Космические летательные аппараты: ..размещение и модификация двигательных систем – B64G 1/40

Изобретение относится к системе хранения криогенной жидкости, в частности, для двигательной установки космического аппарата. Система содержит по меньшей мере один резервуар (1А) для жидкости и внешнюю оболочку (1В), отделенную от резервуара (1А) вакуумным пространством. В этом пространстве размещен многослойный сверхизолятор (20). Предусмотрено устройство (14) для управления подачей топлива, выполненное из материала с высокой теплопроводностью и охлаждаемое криорефрижератором (11). Данное устройство служит для локализации жидкости внутри резервуара (1А) при нахождении в условиях микрогравитации. Заливной трубопровод (21) расположен в нижней (при нахождении на Земле) части резервуара (1А) и окружен двойной стенкой вакуумной изоляции. Спускной трубопровод (22А), соединяющий резервуар (1А) с внешней оболочкой (1В), имеет длину внутренней части не менее половины диаметра резервуара (1А). Технический результат изобретения состоит в повышении конструкционного совершенства резервуаров с гидроарматурой и безопасности обслуживающего персонала. 17 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (КА) и, в частности, к их энергодвигательным системам. Электролизная установка КА включает в себя твердополимерный электролизер, подключенный к системе электропитания КА, и систему водоснабжения. Последняя содержит циркуляционный насос, кислородный и водородный контуры циркуляции воды. Каждый из контуров включает в себя соответствующую полость электролизера и газоотделитель в виде центробежного сепаратора. Сепараторы соединены с общим электроприводом постоянного тока циркуляционного насоса. Этот электропривод подключен к системе электропитания КА последовательно с электролизером. Кислородный контур снабжен входной водяной магистралью с клапаном и в нем установлен теплообменник, подключенный к системе терморегулирования КА. Техническим результатом изобретения является стабилизация режима работы электролизера и повышение надежности бортовой электролизной установки. 1 ил.

Изобретение относится к пневмогидравлической системе подачи компонентов топлива реактивной двигательной установки космического аппарата. Топливный бак содержит герметичный корпус, выполненный из двух полусфер с входным и выходным штуцерами и элементами внешнего крепления. Внутри корпуса расположена и герметично соединена с ним по периметру металлическая диафрагма. Ее толщина наибольшая в экваториальной части и плавно уменьшается к полюсной части. При этом диафрагма в экваториальной части (6) выполнена в форме усеченного конуса, в средней части (7) - в форме торовой поверхности, а в полюсной части (8) - в форме сегмента сферической поверхности. Конечное (после перекладки) положение диафрагмы на чертеже показано внешним пунктиром. Техническим результатом изобретения является повышение эксплуатационных качеств металлической мембраны за счет уменьшения нагрузок и деформаций мембраны в местах ее крепления к корпусу бака. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

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 двигательным системам космических аппаратов. Предлагаемая ионная двигательная установка (ДУ) включает в себя источник рабочего тела, выполненный в виде системы хранения и подачи изотопа алюминия 27 с источником паров (ИП) данного изотопа. ДУ также содержит связанные с источником электрической энергии через преобразователь, нейтрализатор, ускоряющую систему, ионизационную камеру (ИК) и магнитную систему. Выход ИП сообщен с ИК. В состав ДУ введены теплообменники для нагрева ИП и ИК, связанные с источником тепловой энергии, а также источники альфа-частиц (радиоактивные изотопы), встроенные в ИК. На внутреннюю поверхность ИК нанесен слой высокопористой структуры из смеси карбида бора и оксида бериллия. ИП и ИК нагреваются до температуры не ниже температуры кипения алюминия 27 (при разрежении, существующем в ИК). В ИК алюминиевые пары облучаются альфа-частицами. При этом наряду с ионизацией протекают некоторые ядерные реакции с выходом высокоэнергетических частиц и гамма-квантов. Например, можно ожидать скоростей порядка 2,5·10⁴ м/с у ядер кремния 30 и порядка 3·10⁷ м/с у некоторой части нейтронов. Техническим результатом изобретения является уменьшение затрат электроэнергии на ионизацию рабочего тела (повышение КПД ДУ) и увеличение удельного импульса ДУ. 1 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам, а именно к летательным пусковым установкам (ЛПУ). ЛПУ содержит связку баков, крепежные средства, крыло, двигатель, полезную нагрузку. Связка баков содержит две пары одинаковых по объему цилиндрических баков с ракетным топливом одинаковой плотности и одинаковым объемным расходом. Четыре бака прикреплены друг к другу усиливающими поясами, образующими части баков, с неизменным центром тяжести при истечении ракетного топлива. Крепежные средства прикреплены к двум бакам с возможностью крепления к ним крыла. Связка баков размещена в верхней ступени с квадратным сечением и закругленными углами. Изобретение позволяет уменьшить длину пусковой установки. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Группа изобретений относится к космической технике, в частности к перемещению в межпланетном пространстве с использованием ресурсов космоса, и может быть использована для ударного воздействия на опасные космические объекты (ОКО). Способ включает выбор в качестве космического тела-ударника (КТУ) кометного ядра одной из мини-комет с орбитами (6), сближающимися с Землей (1). По траектории (8) к КТУ выводят с Земли ракетную двигательную установку, использующую в качестве рабочего тела испаряемое вещество кометного ядра. Посадку на КТУ производят в точке (9). С помощью данной двигательной установки переводят КТУ с начальной орбиты (7) на траекторию (10), обеспечивающую его столкновение с ОКО (3). В результате столкновения с КТУ в точке (11) ОКО приобретает импульс, переводящий его с начальной, грозящей столкновением с Землей в точке (5), орбиты (4) на безопасную траекторию (12). Устройство для реализации способа (не показано) содержит указанную ракетную двигательную установку, грунтозаборник с испарителем кометного вещества, энергетическую установку (с солнечным концентратором) и астронавигационное устройство. После внедрения грунтозаборника в кометное ядро испаритель производит возгонку летучих веществ ядра. Испарившиеся газы, нагреваясь (солнечным концентратором), истекают из сопла двигательной установки, создавая тягу. Астронавигационное устройство задает требуемую ориентацию вектора тяги. Техническим результатом изобретений является сокращение времени на отклонение ОКО или его фрагментов от столкновения с Землей при минимальных энергетических затратах на проведение миссии с обеспечением необходимой длительности работы двигательной установки и повышением ее надежности. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике. Блок тяги жидкостного ракетного двигателя содержит раму, камеру сгорания с соплом и устройство защиты блока тяги, имеющее донные экраны. Устройство защиты блока тяги дополнительно оснащено устройством тепловой защиты рамы, выполненным в виде устройства охлаждения стенки камеры сгорания с каналами в ней, сообщающимися с каналами подачи одного из компонентов топлива к форсуночной камере. Достигается повышение надежности блока тяги жидкостного ракетного двигателя. 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Двигательная установка включает криогенный бак с экранно-вакуумной теплоизоляцией, расходный клапан, бустерный насос, трубопровод питания, камеру сгорания двигателя и заборное устройство криогенного бака, содержащее нижнее днище криогенного бака, накопитель капиллярного типа с теплообменником под сеточным разделителем и дроссельное устройство. На входе в камеру сгорания двигателя установлен двухпозиционный пуско-отсечной клапан, обеспечивающий до запуска двигателя выход испаренной криогенной жидкости за пределы космического летательного аппарата, и вводящий в процессе и после запуска двигателя криогенную жидкость в камеру сгорания двигателя. Двигательная установка по первому варианту содержит канал, сообщающий выход из теплообменника с полостью между расходным клапаном и бустерным насосом, обеспечивающий постоянное захолаживание конструкции двигателя до пуска двигателя и между его запусками. Двигательная установка по второму варианту содержит трубопровод с компенсатором перемещений, сообщающий выход из теплообменника с трубопроводом питания за бустерным насосом. Способ эксплуатации двигательной установки включает подачу криогенной жидкости из накопителя в теплообменник через дроссельное устройство и охлаждение криогенной жидкости в накопителе с помощью теплообменника. До очередного запуска двигателя сообщают трубопровод питания двигателя с дренажно-подпорным трубопроводом, далее при очередном запуске и штатной работе двигателя сообщают трубопровод питания двигателя с камерой сгорания двигателя, по окончании работы двигателя сообщают трубопровод питания двигателя с дренажно-подпорным трубопроводом для обеспечения охлаждения конструкции двигателя до следующего его запуска. Достигается улучшение массовых характеристик двигательной установки космического летательного аппарата и повышение надежности ее функционирования. 3 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к реактивной технике. Покрытие мультипликатора инжекторного ускорителя состоит из плоских, скругленных по углам пластин, изготовленных из легкого, прочного, жаростойкого сплава металла, размерами от 30 мм до 70 мм, толщиной от 3 мм до 5 мм. Покрытие крепится к поверхности неподвижно или подвижно с изменением угла атаки воздушного потока путем поворота вокруг осей шарнирных соединений кронштейнов с пластинами покрытия мультипликатора инжекторного ускорителя, приводимыми в движение рычагами-толкателями от гидропривода, с установленными под пластинами покрытия мультипликатора инжекторного ускорителя на кронштейнах соленоидами. Соленоиды изготовлены из материалов с высокими техническими характеристиками и запитаны от бортового источника электропитания. По проводникам соленоидов проходит электрический ток, создающий вокруг соленоидов с пластинами покрытия мультипликатора инжекторного ускорителя магнитные поля, взаимодействующие с заряженными частицами - ионами, заполняющими воздушный поток, придавая дополнительные импульсы кинетической энергии - ускорение, увеличивая при этом скорость движения ионизированного воздушного потока. Воздушный поток проходит через фронтально установленные ионизаторы перед поверхностью покрытия мультипликатора инжекторного ускорителя. Достигается увеличение скорости истечения реактивной струи. 3 ил.

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат состоит из жестко связанных с корпусом блока управления, двух реактивных двигателей, двух изогнутых и повернутых в разные стороны выхлопных труб для выхода воспламененного топлива, выходящего также и через выхлопное сопло, размещенной впереди этого сопла камеры сгорания с конусообразным выступом впереди. Блок управления увеличивает частоту следования следующих друг за другом порций топлива, сохраняет определенное количество выдаваемого топлива в каждой порции. Достигается повышение ускорения летательного аппарата. 1 ил.

Изобретения относятся к способам внеземного захоронения радиоактивных отходов и к космическим аппаратам (КА) с электроракетной двигательной установкой (ЭРДУ) для транспортировки этих отходов к областям захоронения. Способ включает помещение ампул с указанными отходами в теплопроводящие матрицы внутрь контейнера. Выделяемое в них тепло отводят теплоносителем первого замкнутого контура к тепловому аккумулятору и далее - к горячему спаю термоэлектрического генератора. Холодный спай охлаждают теплоносителем второго замкнутого контура, отводя тепло к излучающей радиаторной поверхности. Полученную в генераторе электроэнергию подают к ЭРДУ. Теплоноситель первого контура (например, литий, калий, цезий, ртуть, висмут, либо газы) частично используют в качестве рабочего тела ЭРДУ. Расход последнего увеличивают по экспоненциальному закону, выбирая избыток теплоносителя сверх потребного для отвода текущей тепловой мощности. Эта мощность падает вследствие радиоактивного распада транспортируемых отходов. Первый контур теплоносителя снабжен термодросселем и электроклапаном и имеет разветвление на выходе из контейнера. Первый выход разветвления соединен со входом теплового аккумулятора, а выход первого контура соединен с входом электроклапана. Выход электроклапана соединен с входом термодросселя, выход которого соединен с выходом емкости рабочего тела ЭРДУ. Техническим результатом изобретений является увеличение массы транспортируемых радиоактивных отходов путем увеличения тяги ЭРДУ и снижения массы ее рабочего тела. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Твердотопливная ракета содержит стартовый двигатель I ступени с пороховым аккумулятором давления разделения ступеней, прямоточный ракетный двигатель II ступени с соплом и воздуховодом, в камере дожигания которого размещен последовательно стартовый двигатель, установленный по скользящей посадке, и твердотопливный газогенератор. Твердотопливная ракета снабжена двигателем III ступени, своим сопловым днищем утопленным в камеру дожигания прямоточного двигателя и связанным с ней соединительным отсеком. Вокруг переднего днища стартового двигателя и соплового днища двигателя III ступени установлены силовые конструкции, жестко закрепленные на фланцах соединительного отсека и переднего днища стартового двигателя. Между фланцами установлена переходная цилиндрическая силовая проставка, жестко связанная с силовой конструкцией, установленной на стартовом двигателе, и упирающаяся свободным концом в силовую конструкцию двигателя III ступени. На внутренней поверхности камеры дожигания по скользящей посадке установлено сопло камеры дожигания, снабженное фиксатором конечного положения на торцевом срезе камеры дожигания, и закреплено разрывной связью на переднем днище или соответствующей силовой конструкции стартового двигателя. Корпус газогенератора выполнен в виде полого цилиндра, охватывающего цилиндрическую проставку и установленного с кольцевым зазором между внутренней поверхностью камеры дожигания. Воздуховоды выполнены по периметру камеры дожигания между сопловым днищем двигателя III ступени и газогенератором. Между фланцами соплового днища двигателя III ступени и фланцем соединительного отсека выполнена разрывная связь. Достигается увеличение дальности полета ракеты. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Многоразовый ускоритель первой ступени ракеты-носителя содержит корпус, емкости для окислителя и горючего, носовой отсек с обтекателем и с воздухозаборниками, закрытыми поворачивающейся заглушкой, межбаковый и хвостовой отсеки, ракетную и воздушно-реактивную двигательные установки. Емкости для окислителя и горючего выполнены в виде трех баков: одного бака окислителя - жидкого кислорода, расположенного между носовым и межбаковым отсеками, второго бака для горючего - жидкого метана, расположенного между носовым и межбаковым отсеками, непосредственно примыкающего к межбаковому отсеку и имеющего совмещенное днище с баком окислителя, и третьего бака для горючего - жидкого метана, расположенного между межбаковым и хвостовым отсеками. Суммарный объем баков, расположенных между носовым и межбаковым отсеками, равен объему бака окислителя, а объем бака, расположенного между межбаковым и хвостовым отсеками, равен объему бака горючего в случае, если бы в качестве горючего использовался керосин. Ракетная двигательная установка выполнена четырехдвигательной с возможностью отключения аварийного двигателя и форсирования тяги работоспособных двигателей до уровня 133%. Многоразовый ускоритель первой ступени оснащен тремя воздушно-реактивными двигателями, два из которых установлены с боковых сторон носового отсека, а третий установлен сверху носового отсека, с тремя входными отверстиями воздухозаборников двигателей воздушно-реактивной установки, закрытыми каждое своей заглушкой, имеющей каждая свой привод открытия. Достигается повышение мощности тяги и надежности работы многоразового ускорителя первой ступени. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области ракетостроения. Ступень ракеты-носителя содержит центральный маршевый двигатель и несколько твердотопливных двигателей, установленных вокруг центрального маршевого двигателя. Каждый твердотопливный двигатель выполнен с конической образующей твердотопливного заряда, прочно скрепленного с цельномотанным из композиционного материала корпусом типа «кокон» конической формы. Коническая образующая твердотопливного двигателя параллельна образующей цилиндрической поверхности ракеты-носителя. Значение угла наклона оси твердотопливного двигателя к оси ракеты-носителя выбрано таким образом, что ось твердотопливного двигателя проходит через центр масс снаряженной ракеты-носителя. В состав каждого твердотопливного двигателя входит поворотное управляющее сопло, обеспечивающее возможность отклонения оси сопла на незначительный угол, значение которого не превышает значения угла наклона оси твердотопливного двигателя к оси ракеты-носителя. Достигается повышение эффективности и безопасности работы ракеты-носителя. 3 ил.

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам на криогенном топливе. Система запуска относится к жидкостному ракетному двигателю, включающему в себя криогенный топливный бак (1), турбонасосные агрегаты (ТНА) (2, 6), газогенератор (7), сообщенный с турбиной (18) ТНА (6), камеру сгорания (19) и сопло (20). Система снабжена баллонами (3) высокого давления с клапаном зарядки (17). В нее введен расходный трубопровод (14), сообщенный входом с баком (1), а выходом - с рубашками (8, 9) камеры сгорания и сопла. Введен также трубопровод (5) для подачи газообразного криогенного топлива из рубашки (9) сопла к турбине ТНА (2) блока подачи криогенного топлива и в газогенератор (7). Трубопровод (5) через пусковой клапан (16) сообщен с баллонами (3). Система снабжена также трубопроводом (21) подпитки с клапаном (15), сообщающим рубашку (8) камеры сгорания с баллонами (3). Система обеспечивает как запуск ракетного двигателя, так и подзарядку баллонов (3) - через трубопровод (21) - паром криогенного топлива из рубашки (8). Специальных средств охлаждения внутренней стенки сопла (20) не требуется. Техническим результатом изобретения является снижение массы криогенной двигательной установки космического объекта (~10%). 1 ил.

Изобретение относится к космической технике. Двухступенчатая баллистическая многоразовая транспортная космическая система содержит ракетные ступени с баками горючего и баками окислителя - кислорода, маршевые двигательные установки и двигательные установки стабилизации и ориентации. Первая ступень выполнена цилиндрической формы и снабжена хвостовым отсеком, переходником и обтекателем. В качестве горючего маршевых двигательных установок использован водород. Баки обеих ступеней системы выполнены несущими со совмещенными днищами. Вторая ступень в форме усеченного конуса со сферическими днищами снабжена теплозащитой. Обе ступени снабжены посадочными опорами. Достигается увеличение веса выводимого на орбиту груза. 2 ил.

Группа изобретений относится к вариантам выполнения жидкостного ракетного двигателя. Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания, газогенератор и турбонасосный агрегат с турбиной и насосами. Газогенератор и турбонасосный агрегат установлены над камерой сгорания последовательно друг над другом вдоль ее оси. Газогенератор и турбонасосный агрегат выполнены как единый агрегат. Жидкостный ракетный двигатель по первому варианту содержит сверху вниз газогенератор, турбину, насос окислителя, насос горючего, мультипликатор и дополнительный насос горючего, а выход из турбины соединен с камерой сгорания газоводом. Жидкостный ракетный двигатель по второму варианту содержит сверху вниз дополнительный насос горючего, мультипликатор, насос горючего, газогенератор и турбину, а выход из турбины соединен непосредственно с камерой сгорания. Достигаются повышение скорости движения ракеты, улучшение ее весовых характеристик и увеличение дальности полета. 2 н.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракетных летательных аппаратов и ракетных двигателей. Ракетный летательный аппарат содержит корпус, ракетный двигатель с осесимметричным сверхзвуковым соплом, а также установленный на корпусе вокруг двигателя, замкнутый со стороны корпуса и открытый со стороны сопла, складывающийся вдоль продольной оси кожух из мягкого тонкостенного материала в виде усеченного конуса. Меньшее открытое основание конуса выступает за срез сопла. Кожух выполнен из термостойкой плотной ткани. В меньшем открытом основании ткань, образующая кожух, на его кромке соединена с жестким кольцом из термостойкого материала. В большем замкнутом основании кожуха выполнен кольцевой трубчатый канал, сообщенный с одной стороны с гибкими трубчатыми каналами из термостойкой плотной ткани, скрепленными с тканью кожуха и расположенными вдоль образующих конуса кожуха от большего основания к меньшему и имеющими калиброванные выходные отверстия в зоне жесткого кольца меньшего основания кожуха, а с другой стороны - с источником высокотемпературного газа. В сложенном состоянии кожух притянут к корпусу шнурами из термонестойкого материала, соединенными с жестким кольцом меньшего основания кожуха и расположенными напротив выходных отверстий гибких трубчатых каналов. Достигается уменьшение массы и увеличение реактивной тяги ракетного летательного аппарата. 7 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкциях хвостовых отсеков блоков ракет-носителей для их защиты от газодинамического воздействия работающего двигателя. Донная защита хвостового отсека блока ракеты-носителя содержит четыре подвижных сферических кольцевых экрана, установленных на поворотных камерах сгорания двигателя ракеты-носителя, неподвижный экран с отверстиями для прохода камер сгорания, закрепленный на раме двигателя, гибкую пластину, установленную между подвижными сферическими и плоским неподвижным экранами. Гибкая пластина выполнена в виде тонкого упругого кольца из титанового сплава профилированного сечения с углом конической части, в исходном состоянии большим аналогичного угла в составе двигателя. Упругое кольцо содержит радиальные резы и контактирует со сферическим кольцевым экраном наружной стороной своей отбортовки в подпружиненном состоянии. Достигается повышение вибро- и теплозащиты хвостового отсека. 2 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Двигательная установка ракетного блока содержит топливный бак окислителя и топливный бак горючего, снабжающие топливом маршевый двигатель, баллон высокого давления, редуктор понижения давления с дренажным штуцером редуктора понижения давления, соединенный питающим трубопроводом с баллоном высокого давления. В двигательную установку введен пироклапан с двумя выходами и обратный клапан. Вход пироклапана сообщен с дренажным штуцером редуктора понижения давления. На первый выход пироклапана установлен защитный элемент внутренней полости пироклапана с выходным штуцером. Второй выход пироклапана через обратный клапан сообщен с трубопроводом наддува бака горючего. Достигается повышение надежности работы двигательной установки ракетного блока в процессе проведения пневмоиспытаний и подготовки к пуску ракетного блока. 2 ил.

Изобретения относятся к многоступенчатой ракете-носителю, к жидкостному ракетному двигателю, турбонасосному агрегату и к блоку сопел крена. Многоступенчатая ракета-носитель содержит центральный модуль первой ступени с боковыми модулями первой ступени и центральный модуль второй ступени с боковыми модулями второй ступени. Все модули имеют жидкостный ракетный двигатель и систему перелива одного из компонентов топлива из боковых модулей в центральный. Ракета-носитель содержит блоки сопел крена, содержащие по два оппозитно установленных сопла крена, блоки сопел крена установлены на внешней уделенной от оси ракеты-носителя поверхности корпусов боковых модулей всех ступеней. Жидкостный ракетный двигатель содержит силовую раму, камеру сгорания, закрепленную на силовой раме при помощи узла подвески и имеющую головку, цилиндрическую часть с верхним и нижним силовыми кольцами и сопло. Узел подвески смонтирован на силовой раме и содержит подвижную и неподвижную части. Подвижная часть соединена через промежуточную раму с верхним силовым кольцом. Сопла крена установлены на нижнем силовом кольце, установленном в нижней части сопла и соединенном со срезом сопла. К соплам крена через трехходовые краны газа и горючего присоединены соответственно трубопроводы подачи газогенераторного газа, другие концы которых соединены с трубопроводом отбора газа, и трубопроводы горючего, при этом блоки сопел крена закреплены на нижнем силовом кольце ракеты. Турбонасосный агрегат содержит турбину и насосы окислителя, двухступенчатый насос горючего и дополнительный насос горючего, валы которых соединены между собой при помощи устройства для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения, размещенного в корпусе с подводящим и отводящим каналами. В качестве устройства для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения применена магнитная передача, содержащая диски с постоянными магнитами, размешенными по окружности с постоянным шагом. Достигается улучшение управляемости ракеты-носителя. 4 н. и 8 з.п. ф-лы, 19 ил.

Изобретение относится к ракетной технике. Ракета для межпланетных полетов содержит центральный модуль первой ступени с боковыми модулями первой ступени и центральный модуль второй ступени с боковыми модулями второй ступени. Боковые модули соединены с центральными соединительными штангами, имеющими возможность расстыковки. Все модули имеют корпус, баки окислителя и горючего внутри корпусов, жидкостной ракетный двигатель в каждом ракетном блоке и системы перелива одного из компонентов топлива из боковых модулей в центральный. Ракета содержит блоки сопел крена, содержащие по два оппозитно установленных сопла крена. Блоки сопел крена установлены на внешней удаленной от оси ракеты-носителя поверхности корпусов боковых модулей всех ступеней. Достигается повышение безопасности полета и улучшение управления ракетой. 5 з.п. ф-лы, 14 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 ракетно-космической технике и может быть использовано при расчете энергетически оптимальных программ управления выведением первых ступеней ракет космического назначения (РКН) исходя из снижения влияния ограничений, обусловленных обеспечением падения отделяющихся частей (ОЧ) в существующие зоны отчуждения земель под поля падения ОЧ. Способ включает прогнозирование точки приземления ОЧ, сравнение прогнозируемых координат точки падения с координатами разрешенной зоны падения, оценку величины остатков топлива в баках. После отделения к центру масс ОЧ прикладывают импульс, величину и направление которого определяют из условия возможного изменения наклонения орбиты выведения РКН. Для реализации приращения скорости центра масс ОЧ для обеспечения спуска ОЧ в заданный район падения применяется автономная бортовая система увода с использованием остатков компонентов жидкого топлива в баках ОЧ. Достигается повышение массы выводимого полезного груза при сохранении существующих районов падения и при отсутствии необходимости дополнительного отчуждения земель под зоны падения ОЧ первых ступеней при пусках на наклонения орбит, для которых нет соответствующих азимутов пуска с соответствующими районами падения ОЧ. 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции дренажа криогенного компонента из криогенного бака разгонного ракетного блока. Дренажное устройство состоит из дренажного клапана, установленного на криогенном баке, и дренажного трубопровода. Дренажный трубопровод на выходе из ракетного разгонного блока закреплен к его силовому элементу с помощью кронштейна, содержащего направляющую опору и термомост. В состав дренажного трубопровода введена сферическая втулка, размещенная внутри направляющей опоры. Средняя часть дренажного трубопровода подкреплена на верхнем днище криогенного бака с помощью регулируемого кронштейна. Регулируемый кронштейн содержит опору с резьбовой законцовкой, два полуприжима, охватывающих дренажный трубопровод и установленных на резьбовой законцовке опоры, регулировочную шайбу, размещенную между опорой и нижним полуприжимом, и сферические вкладыши, установленные на внутренних поверхностях верхнего и нижнего полуприжимов. На выходе из дренажного клапана в дренажный трубопровод введены изогнутые патрубки, которые образуют П-образный участок в составе дренажного трубопровода. В состав средней части дренажного трубопровода введен компенсатор угловых перемещений, который совместно с кронштейном и регулируемым кронштейном обеспечивает компенсацию монтажных и рабочих перемещений. Достигается повышение надежности эксплуатации дренажной магистрали. 4 ил.

Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов астронавтов в космос. Летательный аппарат имеет корпус в виде двух сетчатых прямоугольных призм и двух подвижных осей, на которые надеты подвижные контейнеры с реактивными двигателями. Достигается расширение диапазона летательного аппарата. 2 ил.

Изобретение относится к космическим транспортным системам, их энергообеспечению, способам доставки грузов в космос и организации грузообмена между космическими аппаратами. Способ энергообеспечения космических аппаратов-накопителей включает захват и ускорение атмосферного воздуха и грузов, передачу накопленных веществ на другие космические аппараты, компенсацию потерь скорости космического аппарата-накопителя от захвата и ускорения атмосферного воздуха, грузов и аэродинамического сопротивления. Энергоснабжение космического аппарата-накопителя обеспечивают полностью или частично за счет использования химической, кинетической и тепловой энергий поступающих грузов. Химическая энергия обеспечивается в случае, когда грузы поступают в виде окислителя и горючего, продукты окисления передаются на другие космические аппараты для дальнейшего использования и/или переработки. Кинетическая энергия в виде тормозного импульса обеспечивается при обмене грузами космическими аппаратами-накопителями в случае встречного их движения или при поступлении грузов, доставленных суборбитальными ракетами. Тепловая энергия обеспечивается при торможении поступающих в космический аппарат-накопитель грузов и воздуха и из теплоаккумулирующих веществ, передаваемых с других космических аппаратов. Для безотходного многократного использования в космическом аппарате-накопителе организуется система межорбитального круговорота грузов-энергоносителей по восстановлению химической и тепловой энергий на спутниковых энергостанциях, расположенных на более высоких орбитах, и кинетической энергии при помощи межорбитальных буксиров, аппаратов-накопителей, аппаратов-заправщиков и других космических аппаратов, обращающихся на более высоких орбитах, с которыми космический аппарат-накопитель производит обмен грузами. Достигается уменьшение массогабаритной характеристики энергоустановки.

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат содержит жестко связанные корпус и цилиндр, размещенный в цилиндре поршень, а также два жестко связанных с корпусом стартовых реактивных двигателя и размещенные в конце цилиндра два амортизационных предохранительных упора. В корпусе выполнено углубление, в котором размещен взаимодействующий с поршнем амортизатор. Летательный аппарат содержит жестко связанный с поршнем выступ, находящийся впереди поршня, блок электропитания соленоида и цилиндрический соленоид, размещенный внутри отверстия в корпусе и жестко связанный с корпусом и имеющий внутри выступ поршня и механический амортизатор. Блок электропитания соленоида жестко связан с корпусом и имеет первый и второй выходы, соответственно соединенные с первым и вторым входами цилиндрического соленоида, и выдает электрические импульсы для втягивания выступа поршня внутрь соленоида до начала амортизации и отталкивания поршня и корпуса в противоположные стороны после амортизации. Достигается расширение функциональных возможностей летательного аппарата. 1 ил.

Изобретение относится к двигательным системам космических аппаратов (КА) и, более конкретно, к системам парусного типа, использующим солнечный ветер в качестве источника тяги. Электрический парус содержит множество вытянутых электропроводных компонентов (проволок) (102), развертываемых от корпуса (101) КА в радиальных направлениях с помощью вспомогательной двигательной (реактивной) системы. Эта система вращает корпус (101), создавая необходимую для развертывания центробежную силу. Корпус (101) снабжен генератором электрического потенциала, например электронной пушкой, подключенным к проволокам через управляемое электрическое соединение. Пушка испускает поток электронов (103), например, вдоль оси вращения КА. Электроны стекают из проволок (104) в корпус (101), так что проволоки приобретают положительный потенциал относительно окружающей плазмы. Это обеспечивает взаимодействие паруса с протонами солнечного ветра и создание необходимой тяги. Предусмотрена навигационная система, регулирующая через указанное управляемое электрическое соединение напряжение на проволоках. Это позволяет управлять величиной и направлением тяги электрического паруса, а также - движением самих проволок. Технический результат изобретений состоит в создании эффективного и практически приемлемого способа управления полетом КА и служащего для этого электрического паруса, легко развертываемого и управляемого, а также устойчивого к воздействию микрометеоритов и других факторов космического полета. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 9 ил.