Космические летательные аппараты: .транспортные средства для передвижения во внеземном пространстве – B64G 1/16

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для формирования космического корабля (КК) модульного типа. КК содержит базовый блок, бортовую двигательную установку, стыковочный модуль со стыковочными агрегатами, замками крепления и отделения, выдвижными балками с узлами крепления и поворота поперечных стыковочных агрегатов, механизмами попарного синхронного отделения и топливными магистралями. К базовому блоку последовательно стыкуют разгонные блоки (РБ) и поворачивают на 90° вдоль продольной оси КК, фиксируют положение, придают разгонный импульс последовательно парами симметрично расположенными и одновременно работающими РБ, отделяют отработанные РБ и стыковочный модуль. Изобретение позволяет повысить запас топлива (энергетики) и надежность работы КК. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретения относятся к средствам размещения и перемещения различных объектов в околопланетном космическом пространстве. Способ включает размещение физических тел (объектов) в пространстве около достаточно малой планеты (1) (спутника, астероида и т.п.). Для этого используют неподвижную относительно планеты опору в виде твердого и жесткого кольца (2). Данное кольцо в целом самоуравновешивается силами тяжести его частей, расположенных по разные стороны от планеты (1). Устойчивое положение кольца обеспечивается его смещением от центрально-симметричного (статически неустойчивого) положения относительно планеты до положения, в котором кольцо касается планеты некоторой своей частью. Данная часть кольца (2) может быть выполнена с увеличенной массой на единицу длины. Тем самым обеспечивается доступ к кольцу с поверхности планеты, позволяющий перемещать на опору и возвращать с нее на планету различные грузы. Техническим результатом изобретений является расширение возможностей позиционирования и транспортировки в околопланетном пространстве различных объектов (научно-исследовательских станций, средств наблюдения планеты, телекоммуникационных систем, площадок для запуска и посадки космических кораблей и т.д.). 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области аэрокосмических транспортных средств и может применяться, в частности, для исследований в ближнем и дальнем космосе, для уничтожения или восстановления потерявших управление автоматических спутников и других искусственных космических объектов, а также для изменения траекторий движения малых небесных тел (напр., астероидов) с целью исключения их столкновения с Землей. Аэрокосмический летательный аппарат (АКЛА) включает в себя корпус в виде двояковыпуклой линзы, накрытой снизу и сверху полусферами титановых обтекателей. Корпус подкреплен несущей стальной рамой с элементами жесткости, на которой смонтирована силовая установка. Эта установка содержит три группы двигателей: четыре подъемно-маршевых турбореактивных двухконтурных двигателя (с выхлопными соплами горизонтальной (18а) и вертикальной (18б) тяги), два маршевых ракетных двигателя (с отклоняющимися соплами 19а) и четыре ракетных двигателя вертикальной тяги (с выхлопными соплами 24). В корпусе установлены баки (20) с водородом для ракетных двигателей. АКЛА оборудован левыми и правыми верхними (33) и нижними (33а) аэродинамическими рулями тангажа, а также левым и правым газовыми рулями (21). АКЛА имеет четыре стойки (25) шасси; при убранных в купола шасси посадка может выполняться на лыжные полозья (11). Для посадки также предусмотрен парашютный контейнер (5) с крышкой (5а). Для стыковки и сообщения с межпланетной космической станцией (МКС) служит герметизируемый люк (8) шлюза. На корпусе АКЛА установлены фары (26а) освещения задней полусферы и бортовые аэронавигационные огни (22). Технический результат изобретения направлен на создание многорежимного многофункционального АКЛА для исследований и других операций в ближнем и дальнем космосе, с использованием для его дозаправки МКС и небесных тел, например планет и их спутников. 6 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к космонавтике и служит для передвижения астронавтов по планете. Планетоход включает в себя раму (1), на которой крепится кабина (2). К раме присоединены ведущие оси (3), на которых закреплены эластичные колеса (4). На эластичных колесах (4) установлены зубчатые подвижные колесики (5) со смещенными осями поворота. Колесики (5) стопорятся винтами (6). При движении по скользкой поверхности нужно ослабить винты (6), повернуть зубчатые колесики (5) в рабочее положение и снова застопорить винты (6). Тем самым обеспечивается повышенное сцепление колес со скользкой поверхностью. При движении по ровной местности с нормальной (мягкой, шероховатой и т.п.) поверхностью нужно отвернуть зубчатые колесики (5) в нерабочее положение и застопорить винтами (6). Техническим результатом изобретения является расширение эксплуатационного диапазона планетохода. 2 ил.

Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов в космосе. Космическая станция включает в себя модули (1) в виде шестигранных призм, имеющих двухсторонние борта (2). Модули снабжены реактивными двигателями с отклоняющимися соплами (3). Для соединения модулей служат болты (4). Для полетов КС на разные дальности нужно состыковать друг с другом разное число шестигранных модулей (1). Модули стыкуются двухсторонними бортами (2) при помощи болтов (4). Техническим результатом изобретения является увеличение дальности полетов космической станции. 2 ил.

Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов в космосе. Космический летательный аппарат (КЛА) включает в себя жилой отсек (1) в форме тора. По его периферии выполнены впадины (2), в которые устанавливаются торовые топливные отсеки (3) с подвижными соплами реактивных двигателей. Эти отсеки (3) соединяются гибкими тросами (4). Для фиксации отсеков (3) с помощью тросов служат замки (5). В процессе эксплуатации с корпуса КЛА может быть снят любой топливный тор (3). Для этого нужно открыть соответствующие замки (5), освободить тор (3) от тросов и на свободное место поставить временную перемычку. Техническим результатом изобретения является расширение эксплуатационного диапазона КЛА. 1 ил.

Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов в космосе. Космический летательный аппарат (КЛА) включает в себя жилой отсек (1) в форме шара, на котором по периферии выполнены впадины (2). Во впадинах установлены топливные отсеки (3) шаровой формы с подвижными реактивными соплами на них. Эти топливные отсеки (3) надеты на гибкий трос (4), фиксируемый замком (5). Для снятия шаров (3) в процессе эксплуатации КЛА нужно открыть замок (5). В результате этого шары (3) с соплами окажутся на гибком тросе (4), при помощи которого их можно демонтировать с корпуса КЛА. При одевании топливных шаров (3) нужно совершить действия в обратном порядке. Техническим результатом изобретения является расширение эксплуатационного диапазона КЛА. 1 ил.

Изобретение относится к космонавтике и служит для перевозки грузов в космосе. Космический перевозчик (КП) включает в себя контейнер (1) для груза, вокруг которого расположены съемные топливные баки (2). Топливные баки (2) имеют подвижные сопла (3) реактивных двигателей (не показаны). Сквозь баки пропущен гибкий орган (4), который имеет замок (5) и пружину (6). КП работает следующим образом. Для перевозки груза нужно поместить его в контейнер (1). Для снятия топливного бака (2) нужно открыть замок (5) и снять этот бак с гибкого органа (4). Техническим результатом изобретения является расширение диапазона применения КП. 1 ил.

Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов в космосе. Звездолет имеет жилой (1) и топливный (2) отсеки. Жилой отсек (1) по форме представляет собой пустотелую объемную звездочку. Топливный отсек (2) с подвижными соплами (3) реактивных двигателей имеет форму объемной съемной цепи, надетой на звездочку. Для отделения в космосе топливного отсека (2) нужно открыть замок (4) цепи и снять этот топливный отсек, включив соответствующие двигатели с подвижными соплами (3). Для пристыковки топливного отсека (2) к отсеку (1) нужно проделать те же операции в обратном порядке. Техническим результатом изобретения является увеличение диапазона условий применения звездолета. 1 ил.

Изобретение относится к космонавтике. Гусеница планетохода отличается тем, что имеет гибкую ленту, на которой находятся пустотелые пеналы, в которые вставлены контейнеры. Достигается расширение функциональных возможностей планетохода. 2 ил.

Изобретение относится к космонавтике и служит для передвижения планетохода по поверхности небесного тела. Шнек включает в себя металлический стержень (1), на который надета эластичная труба (2). Труба (2) перетянута подвижными тросами (3) на расстоянии "Н" одного троса от другого. Тросы в стянутом состоянии фиксируются зажимами (4). Поверх эластичной трубы (2) намотана с шагом "Г" пружинная спираль (5). При пробуксовке шнека меняются шаг "Г", диаметр "Д" перетяжки тросов (3), а также расстояние "Н". Тем самым повышается проходимость планетохода. Техническим результатом изобретения является увеличение диапазона условий применения планетохода. 2 ил.

Изобретение относится к космонавтике и служит для передвижения планетохода. Колесо имеет ступицу с отверстиями вдоль ее оси, в которые вставлены шпильки, на концах сбоку которых прикреплены подвижные лопасти треугольного вида. Технический результат - увеличение диапазона использования колеса. 2 ил.

Изобретения относятся к космическим транспортным средствам и способам доставки грузов на околоземную орбиту. Способ включает выведение на орбиту одного или более космических аппаратов-накопителей (КАН). КАН (1) содержит корпус (5), приемное устройство (6) грузов (искусственной среды), контейнер (11) с тормозной средой, установку (12) для разделения грузов (2) и тормозной среды, накопительные баки (8), двигательную установку (10), спутниковую солнечную энергостанцию (13), а также радиаторы (7) для охлаждения тормозной среды. КАН (1) снабжен стыковочным узлом (9) для обеспечения передачи накопленных в баках (8) грузов аппарату-потребителю (3). Искусственная среда (2) создается из грузов, доставляемых при помощи суборбитальных летательных аппаратов (4) на время, необходимое для ее захвата КАН (1). Эта среда может состоять из многообразных по химическому составу, агрегатному состоянию веществ и объектов различной геометрической формы. Захваченный груз (2) поступает в приемное устройство (6) и далее в контейнер (11) последовательно отдельными порциями в виде облака или потока. Для компенсации потерь скорости КАН (1) используют двигательные системы, питаемые энергией от указанной энергостанции (13). В качестве такой системы м.б. использована двигательная установка (10) реактивного типа с расходом части поступающего груза (2). Возможно также использование электродинамической тросовой системы (в режиме орбитального электродвигателя). Техническим результатом изобретений является расширение номенклатуры грузов и снижение стоимости их доставки в космос, а также обеспечение экологической безопасности системы, в т.ч. за счет сокращения потребления ею атмосферного воздуха. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к авиационно-космической технике и, в частности, к двигательным установкам летательных аппаратов (ЛА) для полетов в атмосфере и космосе. ЛА содержит дополнительный механический амортизатор, блок управления, реактивные двигатели, жестко связанные с корпусом ЛА, углубление в корпусе. В цилиндрической передней части этого углубления размещен указанный дополнительный амортизатор. Предусмотрена цилиндрическая пластина (поршень), жестко связанная с дополнительным амортизатором (пружиной). В состав ЛА введены блок симметричных амортизаторов, блок стержней с дополнительными цилиндрическими пластинами на конце каждого стержня, блок выхлопных сопел. Каждая дополнительная пластина и стержень смещаются внутри соответствующего амортизатора. Стержни с дополнительными пластинами жестко связаны с цилиндрической пластиной. Каждое выхлопное сопло размещено позади соответствующего амортизатора блока симметричных амортизаторов. Входы этих амортизаторов гидравлически сообщены с выходами блока управления. Введением блока симметричных амортизаторов достигается повышение допустимой мощности импульсов отталкивания корпуса ЛА - через данный блок - от цилиндрической пластины. Этим повышается средняя скорость смещения корпуса с реактивными двигателями относительно центра масс ЛА. Технический результат изобретения направлен на увеличение ускорения движения ЛА путем повышения эффективности реактивных двигателей, жестко связанных с корпусом ЛА. 1 ил.

Изобретение относится к космонавтике. Летающий аппарат состоит из корпуса и кабины. Корпус и кабина выполнены из двух симметричных относительно горизонтальной плоскости частей и установлены с возможностью сдвига в горизонтальной плоскости относительно друг друга. Достигается улучшение планирования летательного аппарата. 4 ил.

Изобретение относится к космической технике, в частности к устройствам доставки полезного груза с Луны на Землю, например для транспортировки с Луны одноатомного газа гелий 3 (³ Hе), который может быть использован в качестве дополнительного источника термоядерной энергии. Устройство содержит круговую направляющую в виде монорельса, платформу для установки полезного груза, элементы отделения полезного груза от платформы, а также охватывающие направляющую дрейфовые трубы ускорителей Видероэ. Эти трубы снабжены источниками переменного электрического потенциала и расположены по окружности направляющей на равном расстоянии друг от друга. Платформа выполнена в вертикальном сечении С-образной формы так, что данная направляющая расположена внутри платформы. На направляющей и на платформе смонтированы постоянные электромагниты для создания ускоряющих и тормозящих платформу усилий, а также для обеспечения магнитной подвески платформы. В состав устройства введен генератор высокого положительного электрического потенциала для зарядки поверхности электропроводящей оболочки полезного груза потенциалом порядка миллионов вольт. Устройство снабжено блоком управления для включения и отключения тока в обмотках указанных постоянных электромагнитов и переключений полярности дрейфовых труб ускорителей Видероэ с тем, чтобы обеспечить ускорение (а также торможение) платформы магнитными и электростатическими силами. Технический результат изобретения направлен на уменьшение массы устройства, упрощение его конструкции и снижение тем самым стоимости доставки полезного груза с планеты, в частности Луны, на Землю. 6 ил.

Изобретение относится к конструкции разгонных блоков (РБ), предназначенных для выведения космических аппаратов на целевые орбиты после отделения головной части от ракеты-носителя. Согласно изобретению РБ выполнен в виде блока основных баков, связки дополнительных баков и восьми цилиндрических обечаек. Обечайки соединены торовыми секторами с силовыми шпангоутами, которые снабжены продольными балками. В конструкцию четырех накрест лежащих силовых шпангоутов включены выпуклые днища. Данное исполнение позволяет снизить массу конструкции и увеличить полезный объем для размещения топлива в связке дополнительных баков. Силовой шпангоут, в каждом из вариантов, содержит обод в виде соединенных стенкой внешнего и внутреннего поясов, балку и опорные элементы на внешнем поясе. Два опорных элемента размещены соосно балке, а третий - со смещением. Такое исполнение позволяет оптимально воспринимать сжимающие усилия. В зонах установки опорных элементов между поясами обода размещены ребра, которые позволяют снизить массу шпангоутов. Наличие выпуклого днища, герметично соединенного с внутренним поясом обода (по второму варианту исполнения), позволяет использовать силовой шпангоут в составе топливных баков. Техническим результатом, получаемым от РБ, является высокое совершенство его конструкции, позволяющее разместить на его борту значительную массу топлива (12-16 т) при минимальных продольных габаритах РБ. Техническим результатом, получаемым от силового шпангоута, является высокое совершенство его конструкции, при способности восприятия больших сосредоточенных сжимающих усилий в плоскости шпангоута, направленных под углом друг к другу. 3 н. и 2 з.п. ф-лы, 14 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.

Изобретение относится к аэрокосмической системе с гибридным ракетным двигателем, предназначенной, в частности, для крылатого суборбитального летательного аппарата. Предлагаемая система содержит бак окислителя (14), имеющий цилиндрическую центральную часть (15), покрытую юбкой и прикрепленную к юбке слоем эластомерного адгезива. Наружная поверхность юбки прикреплена адгезивом к внутренней поверхности фюзеляжа (11) космического летательного аппарата. Вытянутый корпус твердотопливного двигателя (19) жестко присоединен к центральной задней поверхности бака (14) и заканчивается на свободном конце соплом (20). Соединение бака с юбкой эластомерным адгезивом и прочное приклеивание юбки к фюзеляжу космического летательного аппарата образует единственную опору для ракетной системы. Поэтому отдельной опоры для корпуса двигателя (19) не требуется. Техническим результатом изобретения является упрощение установки и крепления ракетного двигателя к фюзеляжу летательного аппарата, а также создание единой конструкции двигателя, которая существенно ограничивает возможные утечки и повышает надежность и безопасность системы. 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к крылатому космическому аппарату (КА), преимущественно суборбитальному, который преобразуется при возвращении из космоса в устойчивую плохообтекаемую конфигурацию и затем вновь возвращается в нормальную аэродинамическую конфигурацию для посадки на взлетно-посадочную полосу. Согласно изобретению КА содержит ракетный двигатель и крылья (17). Крылья имеют шарнирно закрепленные хвостовые секции (21, 22), которые могут подниматься, поворачиваясь вокруг линии (23) шарниров. От внешних концов этих секций простираются назад хвостовые балки (24, 25), на концах которых установлены рули (29). Каждая хвостовая балка несет горизонтальное хвостовое оперение с элероном (28). При дозвуковом полете крыло имеет нормальную аэродинамическую конфигурацию. При возвращении в плотные слои атмосферы хвостовые части крыла подняты вверх под значительным (до 65°) углом, обеспечивая устойчивое снижение КА с высоким аэродинамическим сопротивлением. Такое снижение уменьшает интегральные термические нагрузки на КА. Когда КА замедляется преимущественно до дозвуковой скорости, хвостовые секции крыла возвращают в опущенное положение. КА приобретает нормальную аэродинамическую конфигурацию для планирующего полета и горизонтальной посадки. 7 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области внеземной транспортировки объектов, преимущественно небесных тел, с использованием нетрадиционных двигательных систем. Предлагаемый способ включает подачу импульсов коррекции орбиты объекта при подрыве ядерных зарядов в стационарных установках. Эти установки выполнены в виде раскрываемых зарядных шахт, заглубляемых в твердых породах объекта и имеющих выход на его поверхность в виде расширенного оголовка. В оголовке расположены генераторы ракетного типа. Каждому подрыву ядерного заряда предшествует операция газонаполнения соответствующей шахты при ее закрытом состоянии за счет сжигания химического топлива в указанных генераторах, расположенных в оголовке. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности применения указанных стационарных установок, в составе которых могут использоваться ядерные технологии и другие элементы, достаточно проверенные на Земле. 2 ил.

Изобретение относится к многоразовым транспортным космическим системам. Предлагаемая ракета содержит осесимметричный корпус с полезной нагрузкой, маршевую двигательную установку и взлетно-посадочные амортизаторы. Между стойками указанных амортизаторов и соплом маршевого двигателя установлен теплозащитный экран, выполненный в виде пустотелого тонкостенного отсека из теплостойкого материала. Техническим результатом изобретения является минимизация газодинамических и тепловых нагрузок на амортизаторы от работающего маршевого двигателя при стартах и посадках ракеты-носителя и обеспечение вследствие этого требуемой надежности амортизаторов при многократном (до 50 раз) использовании ракеты. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Предлагаемый космический корабль (КК) состоит из корпуса, энергетической установки и устройства, создающего направленный поток заряженных частиц в виде высокоэнергичных электронов, излучаемых электронной пушкой. Вокруг корпуса КК выполнен легкий электропроводящий зонт. Предусмотрены модификации электронной пушки. Возможна установка на КК нескольких управляемых электронных пушек. При работе устройства ускоренные до высоких энергий электроны через отверстие в аноде электронной пушки (пушек) излучаются в космическое пространство, создавая реактивную тягу. Корпус КК при этом получает положительный заряд, который распределяется по поверхности зонта. Этот заряд в необходимой степени нейтрализуется внешними электронами. Технический результат изобретения состоит в создании КК с электроракетным двигателем, использующим для создания реактивной силы тяги вещество в форме плазмы, находящейся (и/или специально создаваемой) в самом космическом пространстве. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретения относятся к ракетно-космической технике, преимущественно к средствам и методам снабжения водой низкоорбитальных космических аппаратов (КА). Предлагаемый способ предусматривает использование энергии образования сырьевого продукта, в частности воды из компонентов топлива, для повышения эффективности средства его доставки на орбиту. Предлагаемая ракетная двигательная установка имеет химический реактор, в котором образуется данный продукт, а также теплообменный агрегат, в котором тепло химической реакции передается компонентам топлива. Последнее ведет к возрастанию удельного импульса двигательной установки. Продукт реакции охлаждается, и получается конденсат (вода), который собирается в баке-накопителе. Предлагаемая ракета может использовать один из освободившихся топливных баков для сбора конденсата. Предлагаемая транспортная система включает в себя предлагаемую ракету, орбитальную станцию, оснащенную системой переработки воды в компоненты топлива, и средства доставки на станцию КА вместе с незаправленным разгонным блоком. Предлагаемая транспортно-заправочная система включает в себя, кроме того, орбитальный заправочный комплекс. Там могут дозаправляться КА, выводимые на высокие орбиты, в частности геостационарную орбиту (ГСО), а также возвращаемые на Землю КА. При выведении КА на ГСО существенно уменьшается (в 2-3 раза) зависимость эффективности выведения от широты расположения космодрома. Техническим результатом изобретений является уменьшение стоимости снабжения орбитальных станций и стоимости выведения КА на ГСО, а также на другие траектории, уменьшение зависимости стоимости выведения КА на ГСО от широты размещения космодрома. 6 н. и 13 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкциях соответствующих ракет-носителей. Предлагаемая головная часть содержит аэродинамический обтекатель, размещенные под ним разгонный блок (РБ), кольцевой адаптер для установки спутников вокруг РБ, адаптер для установки одиночного спутника над РБ и переходный отсек для стыковки с последней ступенью ракеты-носителя. Кольцевой адаптер расположен в верхней части РБ вокруг его приборного отсека. На кольцевой части этого адаптера выполнены посадочные отверстия для установки спутников вокруг РБ. В районе приборного отсека РБ на кольцевом адаптере выполнены посадочные отверстия для установки адаптера одиночного спутника, расположенного над РБ. РБ подвешен внутри переходного отсека при помощи узлов, закрепленных на приборном отсеке РБ и на переходном отсеке в месте, расположенном ниже стыка переходного отсека с кольцевым адаптером. В стыках шпангоутов переходного отсека и кольцевого адаптера, а также переходного отсека и РБ установлены демпфирующие элементы. Техническим результатом изобретения являются снижение массы конструкции космической головной части на 25-30%, увеличение зоны установки спутников под головным аэродинамическим обтекателем, уменьшение вибромеханических и ударных нагрузок на спутники и приборы системы управления РБ. 7 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 ракетно-космической технике и может быть использовано при выведении полезной нагрузки на орбиту. Предлагаемый способ заключается в формировании команды на выключение двигательной установки по факту падения давления окислителя за его бустерным насосом. Данный факт соответствует окончанию окислителя в его баке и кавитационному срыву напора, создаваемого бустерным насосом (из-за прорыва газа наддува из бака окислителя на вход в данный насос). Испытания показали, что выключение двигателя происходит безаварийно для эксплуатационного диапазона давлений на входе в насос. Технический результат изобретения состоит в снижении гарантийных запасов топлива последней ступени ракеты и соответственном увеличении массы полезной нагрузки.

Изобретение относится к космической технике, а именно к средствам перемещений космонавта в условиях малой гравитации. Предлагаемое устройство имеет два идентичных механизма, закрепленных в полых корпусах 1, 2, каждый из которых прикрепляется к ботинкам космонавта. Каждый механизм имеет силовую пружину 3, размещенную между днищем стакана 4 и поршнем 5. На подвижном штоке 6 поршня закреплена площадка 7 с креплением к ботинку космонавта. Подпружиненные собачки 9 фиксируют положение взведенных силовых пружин 3. Эти собачки закреплены на кривых подпружиненных рычагах 23, связанных тросиками 25 со спусковой скобой на жесткой части скафандра. Передние половины опорных поверхностей корпусов 1, 2 имеют плоские опорные площадки, скрепленные с щечками этих корпусов, что облегчает космонавту занятие нужного положения перед выполнением первого наклонного прыжка. Устройство может иметь съемные, например, стальные выступающие боковые пластины или пластины с зубьями – для облегчения движения по скалистым поверхностям. Технический результат изобретения состоит в упрощении конструкции механизмов, обеспечивающих спуск пружин, и повышении этим надежности устройства, а также в снижении его массы и облегчении пользования им. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно конструкции ракетных разгонных блоков, входящих в состав ракет космического назначения. В первом варианте блок подачи окислителя смещен в поперечном направлении блока и закреплен в нижней точке выпуклой части нижнего днища бака окислителя. Таким образом, в межбаковом отсеке в осевом направлении блока образуется дополнительное пространство, которое используется для смещения маршевого двигателя вместе с баком горючего в сторону бака окислителя. Во втором варианте блок подачи окислителя закреплен на вогнутой части нижнего днища бака окислителя. Полный забор окислителя из бака обеспечивается с помощью каналов заборного устройства, введенных в вогнутую часть нижнего днища бака окислителя и связывающих нижнюю зону бака окислителя с входом в блок подачи окислителя. Технический результат - в улучшении массовых характеристик блока за счет сокращения его габаритов по длине. 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно, к конструкции ракетных разгонных блоков, входящих в состав ракет космического назначения, предназначенных для выведения с опорной орбиты на рабочие орбиты различных космических объектов. Ракетный разгонный блок содержит маршевый двигатель, бак окислителя с шпангоутом, бак горючего, межбаковый отсек, ферму сопряжения с полезной нагрузкой и ферму сопряжения с ракетой-носителем. Бак окислителя своим шпангоутом закреплен между шпангоутом межбакового отсека и шпангоутом фермы сопряжения с полезной нагрузкой, образуя силовой ряд конструктивных элементов блока. Технический результат состоит в улучшении массовых характеристик блока за счет совершенствования закрепления бака окислителя. 1 ил.