Космические летательные аппараты: ...с использованием реактивной силы – B64G 1/26

Изобретение относится к аэрокосмической технике, а именно к летательным аппаратам (ЛА). ЛА содержит корпус, реактивные двигатели, блок управления подачи, воспламенения и истечения топлива, блок симметричных конусообразных камер сгорания, два блока выхлопных сопел, блок симметричных изогнутых выхлопных труб с оконечностью. Каждая камера сгорания жестко связана с соответствующим выхлопным соплом первого блока выхлопных сопел позади камер сгорания и жестко связана с соответствующим выхлопным соплом второго блока выхлопных сопел впереди камер сгорания. Каждое сопло жестко связано с размещенной впереди соответствующей изогнутой выхлопной трубой внутри корпуса, гидравлические входы которого блока симметричных изогнутых выхлопных труб связаны с соответствующими гидравлическими выходами блока управления. Изобретение позволяет уменьшить время полета до удаленных объектов, снизить количество потребляемой энергии. 1 ил.

Изобретение относится к реактивным средствам перемещения преимущественно в свободном космическом пространстве. Предлагаемое средство перемещения содержит корпус (1), полезную нагрузку (2), систему управления и не менее одной кольцевой системы сверхпроводящих фокусирующе-отклоняющих магнитов (3). Каждый магнит (3) прикреплен к корпусу (1) силовым элементом (4). Предпочтительно использовать две описанных кольцевых системы, расположенных в параллельных плоскостях («друг над другом»). Каждая кольцевая система предназначена для длительного хранения циркулирующего в ней потока (5) высокоэнергичных электрически заряженных частиц (релятивистских протонов). Потоки в кольцевых системах взаимно противоположны и вводятся в эти системы перед полетом (на орбите старта). К выходу одного из магнитов (3) «верхней» кольцевой системы прикреплено устройство (6) для выведения части потока (7) во внешнее космическое пространство. Аналогично производится выведение части потока (9) через устройство (8) одного из магнитов «нижней» кольцевой системы. Потоки (7) и (9) создают реактивную тягу. Устройства (6) и (8) могут быть выполнены в виде отклоняющей магнитной системы, нейтрализатора электрического заряда потока или ондулятора. Техническим результатом изобретения является увеличение энергоотдачи рабочего тела, создающего тягу. 1 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) при его выведении на орбиту искусственного спутника планеты с использованием аэродинамического маневра. На этапе аэродинамического торможения прогнозируют значения скорости КА, угла ее наклона к местному горизонту и высоты апоцентра переходной орбиты - на момент выхода КА из атмосферы планеты. При этом в каждый из последовательных моментов прогноза рассматривают движение КА на оставшихся участках полета в атмосфере при углах крена = 0 рад и = . Для каждого из этих углов находят указанные выше прогнозируемые параметры маневра. Их значения используются при управлении углом атаки КА (вблизи его значения, отвечающего максимальному качеству) и выдачей импульса скорости КА в апоцентре переходной орбиты. Технический результат изобретения состоит в повышении эффективности аэродинамического маневра КА вследствие указанного управления. 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), разгонным блокам и могут быть использованы при запуске двигательных установок (ДУ), когда остатки запасов жидкого топлива малы и не превышают 3% от начальной заправки. В способе увода отделяющейся части (ОЧ) ступени ракеты-носителя, основанном на газификации жидких остатков невыработанных компонентов ракетного топлива (КРТ) в баках окислителя и горючего, обеспечении тормозного импульса за счет их сгорания в камере газового ракетного двигателя (ГРД) и высокоскоростного истечения продуктов сгорания в космическое пространство, согласно изобретению для газификации невыработанных остатков КРТ используют твердотопливные газогенерирующие составы (ТГГС), причем в бак окислителя подают ТГГС с избытком кислорода, а в бак горючего - с недостатком кислорода, при этом химический состав и количество ТГГС при минимально возможных остатках КРТ определяют исходя из условий реализации заданной величины характеристической скорости:

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ управления движением ракеты-носителя на начальном участке полета заключается в отклонении качающейся части маршевого двигателя в заданной плоскости увода струи с учетом периодического вычисления командного сигнала на отклонение качающейся части маршевого двигателя ракеты-носителя в зависимости от программного угла, отклонения и скорости отклонения характерной точки ракеты-носителя от вертикальной оси пускового устройства, угла и угловой скорости тангажа ракеты-носителя и в одновременной стабилизации углового положения ракеты-носителя в плоскости, перпендикулярной заданной. Отклонение качающейся части маршевого двигателя осуществляют, принимая упомянутый программный угол отклонения качающейся части маршевого двигателя и коэффициенты усиления командного сигнала по отклонению и скорости отклонения характерной точки ракеты-носителя от вертикальной оси пускового устройства по заранее выбранным зависимостям от периодически измеряемой высоты подъема над горизонтальной плоскостью пускового устройства характерной точки ракеты-носителя, в качестве которой берут центр качания качающейся части маршевого двигателя. Достигается увеличение ресурса конструкции пускового устройства. 4 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для стыковки двух космических объектов, один из которых активный, а другой - пассивный. На опорную орбиту выводят активный космический объект (АКО), определяют характеристики импульсов сближения (ХИС) по номинальным параметрам опорной орбиты и прикладывают к АКО на первом витке, затем определяют ХИС по фактическим параметрам орбиты АКО и прикладывают на последующих витках. Изобретение позволяет сократить продолжительность сближения с пассивным космическим объектом. 3 ил., 1 табл.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам космического назначения (РКН) с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД). Газовый ракетный двигатель (ГРД) предназначен для увода отделяющейса части (ОЧ) РКН с орбиты полезной нагрузки. ГРД обеспечивает вращение вокруг продольной оси и стабилизацию углового положения отделяющейся части РКН. Принцип работы ГРД основан на сбросе газа наддува до начала процесса газификации жидких остатков компонентов ракетного топлива (КРТ), что приводит к увеличению скорости истечения продуктов сгорания из сопла. Дополнительные электропневмоклапаны установлены перед смесительным коллектором и обеспечивают принцип работы ГРД. Изобретение позволяет повысить эффективность использования жидких остатков КРТ и газов наддува в топливных баках ОЧ ступеней РКН на момент выключения маршевого ЖРД. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетах космического назначения (РКН) с многодвигательной первой ступенью. При невзрывном отказе одного из двигателей выполняют маневр увода аварийной ракеты за счет разворота ракеты в сторону от сооружений стартового комплекса (СК) по заранее введенным в систему управления аварийной программе углов тангажа и рыскания и набору аварийных программ по этим углам по числу двигателей и двум полям падения в зоне космодрома. В полете с помощью системы управления вычисляют координаты мгновенной точки падения ракеты на земную поверхность, определяют отказ двигателя, не вышедшего на полную тягу, по интегральному критерию и по характерным параметрам движения ракеты независимо от показаний датчиков бортовой диагностики двигателей. При наличии отказа выбирают поле падения в зависимости от времени определения отказа и соответствующую аварийную программу углов тангажа и рыскания и осуществляют маневр увода ракеты от сооружений СК, затем выключают отказавший двигатель и работающие двигатели при условии принадлежности координат мгновенной точки падения выбранному полю с падением ракеты в это поле. При отсутствии отказа двигателя осуществляют полет по штатной программе углов тангажа и рыскания. Изобретение позволяет упростить конструкции сооружений СК и отводимых элементов, повысить безопасность эксплуатации и ресурс основных сооружений СК, обеспечить сохранность ракеты при неподтверждении отказа двигателя независимой идентификацией отказа по характерным параметрам движения. 11 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается ракетного разгонного блока и элементов его конструкции, предназначенных для его стабилизации и увода от отделившегося космического аппарата. Способ увода разгонного ракетного блока с траектории полета космического аппарата включает подачу команды на выключение двигательной установки разгонного ракетного блока и с временной задержкой t₁ подачу команды на разделение разгонного ракетного блока и космического аппарата с сообщением им относительной скорости. Осуществляют подачу команды на включение системы увода разгонного ракетного блока от отделившегося космического аппарата с временной задержкой t₂. До подачи команды на выключение двигательной установки разгонного ракетного блока при достижении заданных параметров полета космического аппарата последний совместно с разгонным ракетным блоком ориентируют относительно заданной поперечной оси в положение разделения и стабилизируют их в этом положении. Увод разгонного ракетного блока совмещают с одновременной стабилизирующей закруткой его относительно продольной оси. Достигается уменьшение массы средств отделения космического аппарата и разгонного блока. 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для программного смещения координат точек падения отделяющихся частей (ОЧ) ступеней ракет космического назначения. Программу управления работой газовых ракетных двигателей и движением ОЧ ступеней ракет космического назначения разделяют на внеатмосферный и атмосферный участки. Участки разбивают на конечное число интервалов времени и определяют программу углового разворота и движения ОЧ на каждом интервале. Изобретение обеспечивает полную выработку жидких остатков компонентов ракетного топлива в топливных баках ОЧ, изменение и снижение точек падения ОЧ. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к управлению движением изделий ракетно-космической техники. Способ осуществляется отклонением установленных по крестообразной схеме камер сгорания, расположенных в плоскостях стабилизации I, II, III и IV. При этом вырабатывают командные сигналы , , по тангажу, рысканию и вращению соответственно, а также - управляющие сигналы ₁, ₂, ₃, ₄ отклонения указанных камер сгорания. Для создания момента тангажа поворачивают камеры, расположенные в полуплоскостях II и IV, для создания момента рыскания - камеры в полуплоскостях I и III, для создания момента вращения - камеры, создающие момент в плоскости чертежа на фиг.1. Результирующий угол отклонения каждой камеры сгорания формируется как алгебраическая сумма углов , , . В случае превышения абсолютной величиной одного из управляющих сигналов _i (i=1, 2, 3, 4) своего максимально допустимого значения _max производят перераспределение сигналов между камерами по закону: ; ; j i, где знак «+» используется, если j-я и i-я камеры являются смежными, а знак «-» - если эти камеры противоположны. Техническим результатом изобретения является улучшение характеристик устойчивости и управляемости ракеты в ее угловом движении за счет более полного использования возможностей двигательной установки по реализации требуемых управляющих моментов в каналах тангажа, рыскания и крена. 3 ил.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Способ коррекции времени включения маршевого двигателя разгонного блока на этапе доразгона космического аппарата заключается в том, что определяют расчетную длительность работы двигателя, вычисляют значение функционала энергии, приобретенного разгонным блоком после отделения от ракеты-носителя, определяют разность между заданным в полетном задании значением функционала энергии и фактическим, по этой разнице определяют требуемое время работы маршевого двигателя разгонного блока. Если разница между вычисленным временем и расчетным положительная, уменьшают заданное в полетном задании время свободного полета разгонного блока, а если разница отрицательная, то время свободного полета не изменяют. Достигается снижение энергетических затрат разгонного блока при недоборе энергии. 1 ил.

Изобретение относится к контролю запуска маршевого двигателя (МД) разгонного блока (РБ) при выведении его на опорную орбиту после отделения от ракеты-носителя (РН). Контроль работы МД выполняют через установленный интервал времени после запуска МД на основе измерения величины развиваемого им кажущегося ускорения. В случае превышения кажущегося ускорения предельно минимального допустимого уровня формируют признак «Запуск маршевого двигателя», в противном случае формируют признак «Не запуск маршевого двигателя» и команды «Авария разгонного блока» и «Выключение маршевого двигателя». После формирования признака «Не запуск маршевого двигателя» сохраняют ориентацию РБ, обнуляют отфильтрованное значение кажущегося ускорения, изменяют на установленную величину заданные в полетном задании времена включения двигателей коррекции импульса и МД. Достигается контроль над уровнем тяги маршевого двигателя, а также повторная попытка запуска маршевого двигателя при отсутствии тяги.

Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов астронавтов в космосе. Летательный аппарат включает корпус в виде обруча с подвижным контейнером и реактивным двигателем. Конструкция работает следующим образом: для изменения траектории полета летательного аппарата нужно снять винт и передвинуть подвижный контейнер с прикрепленным к нему реактивным двигателем и снова поставить винт. Достигается расширение диапазона летательного аппарата. 2 ил.

Изобретение относится к области реактивных двигательных установок, а именно к ракетным двигателям, и предназначено для управления малыми космическими аппаратами. Способ организации рабочего процесса в лазерном ракетном двигателе включает подачу в камеру поглощения рабочего тела, создание в ней плазменного ядра, его непрерывную стабилизацию и нагрев рабочего тела. Плазменное ядро создают путем фокусирования лазерного излучения и инициирования оптического разряда за счет поглощения лазерного излучения. Рабочее тело нагревается при обтекании плазменного ядра и истекает из сверхзвукового сопла, образуя реактивную струю. Прошедшее через плазму непоглощенное лазерное излучение перефокусируют в приосевую область камеры поглощения путем отражения от поверхности стенок дозвуковой части сопла. Лазерный ракетный двигатель содержит систему отражающих зеркал, фокусирующую систему, камеру поглощения, систему подачи рабочего тела, сверхзвуковое сопло и тракт охлаждения. Внутренняя поверхность дозвуковой части сопла выполнена вогнутой из материала, отражающего лазерное излучение. Изобретение позволяет повысить КПД лазерного ракетного двигателя. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике и касается полетов в высоких слоях атмосферы и в космосе. Летательный аппарат содержит корпус, поршень с выступом, амортизатор с блоком управления, реактивные двигатели, предохранительные упоры, а также механические амортизаторы. Выступ поршня расположен внутри амортизатора. Амортизатор гидравлически связан с выходом блока управления амортизатором. Поршень с выступом жестко связан с одним из реактивных двигателей. В корпусе имеются два углубления, внутри которых расположены удлиненные выступы с увеличенной шириной в конце. Удлиненные выступы жестко связаны с поршнем. Предохранительные упоры жестко связаны с корпусом и расположены в начале углублений в корпусе. Удлиненные выступы осуществляют касание предохранительных упоров в начале углублений внутренними сторонами расширенных участков. Достигается увеличение ускорения без уменьшения надежности. 1 ил.

Изобретение относится к системам жизнеобеспечения пилотируемых космических аппаратов (КА), оснащенных газореактивными системами ориентации. Устройство выполнено на основе высокотемпературного абляционного генератора (1), использующего сублимированные отходы (2) жизнедеятельности. Последние расположены в керамическом жаропрочном контейнере (3) многократного использования с винтовой крышкой (4), имеющей отверстия (5) для выхода газообразных продуктов пиролиза (6). Снаружи контейнера (3), за пределами КА (8) расположен прозрачный жаропрочный стеклянный корпус (7), установленный на фокальной оси (9) цилиндрического оптического концентратора солнечной энергии (10). Концентратор имеет каркас (11) и натянутую на него светоотражающую пластиковую пленку (12) с алюминиевым покрытием (13). Продукты пиролиза (б), полученные от нагрева отходов (2) концентратором (10), отсасываются компрессором (14) через отверстия (5) в крышке контейнера и трубопровод (15) в баллоны высокого давления (16). Газ из баллонов используется двигателями ориентации КА. Шлак (17) после пиролиза извлекается из контейнера (3) и применяется, например, как минеральное удобрение для растений в теплицах на борту КА. Технический результат изобретения состоит в повышении полноты использования солнечной энергии и получаемых с ее помощью продуктов пиролиза отходов на борту КА для нужд программы полета. 1 ил.

Изобретения относятся к ракетно-космической технике, в частности к ракетам-носителям на жидком топливе, а именно к отделяющейся части ракеты космического назначения на жидких компонентах топлива и к способу спуска ее в заданный район. Способ спуска отделяющейся части ракеты космического назначения на жидких компонентах топлива в заданный район падения основан на стабилизации отделяющейся части положением двигательной установкой вперед, ориентации и управляемом движении отделяющейся части. После отделения отделяющейся части маневр спуска в заданный район падения осуществляют за счет энергетики, заключенной в невыработанных остатках компонентов жидкого топлива на основе их газификации и подачи в газовую ракетную двигательную установку спуска. Управление движением центра масс и вокруг центра масс отделяющейся части осуществляют отклонениями камер газовой реактивной двигательной установки. Отделяющейся части на момент выключения газовой реактивной двигательной установки обеспечивают угловое положение в пространстве, соответствующее минимальному углу атаки при входе ее в плотные слои атмосферы, и закручивают отделяющуюся часть вокруг ее продольной оси. Отделяющаяся часть ракеты включает систему управления и навигации, систему газификации. На верхнем днище топливного отсека установлены четыре камеры, каждая из которых оснащена приводом. Система газификации имеет автономный газогенератор с мембранной системой подачи компонентов топлива, возбудители акустических колебаний, размещенные на штуцерах ввода теплоносителя в топливные баки. Достигается уменьшение площади района падения ракеты. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к управлению космическим аппаратом (КА), в частности к управлению положением линии визирования при сближении и причаливании КА. Способ включает определение угла рассогласования и угловой скорости КА вокруг центра масс. При этом к КА прикладывают управляющие и тестовые воздействия. По знаку приращения угловой скорости при тестовом воздействии в канале управления движением центра масс КА определяют знак возмущающего ускорения. Корректируют сигнал указанной угловой скорости по величинам и длительностям действия управляющего и возмущающего ускорений с учетом их знаков. Сравнивают значения угла ухода, определяемого по скорректированной угловой скорости, и самой этой скорости - с порогами срабатывания. Если данная угловая скорость меньше порога срабатывания, то прикладывают к КА компенсирующее воздействие вокруг центра масс. В процессе стабилизации уточняется значение действующего возмущающего ускорения и отношение величины возмущающего ускорения к управляющему вокруг центра масс. Этим обеспечивается независимость параметров управления от ошибок начальных оценок возмущающего и управляющего ускорений. Техническим результатом изобретения является уменьшение амплитуды колебаний угловой скорости и длительности переходного процесса, а в установившемся режиме - обеспечение малых отклонений угловой скорости от номинального значения и рассогласования по углу, не превышающего порогового значения. 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ увода на орбиту утилизации отделяющейся части ракеты-носителя (ОЧРН). ОЧРН придают вращение вокруг продольной оси до достижения стабилизации ее углового положения в пространстве, затем газифицируют остатки жидких невыработанных компонентов ракетного топлива в баках окислителя и горючего и создают тормозной импульс за счет их сгорания в камере газового ракетного двигателя и высокоскоростного истечения продуктов сгорания в космическое пространство. Двигательная установка (ДУ) для осуществления способа включает топливные баки окислителя и горючего и систему наддува баков. ДУ дополнительно снабжена пороховыми ракетными двигателями раскрутки ОЧРН, по меньшей мере, одним газовым ракетным двигателем с системой питания и системой газификации остатков компонентов ракетного топлива. Система питания содержит устройства отбора газа, снабженные пиромембранами, которые подсоединены к коллектору газового ракетного двигателя. Система газификации остатков компонентов ракетного топлива (КРТ) содержит шар-баллон со сжатым газом, соединенный через электропневмоклапан и редуктор с вытеснительными емкостями горючего и окислителя, а также газогенератор, питаемый от вытеснительных емкостей и соединенный с устройствами ввода газа в топливные баки. Изобретение обеспечивает уменьшение засоренности космического пространства. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к межорбитальным транспортным системам многократного применения. Межорбитальный транспортный аппарат (МТА), снабженный электроракетным двигателем (ЭРД) малой тяги, переводят с низкой околоземной орбиты на промежуточную высокоэллиптическую орбиту (например, суточную орбиту с наклонением ~ 63°, высотами перигея ~ 500 км и апогея ~ 71250 км). Этот переход осуществляют с помощью установленного на МТА одноразового разгонного блока с двигателем большой тяги. Затем отделяют разгонный блок от МТА, а перевод МТА на орбиту назначения производят с указанной промежуточной орбиты по многовитковой спиральной траектории с помощью ЭРД малой тяги. Возвращение МТА после отделения полезного груза на орбите назначения осуществляют на эту же промежуточную орбиту, где производят дозаправку ЭРД и монтаж нового полезного груза. Повторение циклов транспортировки полезных грузов на орбиту назначения осуществляют с данной промежуточной орбиты. Полезные грузы могут доставляться МТА, в частности, на геостационарную орбиту или в точку Лагранжа L₁ системы «Земля-Луна». Техническим результатом изобретения являются снижение сроков транспортных операций, повышение ресурса энергодвигательной установки, увеличение числа циклов использования МТА и массы полезного груза, выводимого на орбиту назначения. 6 з.п. ф-лы, 4 ил., 3 табл.

Изобретение относится к области воздушно-космической техники и может быть использовано при полетах в атмосфере и космическом пространстве с применением реактивных средств создания тяги. Летательный аппарат содержит корпус с цилиндром (камерой сгорания), снабженным первым и вторым выхлопными соплами. Второе сопло расположено спереди цилиндра и заканчивается изогнутой вниз выхлопной трубой, выходящей после изгиба из корпуса ниже цилиндра. В указанном цилиндре выполнены два амортизатора, входы которых гидравлически сообщены с блоком управления амортизаторами. Между амортизаторами установлена (подвижная) пластина, разделяющая цилиндр на две полости, в которых происходит сгорание топлива, подаваемого в амортизаторы от указанного блока управления. Технический результат изобретения направлен на обеспечение надежности ЛА при увеличении скорости его полета. 1 ил.

Изобретение относится к области управления движением космических аппаратов (КА) с помощью реактивных двигателей и м.б. использовано при выведении КА на заданную орбиту с помощью разгонного блока. Способ включает определение значения функционала энергии через фиксированное время после отключения маршевого двигателя, отводимое на окончание его импульса последействия. Далее определяют разность между заданным функционалом энергии и достигнутым. Если эта разность положительная, то вычисляют время, необходимое для компенсации этой разности при включенных двигателях коррекции импульса. Это время ограничивают допустимым уровнем. Если же указанное время превышает его, то включают двигатели коррекции импульса на вычисленное время. Причем, рассчитывая время, необходимое для компенсации отклонения функционала энергии от его заданного значения, учитывают угловое рассогласование между направлением вектора скорости и продольной осью разгонного блока, определяющей направление тяги двигателей коррекции импульса. Техническим результатом изобретения является повышение точности компенсации влияния отклонения импульса последействия маршевого двигателя от расчетного уровня и повышение тем самым точности формирования заданной орбиты КА.

Изобретение относится к области управления движением космических аппаратов (КА), преимущественно искусственных спутников планет с помощью реактивных двигателей коррекции. Согласно данному способу определяют требуемый угол отклонения вектора тяги двигателей от нормали к орбите в плоскости рысканья. Этот угол обеспечивает заданную точность исполнения коррекции периода обращения КА и требуемые изменения за коррекцию трансверсальной и ортогональной составляющих скорости КА. Задают отклонения направлений векторов тяги двигателей и рассчитывают длительности их работы по специальным формулам. Коррекцию проводят парой двигателей, установленных по разные стороны от нормали к орбите, для чего производят последовательно их включения на рассчитанные длительности работы. Техническим результатом изобретения является повышение точности отработки импульса коррекции периода обращения КА, снижение энергозатрат на управление движением КА относительно центра масс и устранение перерывов в использовании КА по целевому назначению.

Изобретение относится к воздушно-космической технике, в частности к двигательным установкам летательных аппаратов для полетов в атмосфере и космосе. Летательный аппарат содержит корпус, конусообразную камеру сгорания с выхлопным соплом сзади и блок управления камерой сгорания, гидравлически сообщенный с этой камерой. С корпусом жестко связаны изогнутые выхлопные трубы и два реактивных двигателя. Указанная камера сгорания выполнена с закругленным углублением спереди нее, а по обе стороны углубления предусмотрены два повернутых друг относительно друга дополнительных выхлопных сопла. Эти сопла связаны с указанной камерой сгорания и с соответствующими изогнутыми выхлопными трубами. Корпус снабжен жестко связанным с ним выступом, внутри которого размещена указанная камера сгорания с выхлопным соплом. Позади выступа установлены указанные два реактивных двигателя. Техническим результатом изобретения является уменьшение габаритов летательного аппарата при обеспечении его реактивного ускорения. 1 ил.

Изобретение относится к воздушно-космической технике и может быть использовано для транспортировки полезных грузов в атмосфере и за ее пределами. Согласно изобретению летательный аппарат содержит жестко связанные корпус и цилиндр, размещенный в цилиндре поршень с выступом и реактивный двигатель, жестко связанный с указанным выступом. В корпусе выполнено углубление, в котором размещен взаимодействующий с поршнем амортизатор. Цилиндр на конце жестко связан с двумя амортизационными упорами, предохраняющими поршень от выхода за пределы цилиндра. При этом аппарат снабжен жестко связанным с поршнем блоком управления реактивным двигателем. Этот блок прекращает подачу топлива в двигатель перед амортизацией поршня и возобновляет подачу топлива и запуск двигателя после амортизации. Тем самым изменяется направление движения поршня. Предусмотрены также два жестко связанных с корпусом стартовых реактивных двигателя, выполненные с возможностью временного включения после амортизации поршня. Технический результат изобретения состоит в повышении надежности летательного аппарата, т.к. уменьшено количество механически- и теплонапряженных элементов (газовых амортизаторов), необходимых для ускорения аппарата. 1 ил.

Изобретение относится к устройствам управления движением космических аппаратов (КА) с использованием реактивных двигателей и может использоваться в межзвездных полетах, в частности, при вхождении КА в поля тяготения черных дыр. Согласно изобретению, устройство включает в себя несколько КА с собственными реактивными двигателями и средствами обмена информацией, причем КА размещены один в другом по схеме "матрешка". Каждый из находящихся внутри КА направлен в сторону, противоположную направлению наружного по отношению к нему КА, и закреплен в подвешенном состоянии, например, на пружинах. Внутренний КА имеет возможность перемещения в осевом направлении относительно наружного КА при их относительном ускорении. Все КА направляют в поле тяготения черной дыры. В момент приближения скорости КА к скорости света, а самих КА - к некоторой критической области черной дыры включают реактивные двигатели внутреннего КА, тормозя его падение на дыру. Как ожидается, в момент входа внешнего КА в критическую область, внутренние КА (один или более) могут на какое-то время остаться вне нее, сохранив свою структуру. Это позволит последним получить и передать информацию о происходящих в пространстве внешнего КА физических процессах. Технический результат изобретения состоит в создании устройства, обеспечивающего резкое относительное ускорение двух и более КА в противоположные стороны в экстремальных условиях движения в поле черной дыры и получение упомянутой информации. 1 ил.

Изобретение относится к управлению ориентацией и движением центра масс космических аппаратов (КА). Предлагаемый способ включает выбор для коррекции орбиты КА определенных групп реактивных двигателей (РД) и интервалов их включения. Действие РД согласуют с работой силовых гироскопов, поддерживающих заданную ориентацию КА в процессе коррекции орбиты. Указанный выбор осуществляют по текущим и прогнозируемым значениям суммарного вектора кинетического момента КА с учетом внешних возмущающих моментов и моментов от тяг РД. При этом максимизируют прогнозируемый импульс включаемой группы РД, продолжая коррекцию ею до тех пор, пока расхождение между указанными прогнозируемым и текущим значениями будет оставаться допустимым. Максимизацию производят на множестве располагаемых РД и на множестве возможных интервалов включения тех или иных групп РД. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности коррекции орбиты КА располагаемым набором РД. 4 ил.

Изобретение относится к воздушно-космической технике и, в частности, к двигательным установкам летательных аппаратов (ЛА) для полетов в атмосфере и космосе. Предлагаемый ЛА содержит цилиндр с размещенным внутри него поршнем, жестко связанный с поршнем реактивный двигатель и корпус. Корпус жестко связан с амортизатором воспламеняемого топлива, предназначенным для взаимного отталкивания корпуса и поршня. Амортизатор гидравлически сообщен с блоком управления этим амортизатором. Корпус жестко связан также с цилиндром, имеющим две выхлопные трубы для выхода отработанных газов и снабженным на конце предохранительными упорами для предотвращения выхода поршня из цилиндра. При этом в состав ЛА введен скачкообразно смещающийся транспортер для перемещения в амортизатор капсул с взрывчатым веществом. Транспортер размещен в углублении корпуса и снабжен поворотным пружинным клапаном. Поворот клапана производится находящейся за ним передней капсулой на транспортере. Детонация капсул происходит от их возгорания от газов воспламеняемого топлива. Техническим результатом изобретения является уменьшение количества топлива, потребного для полета ЛА. 1 ил.

Изобретение относится к воздушно-космической технике, в частности к двигательным установкам летательных аппаратов (ЛА) для полетов в атмосфере и космосе. Предлагаемый ЛА содержит корпус, основной и дополнительный амортизаторы, блок управления основным амортизатором, реактивные двигатели, выхлопные сопло и трубы. При этом в корпусе выполнено углубление, в цилиндрической передней части которого размещен дополнительный механический амортизатор. С этим амортизатором сзади жестко связана цилиндрическая пластина. Основной амортизатор выполнен в виде конусообразного сужения углубления корпуса за указанной пластиной, в конце которого установлено выхлопное сопло. Изогнутые выхлопные трубы основного амортизатора выполнены внутри корпуса, а с корпусом жестко связаны два реактивных двигателя. Техническим результатом изобретения является упрощение конструкции ЛА и уменьшение его габаритов. 1 ил.