Космические летательные аппараты: ..пилотируемые – B64G 1/12

Изобретение относится к фюзеляжной конструкции, к воздушному судну и космическому летательному аппарату. Фюзеляжная конструкция воздушного судна или космического летательного аппарата содержит структуру внутренней оболочки, которая состоит из верхней внутренней оболочки, нижней внутренней оболочки, и оконную обвязку. Верхняя внутренняя оболочка в нескольких секциях отделена от нижней внутренней оболочки первым промежутком для формирования области остекления. Оконная обвязка размещена в области остекления и включает в себя блок остекления, содержащий решетчатую структуру, поглощающую возникающие в фюзеляже нагрузки. Фюзеляжная конструкция содержит структуру наружной оболочки, которая состоит из верхней наружной оболочки, связанной с верхней внутренней оболочкой, и нижней наружной оболочки, связанной с нижней внутренней оболочкой. Верхняя наружная оболочка в нескольких секциях в области остекления отделена от нижней наружной оболочки вторым промежутком. Блок остекления включает в себя два отдельных стекла, каждый конец которых установлен заподлицо с соответствующими внутренними и наружными оболочками. Стекла прикреплены к внутренним и наружным оболочкам с заключением между собой решетчатой структуры. Достигается уменьшение веса и массы фюзеляжной конструкции. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к выведению космических аппаратов (КА) на орбиты с помощью пилотируемых авиационно-космических комплексов (в частности, с баллистическими ракетами массой от 100 т и более). Комплекс включает в себя самолет-буксировщик (не показан), ракету-носитель (4) воздушного запуска с головным обтекателем (13) и сопряженным с ним КА (6), транспортно-разгонную платформу (3), снабженную двигательной установкой (например, с РДТТ). На корпусе ракеты-носителя (4) смонтированы крыло (12), передний (14) и хвостовой (15) обтекатели. На обтекателе (15) установлены стабилизирующие поверхности, в т.ч. вертикальное хвостовое оперение (17). Отделение обтекателей (14, 15) и крыла (12) от корпуса ракеты-носителя производится по команде на пуск ракеты. Ракета (4) соединена с платформой (3) при помощи механических связей и элементов, обеспечивающих одновременные отделение ракеты (4) от платформы (3) и начало полета самолета-буксировщика. Буксировочный трос-фал снабжен дистанционно управляемым (по команде на спасение КА) замком (10), объединяющим тросовые элементы (7, 8, 9). Первый тросовый элемент (7) связан с самолетом-буксировщиком, второй (8) - с центропланом (11) крыла (12), а третий - с головным обтекателем (13). При этом обеспечено отделение (по команде на спасение КА) тросового элемента (8) от центроплана (11) и замка (10), а также разделение и сброс переднего обтекателя (14). После этого головной обтекатель (13) вместе с КА (6) отделяются от корпуса ракеты (4) и втягиваются тросовым элементом (7) через задний грузовой люк внутрь самолета-буксировщика. Техническим результатом изобретения является обеспечение спасения КА и соответственно уменьшение экономического ущерба от возможной потери КА. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к межпланетным космическим полетам и может использоваться для доставки людей с поверхности Земли на орбиты спутников тел Солнечной системы и обратно. Согласно изобретению разгонную ступень, многоразовый пилотируемый корабль (МПК) и экипаж выводят на заданную околоземную орбиту по отдельности, каждый своей ракетой-носителем. При этом экипаж находится в орбитальном самолете (ОС) типа «Клипер». После этого МПК стыкуют с ОС, а после перехода экипажа из ОС в МПК и отделения ОС стыкуют МПК с разгонной ступенью. Затем раскрывают аэродинамический экран, установленный на МПК, и выдают разгонной ступенью разгонный импульс, необходимый для выведения МПК на траекторию полета к Луне. Затем отделяют разгонную ступень. После полета МПК по окололунной орбите, проведения программы экспедиции экипажем, выдачи МПК разгонного импульса и полета к Земле МПК с экипажем - производят аэродинамическое торможение МПК в верхних слоях атмосферы Земли с помощью аэродинамического экрана. В результате этого торможения МПК выходит на заданную околоземную орбиту ОС. После стыковки МПК с ОС, перехода экипажа в ОС и отделения МПК от ОС переводят МПК в режим ожидания. После дозаправки и дооснащения всеми необходимыми элементами МПК, как и ОС, используют заданное число раз. Технический результат изобретения направлен на увеличение относительной массы полезной нагрузки (кабины экипажа или пилотируемого космического корабля) в составе данной транспортной космической системы. 1 ил.

Изобретение относится к конструкциям размеростабильных оболочек подкрепленного типа и может применяться в высокоточных космических и наземных системах, например, в качестве несущих корпусов телескопов и оптических приборов. Размеростабильная оболочка содержит металлическую обшивку цилиндрической формы, стрингеры, ориентированные вдоль продольной оси оболочки, и торцевые металлические шпангоуты. Обшивка имеет кольцевые П-образные гофры. Стрингеры выполнены из слоев волокнистого материала, пропитанного полимерным связующим, и расположены на внешней поверхности кольцевых П-образных гофров. Стрингеры имеют отрицательный термический коэффициент линейного расширения вдоль продольной оси оболочки и механически соединены с ее обшивкой на участках их прилегания к кольцевым П-образным гофрам. Достигается повышение осевой размеростабильности оболочки в условиях действия температуры и вакуума. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретения относятся к области аэрокосмической техники и могут быть использованы при создании постоянно действующей транспортной системы между Землей и Луной, а в будущем, возможно, между Землей и Марсом. Предлагаемый лунный комплекс включает в себя многоразовый двухступенчатый самолет-носитель и выводимый им на околоземную орбиту лунный блок. Последний составлен из разгонного блока, лунного модуля и лунного челнока, зафиксированных один над другим и установленных на грузовой палубе орбитального самолета-ступени. Разгонный блок выводит лунные модуль и челнок на траекторию перелета к Луне, производит необходимые коррекции траектории и торможение при подлете к Луне. Лунные модуль и челнок оснащены гусеничными шасси, с помощью которых обеспечиваются горизонтальное прилунение, передвижение по лунной поверхности и горизонтальный старт лунного челнока с Луны. Прилунение и старт происходят при посредстве ракетных двигателей модуля и челнока. Предлагаемая транспортная система включает в себя не менее двух лунных комплексов, доставляющих на Луну и обратно на Землю сменяющие друг друга лунные экспедиции. По прибытии второй экспедиции участники первой лунной экспедиции на своем челноке возвращаются на околоземную орбиту, где стыкуются с ожидающим их орбитальным самолетом-ступенью, с которого стартовала на Луну вторая лунная экспедиция. Этот самолет затем производит управляемый спуск на Землю и посадку. Техническим результатом изобретений является создание замкнутой транспортной системы Земля-Луна-Земля, экономично и регулярно осуществляющей перевозки грузов и персонала между Землей и Луной (а в перспективе - между Землей и Марсом). 3 н. и 7 з.п. ф-лы. 7 ил.

Изобретения относятся к области терморегулирования космических аппаратов. Предлагаемое устройство содержит емкость для рабочего тела с жидкостной и газовой полостями, герметично отделенными друг от друга подвижным разделителем сред. Жидкостная полость заполнена рабочим телом гидравлической магистрали. Газовая полость заполнена вытесняющим газом и через запорные вентили и пневморазъем сообщена пневмомагистралью с газовой полостью гидропневматического компенсатора. К пневмомагистрали подключены эталонная емкость, вакуумный насос и нагнетатель. Согласно предлагаемому способу предварительно измеряют объем газовой полости емкости с рабочим телом и устанавливают в ней давление воздуха, несколько меньшее давления в отсеке, где работает экипаж. Затем вакуумируют газовую полость гидропневматического компенсатора до давления, превышающего давление насыщенных паров рабочего тела на величину абсолютной погрешности канала измерения давления в гидравлической магистрали. После этого вытесняют из жидкостной полости указанной емкости рабочее тело в гидравлическую магистраль, постоянно контролируя текущее давление в газовой полости этой емкости. Прекращают вытеснение, когда это давление понизится до определенной величины, зависящей от объема дозаправляемой дозы рабочего тела, объема газовой полости указанной емкости перед вытеснением данной дозы, давлений воздуха в газовой полости перед вытеснением и в конце его. Техническим результатом изобретений является создание устройства и способа, надежных в работе, безопасных для экипажа и исключающих попадание газа в гидравлическую магистраль при дозаправке системы. Этим достигается продление срока службы систем терморегулирования и увеличение продолжительности полета, в частности, орбитальных космических станций. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретения относятся к области терморегулирования и управления параметрами окружающей среды на борту пилотируемого космического объекта. Предлагаемое устройство включает в себя манометр абсолютного давления, вакуумный насос и герметичную емкость, разделенную эластичной диафрагмой на жидкостную и газовую полости. Жидкостная полость заполнена рабочим телом и через первый запорный вентиль связана трубопроводом с дефектуемым участком гидравлической магистрали. Газовая полость заполнена воздухом, имеющим давление атмосферы отсека космического объекта, и связана с манометром. Она также сообщена через второй и третий запорные вентили со входом вакуумного насоса и указанным отсеком. Выход вакуумного насоса сообщен с атмосферой отсека. Согласно предлагаемому способу выравнивают давление и температуру рабочего тела в гидравлической магистрали с давлением и температурой атмосферы отсека. Затем расчленяют данную магистраль на отдельные гидравлически несвязанные участки и поочередно сообщают каждый из них с указанной жидкостной полостью. После каждого такого сообщения отключают жидкостную полость от дефектуемого участка и вакуумируют указанную газовую полость до давления насыщенных паров рабочего тела, соответствующего его температуре. Затем, поддерживая эту температуру постоянной, сообщают жидкостную полость с дефектуемым участком и контролируют изменение давления воздуха в газовой полости. При отсутствии изменения давления делают заключение о герметичности участка, а при наличии изменения давления бракуют этот участок. Техническим результатом изобретений является создание простых и безопасных для экипажа устройства и способа эксплуатации данного устройства, обеспечивающих определение местонахождения негерметичного участка гидравлической магистрали. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для транспортных операций при выведении на орбиту и возвращении на планету. Предлагаемый космический корабль содержит двигательный отсек и установленный на нем спускаемый аппарат. Внутри аппарата размещена герметичная кабина с жестко закрепленными креслами космонавтов, а на его донной части - иллюминаторы и стыковочный агрегат, установленный соосно с двигательным отсеком и носителем. При этом спускаемый аппарат установлен несоосно с носителем, будучи развернут на угол, равный наименьшему значению суммы балансировочного угла атаки на участке спуска и арктангенса аэродинамического качества на том же участке. Данным исполнением обеспечиваются безопасные направления воздействия на экипаж перегрузок на всех участках полета без использования механизмов поворота и жесткой фиксации кресел. Стыковочный агрегат смещен в менее теплонапряженную область донной части аппарата, а иллюминаторы размещены более удобно для работы экипажа при посадке. Технический результат изобретения состоит в сокращении объема и массы космического корабля, а также в упрощении его конструкции. 4 ил.

Изобретение относится к области создания крупных внеземных обитаемых комплексов на модульной основе. Предлагаемый город имеет форму цилиндра с дисковыми торцевыми элементами и выстроен на основе космических строительных блоков. Он включает в себя цилиндрические космические поселения с продольными туннелями и концевыми элементами для пропуска грузов и людей между поселениями и космосом. Поселения вращаются вокруг своих продольных осей для создания искусственной гравитации и имеют ориентирующие устройства. В состав комплекса входят также кольцевые трубчатые трассы с крестообразными переходами, а также пункты связи с космосом и с поселениями. Дисковые торцевые элементы образованы объединением кольцевых трубчатых трасс и указанных пунктов связи в плоские герметизированные конструкции. При этом кольцевые трубчатые трассы соединены друг с другом посредством осей, на которых свободно насажены космические поселения и их концевые элементы для пропуска грузов и людей. Концевые элементы снабжены средствами отсоединения (при вращении) и временного присоединения к дисковым торцевым элементам и связаны с продольными туннелями поселений через указанные пункты связи, обеспечивая перемещение по ним грузов и людей. С помощью ориентирующих устройств поселений поддерживается заданное положение города в пространстве. Технический результат изобретения направлен на повышение индустриальной мощности и расширение функционально-эксплуатационных возможностей космического обитаемого комплекса. 2 з.п. ф-лы. 4 ил.

Изобретение относится к устройствам для межпланетных полетов, исследования и освоения небесных тел. Предлагаемый космический аппарат, снабженный солнечным парусом, содержит центральный неподвижный блок и соосный ему подвижный блок с биоэнергетическим комплексом. На поверхности последнего спирально уложены выростные трубы с конвейерами растений, обеспечивающие поворот подвижного блока вокруг центральной оси. С блоками связаны генератор и аккумулятор электроэнергии. В неподвижном блоке размещены отделяемые льдоплавильные модули цилиндрической формы. Каждый модуль имеет парашют для спуска на планету, собственный биоэнергетический комплекс, камеру плавления льда для образования шахты в ледовом покрове планеты. Вокруг центральной оси модуля расположено кольцо реакторов, объединенных торами. Реакторы со стороны центральной оси покрыты утеплителем, внутри содержат обогреватели и снабжены средствами заполнения реакторов водой в нижней части и маслом в верхней части. Данные средства обеспечивают работу гидрогенератора, образование пара для плавления льда, а также подачу опресненной воды в биоэнергетический комплекс. Модули снабжены средствами наддува оболочек их парашютов и подачи морской воды из шахт на поверхности оболочек для создания ледяных куполов. При объединении куполов могут быть образованы станции для исследования планеты и последующего ее заселения. Модули оснащены спускаемыми батисферами для исследования подледного океана и роботами для работы на поверхности планеты. В составе аппарата могут быть пилотируемые отделяемые рейдеры и батискафы для исследования океанских глубин. И те, и другие могут иметь собственные биоэнергетические комплексы. Технический результат изобретения состоит в расширении границ и возможностей изучения и освоения далеких небесных тел, преимущественно планет и спутников с мощным ледяным покровом. 2 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к области строительства в космосе крупногабаритных сооружений. Предлагаемое поселение содержит производственные, жилые и вспомогательные помещения, построенные из складных облегченных космических строительных блоков. Они объединены в единый комплекс цилиндрической формы с расположенным по его главной продольной оси тоннелем. Тоннель охватывается тремя корпусами: основным, корпусом камер сообщения и корпусом камер перехода. Между этими корпусами выполнены герметизированные переходы. На тоннеле установлен гравитационный привод, вращающий комплекс для создания искусственной тяжести во всех помещениях. На наружной поверхности ограждающих конструкций корпуса закреплена облицовка для защиты от вредного воздействия космоса. При этом ограждающие конструкции основного корпуса построены из монтажных элементов-торов, выполненных до общего монтажа из жестко соединенных между собой укрупненных космических строительных блоков. Основной корпус может быть снабжен полыми продольными и радиальными элементами жесткости, скрепленными между собой, с указанными монтажными элементами-торами и с тоннелем, причем данные элементы жесткости служат для внутренних переходов. Технический результат изобретения направлен на снижение трудоемкости и сокращение сроков строительства космического сооружения. 1 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области создания на монтажной орбите крупногабаритных автономных космических модулей, предназначенных для выполнения в натурных условиях орбитального полета целого ряда экспериментальных, прикладных и научных задач. Космический модуль изменяемой формы не имеет в своем составе герметичного отсека и содержит основной конструктивный элемент в виде стыковочного шпангоута с закрепленным на нем транспортным контейнером. С наружной стороны этого контейнера на его торцевой и боковой поверхностях установлены основные и дополнительные поворотные створки вместе с приводами их разворота и с закрепленными на них панелями солнечных батарей. Во внутреннем объеме размещены малый дистанционно управляемый космический аппарат и элементы силового каркаса вместе с оболочкой модуля. Силовой каркас выполнен в виде надувных трубчатых элементов, а внешняя оболочка выполнена в виде защитной сетки из синтетического материала. Разворот поворотных створок осуществляется дистанционно. Пространственное развертывание элементов надувного каркаса и оболочки модуля осуществляется с помощью малого КА. В результате наддува трубчатых элементов каркаса образуется устойчивая во времени пространственная надувная конструкция заданной формы. Технический результат в использовании при проведении монтажно-сборочных операций модуля малого дистанционно управляемого автоматического космического аппарата. 1 с. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области космической техники и, в частности, к средствам запуска космических объектов. Космодром в космосе состоит из жестко объединенных цилиндрического служебного корпуса с осевым продольным туннелем. На его торце снаружи установлена пусковая шахта с соленоидным электромагнитным двигателем и толкающим устройством. Согласно предложенному способу, запускаемый объект подготавливают в туннеле. Затем выносят объект из туннеля наружу и устанавливают на толкающем устройстве. Страгивают с места объект и разгоняют его в шахте с помощью соленоидного электромагнитного двигателя, питаемого электроэнергией. В конце разгона запускают собственный двигатель объекта. При этом по концам продольной и поперечной осей космодрома закрепляют ориентирующие электромагнитные кольцевые трубчатые устройства с магниточувствительными грузами внутри. С помощью этих устройств разворачивают космодром в требуемую ориентацию. Технический результат изобретения заключается в обеспечении многоразового запуска космических объектов с постоянного космодрома в космосе, экономии энергии и ресурсов на запуск объектов. 8 ил.