Космические летательные аппараты: ..размещение и модификация устройств и приборов или инструментов, не отнесенных к другим рубрикам – B64G 1/66

Изобретение относится к области машиностроения. Шариковый замок содержит рабочую поверхность, выполненную в виде конической поверхности. На штоке выполнены посадочный буртик и посадочный фланец. На втулке выполнен стыковочный фланец с посадочным отверстием и заходной фаской, стыковочный фланец снабжен адаптером для установки второго объекта. Во втулке неподвижно установлен вкладыш, рабочая поверхность которого выполнена в виде конической поверхности, угол наклона рабочей поверхности втулки больше угла наклона рабочей поверхности штока на 1÷12°. Втулка снабжена рукояткой с головкой захвата. В запорном кольце выполнены радиальные отверстия, в которых установлены запорные шарики. Наружная посадочная поверхность запорного кольца взаимодействует с внутренней посадочной поверхностью рукоятки втулки. Ограничитель перемещения выполнен в виде не менее двух выступающих над поверхностью запорного кольца элементов. Запорное кольцо снабжено рукояткой с радиальными отверстиями, охватывающими ограничители перемещения. Рукоятка с зазором охватывает втулку, на рукоятке выполнена головка захвата. Достигается соединение и разделение двух объектов сжатием кисти руки. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к средствам обеспечения деятельности и безопасности космонавтов в процессе работы в открытом космосе. Страховочное устройство для условий невесомости содержит страховочный фал (СФ), гильзы с резьбой на наружной поверхности, пальцы, пружина растяжения (ПР), накидные гайки, чехол из мягкого материала, обоймы. Гильзы введены в фал, перпендикулярно осям гильз установлены пальцы, СФ помещен внутри ПР, чехол надет на пружину и накидные гайки. Рабочая часть СФ, ПР и чехла равна по длине в растянутом состоянии. Изобретение позволяет повысить безопасность деятельности космонавта в открытом космосе. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к средствам обеспечения деятельности космонавтов в условиях невесомости. Устройство фиксации предметов в невесомости содержит фиксатор в виде проволоки (из материала, обладающим свойством остаточной пластической деформации) в неметаллической оболочке, рычаг (с возможностью вращения и поступательного движения относительно фиксатора) с щелевым отверстием шириной, соизмеримой с диаметром фиксатора. Изобретение позволяет повысить безопасность фиксации предметов космонавтом в условиях открытого космоса. 3 ил.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для измерения состояния поверхности космического аппарата, а также других поверхностей в нанометровом диапазоне. Сканирующий зондовый микроскоп, совмещенный с космическим аппаратом, содержит измерительный блок, включающий зондовый модуль с, по меньшей мере, одним зондом, сканирующее устройство и блок сближения зондового модуля с, по меньшей мере, одной зоной измерения, а также блок управления, имеющий возможность взаимодействия с измерительным блоком. Измерительный блок расположен снаружи космического аппарата, включающего герметичный корпус, и сопряжен с ним посредством соединительного элемента. Зона измерения расположена на наружной поверхности герметичного корпуса. Технический результат изобретения заключается в расширении функциональных возможностей. 10 з. п. ф-лы, 10 ил.

Группа изобретений относится к управлению движением космических объектов, в частности стабилизации относительного (вокруг собственного центра масс) движения фрагментов космического мусора. Способ стабилизации движения указанных фрагментов включает приложение силы к фрагменту в его расчетных точках. Силу создают пневматическим воздействием на фрагмент газового факела, генерируемого с борта находящегося рядом спутника. Факел может создаваться устройствами типа реактивных двигателей разного рода. При этом возможно одновременное изменение орбиты фрагмента космического мусора. 2 н. и 13 з.п. ф-лы. 8 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 космической технологии, конкретнее - к технике объемной (3D) печати по принципу послойного наращивания твердой геометрической фигуры пучком электронов. Устройство м.б. использовано на борту Международной космической станции (МКС). Сперва 3D-объекты формируют в вакуумной камере (контейнере) внутри МКС. Затем заполняют эту камеру воздухом и разбирают. На внешней поверхности МКС закрепляют первую площадку (17), соединяют ее фермами (19) со второй площадкой (18), где установлена подвижная площадка (5) с микроэлектродвигателями (3). На обратной стороне верхней крышки контейнера (11) размещают систему подачи проволоки (порошка) (4), а также устройства формирования электронного луча (2) и видеоконтроля (12). Все они соединены с компьютером (6), через который космонавт изнутри МКС управляет двигателями (3) перемещения площадки (5) и в целом - созданием объемного изделия. На подвижной площадке (5) могут быть изготовлены как отдельные элементы конструкции МКС, например, прутки (14, 15), так и с помощью сварки (16) - соединение этих прутков. Пучок электронов фокусируется на источнике металла (проволоке или порошке), непрерывно подаваемом к этому пучку, и плавит металл над вращающейся поверхностью, укладывая его слоями в соответствии с 3D-моделью объекта. Через светофильтры, вставленные в объектив видеоконтрольного устройства (12), можно следить за процессом изготовления элементов конструкции. Кроме того, информация об изготовленном объекте считывается в компьютерную систему, сравнивается с соответствующей моделью объекта, протоколируется и заносится в базу данных. Технический результат изобретения заключается в расширении функциональных возможностей применения 3D-печати для изготовления объемных объектов и конструкций МКС. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретения относятся преимущественно к элементам бортовых систем пилотируемых космических объектов. Устройство содержит присоединенные к входу и выходу заменяемого агрегата (1) трубопроводы (2), соединения (3) и гидроразъемы (4). Последние состоят из сменной (5) и несменной (6) частей гидроразъема. Каждое из соединений (3) состоит из штуцера, наконечника, уплотнительных прокладок и накидной гайки (не показаны). Ось соединения (3) параллельна оси гидроразъема (4), чем исключается перекос при стыковке и расстыковке гидроразъема. По первому варианту устройства на соединение (3) надета гильза, ограничивающая ход его частей при расстыковке гидроразъема. Лепестки гильзы скреплены с двумя полухомутами, охватывающими накидную гайку. На накидной гайке выполнен кольцевой ограничитель, обеспечивающий при определенных длинах гильзы и других элементов нерасстыковку соединения при свинчивании этой гайки. По второму варианту во внутренней полости указанного штуцера выполнена опора с центральным гладким отверстием, соединенная с внутренней поверхностью штуцера ребрами. Во внутренней полости наконечника выполнена резьбовая опора с центральным резьбовым отверстием, соединенная с внутренней поверхностью наконечника ребрами. В резьбовую опору ввернут винт, проходящий через гладкое отверстие в опоре штуцера. Длины винта и других элементов таковы, чтобы обеспечить нерасстыковку соединения при свинчивании накидной гайки. Техническим результатом изобретений является повышение удобства работы космонавтов в условиях невесомости при замене агрегатов в обитаемых отсеках космических объектов, а также снижение массы присоединенных к агрегатам трубопроводов и уменьшение пространства, занимаемого трубопроводами. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и предназначено для арретирования и разарретирования валов электроприводов аэродинамических рулей управляемых авиационных ракет как при их технологических проверках, так при их пуске с самолета. Арретирующее устройство включает неподвижную часть с катушками, подвижную часть и фиксатор вала электродвигателя, кинематически связанный с подвижной частью. Неподвижная часть выполнена в виде полого статора с четырьмя полюсами и расположенными на них двумя парами катушек, снабженного четырьмя постоянными магнитами. Подвижная часть выполнена в виде установленного в полости статора на оси неполноповоротного динамически сбалансированного ротора, кинематически связанного с фиксатором вала электродвигателя для фиксации или освобождения вала электродвигателя привода руля при прямом или обратном повороте ротора при подаче импульса тока на одну или другую пару катушек. Достигается уменьшение габаритных размеров арретирующего устройства для электропривода руля ракеты. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и предназначено для арретирования и разарретирования валов электроприводов аэродинамических рулей управляемых авиационных ракет как при их технологических проверках, так и при их пуске с самолета. Арретир включает неподвижную часть с катушками, подвижную часть и фиксатор вала электропривода, кинематически связанный с подвижной частью. Неподвижная часть выполнена в виде полого статора с двумя полюсами и расположенными на них двумя катушками и снабженного двумя постоянными магнитами. Подвижная часть выполнена в виде установленного в полости статора на оси неполноповоротного динамически сбалансированного ротора, кинематически связанного с фиксатором для фиксации или освобождения вала рулевого электропривода при прямом или обратном повороте ротора при подаче импульса тока на одну или другую катушку. Статор снабжен двумя упорами для ограничения поворотов ротора и обеспечения магнитного зазора между ротором и постоянными магнитами, которые ориентированы вдоль оси ротора преимущественно параллельно двум боковым смежным им граням ротора, расположенным со стороны катушек. Достигается уменьшение габаритных размеров арретирующего устройства для электропривода руля ракеты. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к космонавтике и служит для проживания астронавтов. Космический передвижной дом (ПД) включает в себя лифтовую шахту (1), к которой крепится колесо (2). На лифтовую шахту (1) надеваются съемные комнаты (3) определенного объема. Их сборка стопорится винтовым колесом (4). В зависимости от условий и задач пребывания астронавтов на планете на лифтовую шахту (1) надеваются требуемые съемные комнаты (3). Эти комнаты стопорятся колесом (4), навинчиваемым на корпус шахты (1). Затем ПД укладывают на поверхность планеты и перекатывают в нужное место. Техническим результатом изобретения является расширение эксплуатационного диапазона космического ПД. 2 ил.

Изобретение относится к оборудованию и средствам для проживания людей на других планетах. Космический дом включает в себя посадочную плиту (1), которая имеет поворотные оси (2). В нижней части поворотные оси (2) устанавливаются, например, на грунт и крепятся в подшипниках (3). Корпуса зданий (4) сбоку крепятся к поворотным осям (2). Дом эксплуатируется следующим образом. Для перехода из одного корпуса в другой нужно повернуть соответствующие оси (2). Тем самым корпуса (4) благодаря их эксцентричному креплению к осям (2) повернутся друг к другу. Техническим результатом изобретения является увеличение эксплуатационного диапазона космического дома. 2 ил.

Изобретение относится к управлению атмосферным полетом космических исследовательских аппаратов. Аппарат (1) содержит контейнер (2) с научно-измерительной аппаратурой, тормозное устройство (5) и аэродинамическую поверхность (3) в качестве средства-носителя контейнера (2). Для управления движением аппарата используются градиентные атмосферные течения. Способ предусматривает отделение контейнера (2) и поверхности (3) друг от друга с сохранением регулируемой по длине гибкой связи (4) между ними. Далее производят их разнесение для исключения взаимной аэродинамической интерференции и торможение в вертикальном направлении путем ввода в действие устройства (5). Затем переводят тормозное устройство (5) в горизонтальное (или близкое к нему) положение и в дальнейшем регулируют величину подъемной силы путем изменения длины гибкой связи (4) и/или посредством изменения тормозящего усилия, создаваемого устройством (5). Для увеличения этого тормозящего усилия может быть использована разрифовка или раскрутка устройства (5) набегающим потоком. Технический результат изобретения заключается в повышении объема научной информации о планете, получаемой в ходе полета (при увеличении его продолжительности) и вероятности успешного выполнения полета - благодаря его осуществлению с помощью более простых и экономичных технических средств. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретения относятся к области космической технологии и могут быть использованы для исследований на низкоорбитальных космических аппаратах. Устройство содержит следообразующий экран (1) со средствами (2) для его ориентации в пространстве. Средства (3) для проведения технологических операций с образцами закреплены в центральной части экрана (1). Эти средства имеют возможность перемещения из герметичного контейнера (4) в зону технологических операций. Средства (6) формирования молекулярных или иных пучков (для обработки поверхности образца) закреплены на экране (1) посредством консольной конструкции. Между средствами (3) и (6) установлен защитный экран (17) с отверстием для позиционирования (выноса) образца. Защитный экран разграничивает зоны подготовки и анализа образцов (между экранами (17) и (1)) и выращивания материалов, в частности пленок (между экраном (17) и средствами (6)). Экран (1) выполнен с возможностью изменения его формы и снабжен для этого соответствующим механизмом. В рабочем положении он имеет форму усеченного конуса, ориентированного меньшим основанием в направлении вакуумного следа. Экран (1) может использоваться также как рефлектор, обеспечивая необходимую концентрацию солнечных лучей на защитный экран (17) и средства (6) формирования пучков - для их дегазации. Техническим результатом изобретений является повышение качества и производительности выращиваемых в космосе структур (полупроводников), сокращение габаритов устройства в транспортном положении, уменьшение его массы и стоимости доставки на орбиту. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретения относятся к методам и средствам обеспечения безопасности Земли от столкновения с опасным космическим телом (астероидом, кометой и т.п.). Способ заключается в том, что после обнаружения опасного тела производят запуск к нему космического аппарата, несущего набор ударных блоков с зарядами взрывчатого вещества (ВВ). Первый блок оснащают средствами пенетрации. При подходе к опасному телу ударные блоки поочередно выпускают из космического аппарата и позиционируют в пространстве через необходимые интервалы. Первый блок наводят в точку прицеливания на поверхности тела, в которое он затем проникает на расчетную глубину. Там осуществляют детонацию ВВ, в результате чего образуется кратер. Следующий ударный блок направляют в данный кратер, корректируя его траекторию по результатам первого соударения. При этом наводят данный блок, после разлета обломков, с помощью процессора командного отсека космического аппарата и системы самонаведения на тепловое пятно кратера. Следующие ударные блоки корректируются аналогично по результатам предыдущих соударений. Из командного отсека осуществляется не только управление движением ударных блоков, но и контроль результатов их попаданий и изменения движения опасного космического тела. После сообщения на Землю о результатах операции сам космический аппарат может быть использован как ударный блок, будучи направлен в кратер на поверхности опасного тела. Техническим результатом изобретений является повышение эффективности воздействия на опасное космическое тело при одновременном снижении затрат на изменение его траектории. 2 н.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области управления космическим аппаратом (КА). Предлагаемый способ включает выставку оси визирования прибора зондирования (ПЗ) относительно строительных осей КА и разворот КА до совмещения оси визирования ПЗ с направлением на Солнце. Также производят разворот КА до совмещения оси его минимального момента инерции с плоскостью орбиты. Измеряют высоту орбиты КА, определяя значения углов между направлением на центр Земли и направлениями на нижнюю ( ₀) и верхнюю границы исследуемого слоя атмосферы. В зависимости от этих углов выставляют ось визирования ПЗ под определенным углом ( ) к оси минимального момента инерции КА в сторону, соответствующую наибольшей освещенности солнечных батарей КА. Данный угол отвечает минимальному рассогласованию между текущим углом отклонения оси минимального момента инерции КА от местной вертикали и углами отклонений данной оси от местной вертикали в начале и конце сеанса зондирования. Измеряют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА и при его совпадении со значением угла ₀ измеряют угол возвышения Солнца над видимым с КА горизонтом Земли. При значениях последнего угла, меньших или равных углу возвышения верхней границы исследуемого слоя атмосферы над видимым с КА горизонтом Земли, разворачивают КА до совмещения оси визирования ПЗ с направлением на Солнце. При этом ось минимального момента инерции КА совмещают с направлением, лежащим в плоскости орбиты и образующим с проекцией на эту плоскость направления на Солнце определенный угол, зависящий от упомянутых углов ₀ и . Зондирования атмосферы выполняют в моменты захода Солнца за видимый с КА горизонт Земли, поддерживая неизменную ориентацию КА последовательно в орбитальной и инерциальной системах координат. Технический результат изобретения состоит в увеличении информативности зондирования атмосферы Земли при минимальных энергетических затратах на борту КА. 8 ил.

Изобретение относится к области управления космическим аппаратом (КА). Согласно предлагаемому способу стабилизируют КА и зондируют атмосферу Земли в моменты захода Солнца за видимый с КА горизонт Земли. При этом разворачивают КА осью его минимального момента инерции перпендикулярно плоскости орбиты. Измеряют высоту орбиты КА и выставляют ось визирования прибора зондирования (ПЗ) в сторону, соответствующую наибольшему съему электроэнергии с солнечных батарей КА, на определенное угловое расстояние от оси минимального момента инерции КА. Измеряют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА и сравнивают этот угол с углом между направлением на нижнюю границу исследуемого слоя атмосферы и направлением на центр Земли. При их совпадении и минимальном значении угла между осью минимального момента инерции КА и нормалью к плоскости орбиты разворачивают КА до совмещения оси визирования ПЗ с направлением на Солнце. Измеряют угол возвышения Солнца над указанным видимым горизонтом и сравнивают этот угол со значением угла возвышения над горизонтом верхней границы исследуемого слоя атмосферы Земли. В период, когда угол возвышения Солнца меньше или равен сравниваемому с ним значению, выполняют зондирование атмосферы Земли. Предлагаемая система управления включает в себя необходимые блоки и связи между ними для выполнения описанных выше операций. Причем в нее введены блоки измерения упомянутых выше углов и определения моментов зондирования атмосферы и построения соответствующей ориентации КА. Технический результат изобретения состоит в увеличении информативности зондирования атмосферы Земли при минимальных энергетических затратах на борту КА. 2 н.п. ф-лы, 7 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, а именно к двигательным системам ракетных блоков. Двигательная установка ракетного блока содержит источник газа, ресивер, исполнительные органы, трубопроводы, ферму, пневмощиток и другие агрегаты и системы. На полом каркасе пневмощитка закреплены элементы пневмогидравлической системы двигательной установки. Согласно первому варианту изобретения, в качестве ресивера двигательной установки ракетного блока использованы полые стержни фермы, выполненные герметичными. При этом полости стержней соединены трубопроводами с источником газа и с исполнительными органами двигательной установки. Согласно второму варианту изобретения, в качестве ресивера двигательной установки ракетного блока использован полый каркас пневмощитка, выполненный герметичным. При этом полость каркаса пневмощитка соединена трубопроводами с источником газа и с исполнительными органами двигательной установки. Использование полых конструкций двигательной установки ракетного блока в качестве ресивера для работы исполнительных органов ее пневмогидравлической системы позволяет снизить массу двигательной установки ракетного блока. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к элементам конструкции двигательных установок ракетных блоков. Согласно первому варианту изобретения в качестве ресивера двигательной установки ракетного блока использован стержень фермы ракетного блока. Стержень выполнен герметичным и содержит глухие сферические донцы, обеспечивающие замкнутую полость стержня, и переходник со штуцером. Согласно второму и третьему вариантам изобретения в качестве ресивера двигательной установки ракетного блока использована ферма ракетного блока. В этих вариантах изобретения ферма выполнена герметичной и содержит переходники со штуцерами. При этом во втором варианте изобретения в фитингах фермы имеются каналы, обеспечивающие соединение полостей стержней фермы. А согласно третьему варианту изобретения ферма содержит трубопроводы, соединяющие полости стержней фермы. В четвертом варианте изобретения в качестве ресивера двигательной установки ракетного блока использован каркас пневмощитка ракетного блока. Каркас сварен из труб и полых фитингов, выполнен герметичным и содержит переходники со штуцерами. Использование полых конструкций ракетного блока в качестве ресивера для работы исполнительных органов пневмогидравлических систем ракетного блока позволяет снизить массу двигательной установки ракетного блока. 4 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается адаптеров для группового запуска космических аппаратов. Адаптер содержит корпус, состоящий из двух частей, одна из которых выполнена в виде силового корпуса с платформой для установки космических аппаратов на одном торце и со стыковочным шпангоутом на другом торце, другая часть – в виде силового кольца, закрепленного на раме полезного груза, со стыковочным шпангоутом. Стыковочные шпангоуты силового корпуса и силового кольца соединены между собой при помощи болтовых соединений, в каждом их которых установлены по два шайбовых резиновых амортизатора, причем один из них смонтирован между стыкуемыми поверхностями стыковочных шпангоутов силового корпуса и силового кольца, а другой – между противоположной поверхностью стыковочного шпангоута силового корпуса и металлической шайбой под головкой болта. Диаметр металлической шайбы превышает диаметр шайбового резинового амортизатора, а устройства крепления космических аппаратов закреплены на платформе силового корпуса при помощи болтовых соединений с шайбовыми резиновыми амортизаторами, смонтированными между стыкуемыми поверхностями платформы и устройствами крепления космических аппаратов. Технический результат – снижение вибродинамических и ударных нагрузок на устанавливаемые на адаптер космические аппараты путем расширения диапазона варьирования демпфирующих свойств конструкции адаптера. 6 ил., 1 табл.

Изобретение относится к оборудованию ракет-носителей (РН) и космических аппаратов (КА), используемому при испытательных пусках. Предлагаемая ступень содержит системы управления и измерений параметров РН, адаптер с установленными на нем КА и дополнительную систему измерений. Последняя снабжена автономной системой питания и системой передачи данных на наземные пункты через сеть спутников. Данная дополнительная система выполнена в виде двух автономных подсистем, одна из которых установлена на одном из КА и связана с системой передачи данных этого КА на наземные пункты. Другая подсистема смонтирована в гермоконтейнере, связана с датчиками системы измерений параметров РН, имеет температурные датчики, смонтированные на торце гермоконтейнера, и датчики ускорений. Подсистема, установленная на КА, снабжена аппаратурой для определения координат ступени РН через навигационную спутниковую систему. Когда КА находится в составе ступени, эта подсистема связана с системой управления РН и ее химическим источником питания. Подсистема в гермоконтейнере дополнительно питается от солнечных батарей. КА и гермоконтейнер установлены на торце адаптера со стороны набегающего аэродинамического потока. Высота установки КА превышает высоту установки гермоконтейнера. Этим обеспечивается, после сброса обтекателя РН, экранирование конструкцией КА точки замера температуры воздушного потока. Технический результат изобретения состоит в увеличении объема и повышении точности получаемой информации. 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к способам изменения и усиления сигнальных характеристик космических объектов и ракет при входе их в атмосферу. Кромка днища космического объекта выполняется со скосом, расположенным под углом 0-90° к образующей боковой поверхности корпуса. В днище со стороны скоса выполняются конусообразные углубления. В каждом из углублений закрепляется конусообразный элемент с плазмообразующим составом. Элемент охватывается разрезной пластиной из материала с термомеханической памятью формы, с прикрепленным к ней теплозащитным покрытием на основе асбеста. Толщина покрытия возрастает от одного элемента к другому в пределах каждой из полуокружностей днища. Таким выполнением устройства достигается повышение сигнальных характеристик космических объектов, входящих в атмосферу. 2 ил.

Изобретение относится к области испытаний, преимущественно полимерных материалов, входящих в состав конструкций космических аппаратов, в условиях открытого космоса и на Земле. Предлагаемый способ предусматривает размещение образцов материалов на поверхности космического аппарата и их экспонирование в течение заданного срока. Затем образцы (в контейнере) помещают в транспортный контейнер, который герметизируют в условиях открытого космоса, и возвращают на Землю. Здесь в лаборатории определяют изменение свойств материалов, по которому судят об их стойкости. При этом помещают герметичный транспортный контейнер в вакуумную камеру с контролируемой инертной средой, где его раскрывают и извлекают образцы. Затем каждый из образцов размещают в отдельном герметичном пенале, проводят вакуумирование камеры и в дальнейшем продолжают испытания образцов для определения изменения их свойств в вакуумной камере. Технический результат изобретения состоит в уменьшении постэкспозиционного влияния земной атмосферы на испытанные в космосе образцы. 3 ил.