Летательный аппарат

Авторы патента:

B64G1/00 - Космические летательные аппараты

Владельцы патента RU 2650319:

Часовской Александр Абромович (RU)

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА). ЛА содержит корпус с реактивным двигателем и цилиндром, размещенный в цилиндре поршень, углубление в корпусе, где размещен взаимодействующий с поршнем механический амортизатор, амортизационный упор в конце цилиндра, цилиндрический соленоид в конце углубления в корпусе, блок электропитания соленоидов внутри корпуса, выдающий электрические импульсы для втягивания поршня внутрь соленоида до начала амортизации и отталкивания поршня с корпусом после амортизации. В ЛА используется блок попеременного электропитания двух соленоидов, а также второй соленоид, размещенный позади первого без касания, обеспечивающий втягивание поршня внутрь второго соленоида после окончания импульсов, подаваемых на первый соленоид. Техническим результатом изобретения является уменьшение расхода топлива. 1 ил.

Изобретение относится к области воздушно-космической техники и может быть использовано при полетах в атмосфере и в космосе. Известен летательный аппарат, изложенный в патенте №2451630, автор Часовской А.А. В нем начальное движение осуществляется с помощью реактивного двигателя, который может быть жестко связан с оконечностью корпуса, а блок электропитания соленоидом внутри корпуса представляет из себя аккумуляторную, солнечную или термоядерную батарею и может выдавать электрические импульсы в цилиндрический соленоид, размещенный в углублении корпуса. В результате осуществляется возвратно-поступательное движение. Движение осуществляется благодаря наличию механического амортизатора. Поршень также движется внутри цилиндра, жестко связанного с корпусом. В конце цилиндра имеется амортизационный упор. В момент наличия импульса поршень втягивается в механический амортизатор, а после прекращения импульса поршень отталкивается в обратном направлении, а корпус в прямом и осуществляется амортизация. После отталкивания поршня вновь поступает импульс с блока электропитания в соленоид, после чего прекращается движение поршня в обратную сторону и он снова за счет электромагнитного притяжения втягивается в механический амортизатор и повторяются вышеупомянутые отталкивания, где скорость корпуса в конце отталкивания будет превышать скорость до отталкивания и обеспечится постоянное ускорение. Однако ускорение аппарата не всегда достаточно.

Известен летательный аппарат, изложенный в патенте автора №2600259, бюл. №29 от 20.10.2016 г. В нем в отличие от вышеупомянутого обеспечивается увеличение ускорения за счет обеспечения равенства частоты импульсов с блока электропитания, частоте порций топлива, поступающих в моменты начала движения поршня внутри соленоида. Однако требуется дополнительный расход топлива. С помощью предлагаемого устройства не требуется дополнительного расхода топлива без уменьшения ускорения. Достигается это использованием блока попеременного электропитания двух соленоидов, а также введением второго цилиндрического соленоида, размещенного позади первого без касания последнего и имеющего первый и второй входы, соединенные с третьим и четвертым выходами блока попеременного электропитания двух соленоидов для обеспечения втягивания поршня внутрь второго соленоида после окончания импульсов в первый соленоид и втягивания поршня внутрь первого соленоида после окончания импульсов во второй соленоиде.

На фиг. 1 и в тексте приняты следующие обозначения:

1 - корпус

2 - блок попеременного электропитания двух соленоидов

3 - углубление в корпусе

4 - механический амортизатор

5 - цилиндрический соленоид

6 - поршень

7 - цилиндр

8 - цилиндрический соленоид

9 - амортизационный упор

10 - реактивный двигатель

При этом жестко связан корпус 1 с реактивным двигателем 10 позади и с цилиндром 7, размещенный в цилиндре 7 поршень 6 с взаимодействующим с этим поршнем механическим амортизатором 4, амортизационный упор 9 позади поршня 6, внутри цилиндрического соленоида 5, имеющего первый и второй входы, соответственно соединенные с первым и вторым выходом блока попеременного электропитания двух соленоидов 2, имеющего третий и четвертый выход соответственно соединенные с первым и вторым входом цилиндрического соленоида 8 позади цилиндрического соленоида 5, не касаясь его, внутри углубления в корпусе 3.

Работа устройства осуществляется следующим образом. Начальное движение аппарата осуществляется с помощью реактивного двигателя 10, который может быть и твердотопливным, жестко связанного с оконечностью корпуса 1. Блок попеременного электропитания двух соленоидов 2 внутри корпуса 1 представляет из себя аккумуляторную, солнечную или термоядерную батарею и может выдавать попеременно электрические импульсы с первого и второго своего выхода на первый и второй вход цилиндрического соленоида 5 и с третьего и четвертого своего выхода на первый и второй вход цилиндрического соленоида 8, размещенного позади цилиндрического соленоида 5 и не касающегося его. Соленоиды размещены в углублении корпуса 3. В результате осуществляется возвратно-поступательное движение поршня 6 внутри цилиндра 7, размещенного внутри соленоидов 5 и 8. Как уже отмечалось, импульсы выдаются попеременно, то есть после окончания импульса в соленоид 5 начинает поступать импульс в соленоид 8. Таким образом, обеспечивается втягивание поршня 6 то в один, то в другой соленоид, причем когда в один соленоид он втягивается, то от другого отталкивается и увеличивается отталкивание корпуса 1, а следовательно, и ускорение. Обеспечивается также торможение и при выходе поршня 6 из соленоида 8 при движении его в обратную сторону еще до поступления очередного импульса в соленоид 5, что исключает отталкивание поршня 6 от амортизационного упора 9. Скорость в конце отталкивания всегда будет превышать скорость до начала отталкивания. При этом старт может осуществляться с помощью катапульты или с другого движущегося объекта. Для прекращения ускорения блок 2 прекращает попеременную выдачу импульса. Для осуществления торможения аппарат может развернуться на 180 градусов и повторить вышеупомянутые действия. Для обеспечения постоянства ускорения импульсы с блока 2 могут выдаваться пачками. Время интервала между пачками равно времени установки равномерного движения. Предлагаемое устройство может быть использовано для увеличения дальности полета и уменьшения времени движения летательных средств.

Летательный аппарат, содержащий: жестко связанные корпус, с реактивным двигателем позади и с цилиндром, размещенный в цилиндре поршень, углубление в корпусе, где размещен взаимодействующий с поршнем механический амортизатор, амортизационный упор в конце цилиндра, цилиндрический соленоид в конце углубления в корпусе, блок электропитания соленоидов внутри корпуса, имеющий первый и второй выходы, соответственно соединенные с первым и вторым входом цилиндрического соленоида, и выдающий электрические импульсы для втягивания поршня внутрь соленоида до начала амортизации и отталкивания поршня и корпуса после амортизации, отличающийся использованием блока попеременного электропитания двух соленоидов, а также введением второго цилиндрического соленоида, размещенного позади первого без касания последнего и имеющего первый и второй входы, соединенные с третьим и четвертым выходами блока попеременного электропитания двух соленоидов для обеспечения втягивания поршня внутрь второго соленоида после окончания импульсов в первый соленоид и втягивания поршня внутрь первого соленоида после окончания импульсов во втором соленоиде.

Изобретение относится к электротехническому оборудованию систем ориентации и стабилизации космических аппаратов (ИСЗ). Электромеханический исполнительный орган (ЭМИО) содержит маховик (1) с ротором (2) обращенного электродвигателя явнополюсного («когтевого») типа, имеющего статор (6) с трехфазной обмоткой (7).

Двигательный модуль космического летательного аппарата // 2649539

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции двигательных модулей. Двигательный модуль космического летательного аппарата (КЛА) состоит минимум из двух шпангоутов и трех баков для топлива с верхними полюсными элементами, соединенными с верхним шпангоутом, и нижними полюсными элементами, являющимися опорами всего двигательного модуля, взаимодействующими с соответствующими опорами КЛА, минимум одного баллона высокого давления, ракетных двигателей и агрегатов управления.

Узел разделения отсеков летательного аппарата // 2649433

Изобретение относится к устройствам разделения отсеков летательных аппаратов (ЛА). Узел разделения отсеков ЛА включает силовые элементы отсеков, соединяющий их болт, упорный элемент в посадочном месте хвостовой части тела болта со стороны его боковой поверхности, и сдвигаемый ограничитель положения упорного элемента, сообщенный с источником газа избыточного давления.

Способ разгрузки управляющих двигателей-маховиков космического аппарата // 2648906

Изобретение относится к управлению относительным движением космического аппарата (КА). Разгрузка управляющих двигателей-маховиков (ДМ) в выбранном канале ориентации осуществляется по двухконтурной схеме.

Механизм герметизации стыка стыковочного агрегата космического корабля // 2648662

Изобретение относится к стыковочным устройствам космических аппаратов. Механизм герметизации стыка стыковочного агрегата космического корабля содержит стыковочный шпангоут с равномерно распределенными по периметру стыка системами замков, электроприводы, торцевое уплотнение на стыковочной поверхности шпангоута.

Система захолаживания криогенных контуров // 2648481

Изобретение относится к системе захолаживания и продувки контуров криогенного ракетного топлива летательного аппарата. Объектом изобретения является устройство захолаживания оборудования (6, 7, 8) криогенных контуров летательного аппарата во время полета, содержащее средства забора воздуха снаружи летательного аппарата, средства извлечения азота из этого воздуха при помощи сепаратора азота типа OBIGGS (3) и средства (4, 5) распределения этого азота вокруг указанных компонентов.

Способ электрических проверок космического аппарата // 2647808

Изобретение относится к способу электрических проверок космического аппарата (КА). Для электрической проверки производят включение и выключение КА, подключение и отключение наземных имитаторов бортовых источников электропитания, автоматизированную выдачу команд управления, допусковое телеизмерение и контроль параметров бортовой вычислительной системы, контроль сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формирование директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формирование протокола испытаний, отображение текущего состояния процесса испытаний.

Способ электрических проверок космического аппарата // 2647806

Изобретение относится к наземным электрическим проверкам космических аппаратов (КА) при их изготовлении. В процессе проверок КА (1) используют: имитаторы ИБС (2) солнечных и имитаторы ИАБ (3) аккумуляторных батарей.

Способ сборки космического аппарата // 2647404

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических аппаратов (КА) различного назначения. В способе сборки КА на оснастку в форме трубы устанавливают опорные панели в плоскостях XOY, на опорные панели устанавливают с закреплением приборные панели, монтируют опорные панели жесткости в плоскости XOZ к приборным панелям, монтируют панель астроплаты в плоскости ZOY к оснастке, приборным панелям и опорным панелям жесткости.

Способ территориального размещения мобильных командно-измерительных приёмопередающих станций // 2647166

Изобретение относится к способу территориального размещения мобильных командно-измерительных приёмо-передающих станций (мобильных станций). Для реализации способа определяют текущее положение мобильных станций и космических аппаратов, проводящих дистанционное зондирование заданного района Земли с помощью измерительных средств, прогнозируют траектории и рассчитывают трассы полета космических аппаратов с помощью вычислительных средств, определяют геометрический центр зондируемого района и антиподную точку на поверхности Земли с учетом ее угловой скорости вращения, периодов обращения космических аппаратов и ограничений по размещению мобильных станций, определяют место размещения мобильных станций и в соответствии с ними осуществляют их перемещение.

Космический аппарат дистанционного зондирования земли микрокласса // 2651309

Изобретение относится к космическим аппаратам (КА), создаваемым на базе CubeSat. КА содержит корпус в форме параллелепипеда, состоящий из боковых панелей (18а,…18г), закрепленных на шпангоуте (17) служебной аппаратуры в виде фрезерованной плиты. На боковых и верхней (-Z) панелях, а также на крышке камеры, со стороны нижней панели (+Z), установлены солнечные батареи (условно сняты, как и панели +Y и -Y). На плите (17) смонтированы: блок питания и управления (15), антенны УКВ-диапазона (4а, 4б), передатчик Ка-диапазона (14), гироскоп и звёздные датчики (не видны). Под плитой (17) закреплены: посредством шпангоута (16) оптико-электронная система (9), двигатели-маховики (не видны) и др. элементы. На верхней панели (19) установлены GPS-антенна (5) и антенны УКВ-приемопередатчика. Угловые ребра в стыках боковых панелей играют роль опорных направляющих (8) при взаимодействии КА с транспортно-пусковым контейнером. Технический результат заключается в миниатюризации конструкции и бортовых систем до габаритов спутника CubeSat с форм-фактором 16U при выполнении КА своей целевой задачи, что приводит к упрощению и ускорению процесса изготовления, испытаний и монтажа КА. 8 з.п. ф-лы, 7 ил.

Система контроля температур топливного бака окислителя ракеты космического назначения "союз-2" // 2651554

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройствам обеспечения непрерывного контроля температуры заправленного окислителя в топливном баке ракеты космического назначения (РКН) «Союз-2». Система контроля температур топливного бака окислителя снабжена системой температурных датчиков. Датчики контроля температуры расположены непосредственно на датчиках системы управления расходом топлива (СУРТ) в топливном баке окислителя. Количество температурных датчиков, устанавливаемых в топливный бак окислителя каждой ступени РКН, зависит от длины бака, требуемой точности измерения и с возможностью резервирования при заданной вероятности отказа. Техническим результатом изобретения является обеспечение непрерывного контроля фактической температуры окислителя в топливном баке окислителя и, как следствие, оценки возможности успешного выполнения задачи РКН, а также накопления статистической информации об изменении температур окислителя в процессе эксплуатации. 1 ил.

Система отделения отсека летательного аппарата // 2651780

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике и может быть использовано для отделения отсека летательного аппарата (ЛА). Система отделения отсека ЛА содержит устройство крепления отсека к ЛА по стыковочным шпангоутам, выполненное с возможностью расфиксации крепления, и устройство отделения, установленное на ЛА и снабженное толкателем. Толкатель контактирует с упорным элементом отсека. На стыковочном шпангоуте отсека выполнен посадочный пояс для стыковочного шпангоута ЛА. В состав устройства отделения введена охватывающая его оболочка с закрепленными на ней передним и задним фланцем. Передним фланцем оболочка закреплена на торце толкателя, задним фланцем установлена в центральном отверстии стыковочного шпангоута отсека с возможностью упора в торец посадочного пояса, являющийся упорным элементом отсека. Техническим результатом изобретения является повышение надежности отделения отсека ЛА. 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Устройство управления для ракеты // 2652356

Траектория полета двухступенчатой ракеты (1) периодически прогнозируется в течение полета, и прогнозируемая точка падения, когда блок (11) первой ступени ракеты или обтекатель (15) отделяется и отбрасывается от второй ступени (13) ракеты, периодически прогнозируется в каждой промежуточной запланированной точке на прогнозируемой траектории полета. До тех пор, пока существует промежуточная запланированная точка, такая, что обе прогнозируемые точки падения блока (11) первой ступени ракеты или обтекателя (15) находятся в пределах безопасной области, процесс периодически выполняется для того, чтобы назначить промежуточную запланированную точку, наиболее удаленную от места запуска двухступенчатой ракеты (1) в качестве точки отделения-и-отбрасывания блока (11) первой ступени ракеты, и когда двухступенчатая ракета (1) достигает этой точки отделения-и-отбрасывания, блок (11) первой ступени ракеты или обтекатель (15) отделяется и отбрасывается. Обеспечивается возможность сбросить отбрасываемый объект, такой как отбрасываемый блок n-ой ступени ракеты или одноступенчатая ракета, двигатель которой выключился, таким образом, чтобы упасть в пределах безопасной области во время расходования как можно большего объема переносимого топлива для того, чтобы расширить возможность запуска. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 11 ил.

Способ предстартовой подготовки ракеты-носителя на стартовом комплексе // 2652367

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. В способе предстартовой подготовки ракеты-носителя (РН) на стартовом комплексе, включающем ее подъем из горизонтального положения и установку на пусковую установку в вертикальное положение, проводят вертикализацию РН. Значение параметров вертикальности РН определяют с помощью чувствительных элементов на базе MEMS, которые устанавливают в верхней и нижней частях центрального блока РН и после установки РН в вертикальное положение измеряют положение продольной оси РН относительно вертикали. При отклонениях продольной оси РН от вертикали данные параметров вертикальности с чувствительных элементов передают посредством преобразователя и средств передачи и визуализации оператору управления несущими стрелами стартовой системы или непосредственно на элементы управления несущими стрелами стартовой системы. Регулировку положения продольной оси РН до заданного значения осуществляют посредством управления несущим стрелами стартовой системы. Техническим результатом изобретения является сокращение времени вертикализации РН. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.