через прижимные (фасонные) губки, намотан на ротор (33). При размотке с ротора рулетка самопроизвольно (упруго) переходит в рабочее состояние. Технический результат состоит в создании малогабаритного, простого в работе, оптимально сопрягаемого с развёртываемой конструкцией устройства, обеспечивающего необходимую жесткость и устойчивость конструкции в рабочем положении. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 16 ил.

Группа изобретений относится к построению и управлению космическими аппаратами на орбитах ИСЗ. Система включает в себя орбитальную станцию, целевые (ЦМ) и обеспечивающие модули на компланарных орбитах. ЦМ имеют в своем составе многоразовые возвращаемые аппараты (МВА) крылатой схемы. В МВА размещены отсеки с целевой аппаратурой, используемые многократно бортовые системы модуля и ракеты-носителя и др. необходимые системы. Предусмотрен пилотируемый транспортно-целевой модуль с пилотируемым МВА. Модули системы выводятся на рабочие орбиты и управляются на них системами управления МВА с корректировкой программы наземными средствами. По завершении жизненного цикла элементов системы они переводятся на траекторию спуска в зону захоронения в Мировом океане. МВА совершают самолетную посадку на выбранный аэродром и, после прохождения регламента, используются повторно. Техническим результатом группы изобретений является создание с минимальными затратами и экологическим ущербом многоцелевой перестраиваемой орбитальной системы на компланарных орбитах. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к вероятностным (т.е. без стабилизации структуры) спутниковым системам наблюдения Земли, c охватом её обширных регионов. Спутники системы, находящиеся на круговых орбитах, оснащены сканирующей широкоугольной оптико-электронной системой ИК-диапазона с линейным фотоприемным устройством для обнаружения очага лесного пожара. На спутниках также имеется следящая оптико-электронная ИК-система, перенацеливаемая по целеуказаниям от сканирующей системы. Данная следящая система выполнена широкоугольной (с ИК-объективом типа «рыбий глаз») и с несколькими матричными фотоприемными устройствами для обнаружения и определения параметров очага лесного пожара, а также формирования сигнала предупреждения о нём. Технический результат изобретения направлен на расширение функциональных возможностей системы, снижение массо-габаритных характеристик спутников системы и уменьшения затрат на её создание и эксплуатацию. 3 ил.

Изобретение относится к приводам для разворота оборудования относительно корпуса космического аппарата (КА). Привод для разворота оборудования на космическом носителе, не создающий реактивного момента, включает в свой состав двигатель привода, статор которого укреплен на корпусе космического носителя, а ротор связан с разворачиваемым оборудованием, систему управления двигателем и маховик-компенсатор реактивного момента. Крепление статора двигателя привода к корпусу носителя осуществляется посредством подшипников таким образом, чтобы статор под действием реактивного момента мог свободно вращаться вокруг оси вращения ротора. Управляющий электрический ток подается на обмотки двигателя через скользящие токоподводы. Статор двигателя может быть либо непосредственно, либо через редуктор связан с маховиком-компенсатором реактивного момента. Техническим результатом изобретения является обеспечение отсутствия приводного реактивного момента, возмущающего космический носитель. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2016-02-04 2017-11-30T11:48:00
Наверх