Космические средства, не отнесенные к другим группам – B64G 9/00

Изобретение относится к космонавтике, в частности к Земле-Лунным комплексам. Земле-Лунный комплекс содержит Земле-космический подъемник и Земле-Лунный модуль. Земле-космический подъемник выполнен в виде 103 выдвижных цилиндрических секций. Секции имеют стабилизирующие вертикальный подъем винты с обручами в количестве 101 штук и диаметром от 450 до 480 метров, смонтированные вертикально в земле на глубину 1300 метров в железобетонном корпусе. В корпусе также имеются резервуары, наполненные сжиженным природным газом с камерами высокого давления, подающими в нижнюю часть подъемных цилиндров давление газов и пара до 300 атмосфер. Земле-Лунный модуль с четырьмя передвигающимися опорами имеет цилиндрическую форму 50 метров в диаметре с конусообразной вершиной 25 метров и массой 10000 тон. Модуль разделен внутренними переборками на отсеки, имеющие пространство для размещения парашюта, маневровых двигателей, жилых помещений, запасов воды и кислорода, складских нужд, специального оборудования, топливных баков, водородной электросиловой установки, маршевых двигателей и лунных роботов. Модуль также оснащен грузовым лифтом с подъемной амортизирующей стойкой. Решение направлено на облегчение освоения космического пространства с помощью Земно-Лунных комплексов. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области испытательной техники и может быть использовано для контроля герметичности корпуса космического аппарата и поиска места течи из отсеков космического аппарата в условиях орбитального полета. Изобретение направлено на упрощение диагностики негерметичности корпуса космического аппарата, повышение точности и сокращение времени поиска места течи. Этот результат обеспечивается за счет того, что создают, при необходимости, давление воздуха внутри отсека космического аппарата и производят обдув частей корпуса космического аппарата пробным мелкодисперсным веществом. Проводят киносъемку процесса. О наличии локальной негерметичности судят по изменению линий тока пробного мелкодисперсного вещества под воздействием выходящего из корпуса воздуха. 2 ил.

Изобретение относится к противопожарной технике и может быть использовано при разработке технических решений по тушению пожаров в обитаемых гермоотсеках космических летательных аппаратов КЛА (транспортных космических кораблей, орбитальных станций и др.) в условиях орбитального полета. Для уменьшения времени тушения пожара в обитаемых гермоотсеках КЛА в условиях орбитального полета согласно изобретению при одновременном снижении скорости вентиляционного потока (после выключения или изменения режима работы средств вентиляции), а также приведении в действие системы снижения давления в гермоотсеке, два фактора - снижение давления и уменьшение скорости потока обеспечивают существенное уменьшение времени, необходимого для тушения пожара, во-первых, за счет повышения величины предельной для горения материалов скорости потока (V_lim ) с уменьшением давления среды и, во-вторых, за счет сокращения времени достижения значения V_lim материалов с повышением кинематической вязкости среды. 2 ил., 1 табл.

Изобретение относится к противопожарной технике. Оно предназначено для определения нижнего предела горения материалов по скорости потока - базового показателя, характеризующего пожарную опасность материалов в условиях невесомости. Данный показатель обеспечивает разработку в рамках новейших технологий высокоэффективных средств и способов обеспечения пожарной безопасности обитаемых гермоотсеков космических летательных аппаратов (далее КЛА) как в части предотвращения возникновения в них пожаров, так и в части их тушения без применения огнетушащих веществ. Предлагаемое устройство имеет преимущество по сравнению с известными техническими решениями. Оно позволяет снизить погрешность определения значения V_lim материалов в условиях моделирования процесса горения материалов в невесомости за счет того, что горящий образец перемещается в камере сгорания, выполненной в виде плоского горизонтально расположенного канала, в покоящейся газовой среде. Данная разработка имеет большое практическое значение, поскольку не требует для определения основного показателя пожарной опасности таких материальных затрат, которые необходимы для проведения опытов в свободно падающих контейнерах, в самолетах-лабораториях, на космических станциях. 2 н.п. ф-лы, 8 ил., 1 табл.

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

Изобретение относится к вооружению. Технический результат - обеспечение возможности отражения атаки из космоса с любого направления. Согласно изобретению для отражения атаки из космоса используют орбитальные боевые лазеры с термоядерной накачкой, содержащие источник лазерного излучения, энергоблок и устройство наведения на цель и сканирования с использованием управляемого перемещения сканирующего лазерного луча по контуру облучаемой поверхности цели. При этом одновременно с перемещением сканирующего лазерного луча по замкнутому контуру изменяют пространственное положение объектива путем его радиального и окружного перемещения с одновременным изменением угла наклона к поверхности цели. Орбитальные 6 лазеры размещены двумя группами, причем одна группа лазеров установлена на Луне, а другая - на диаметрально противоположной относительно Земли стороне. Группа лазеров, размещенная на Луне, разделена на две подгруппы, размещенные диаметрально противоположно относительно центра Луны. Все боевые орбитальные лазеры с термоядерной накачкой содержат устройство контроля облучаемой поверхности цели в виде цифровой видеокамеры. Все орбитальные боевые лазеры с термоядерной накачкой выполнены с возможностью кругового, радиального перемещения и поворота. 1 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

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

Устройство предназначено для определения показателей, характеризующих пожарную опасность конструкционных неметаллических материалов в условиях невесомости. Целью изобретения является снижение погрешности определения показателей пожарной опасности материалов посредством увеличения расстояния между стенками плоской камеры сгорания экспериментальной установки и горящим образцом материала без увеличения интенсивности потоков естественной конвекции. Определение надежных данных о показателях пожарной опасности материалов в условиях невесомости позволяет решать вопросы обеспечения пожарной безопасности обитаемых гермоотсеков космических летательных аппаратов, в особенности долговременных орбитальных станций, межпланетных кораблей и т. д., длительно находящихся в орбитальном полете. Устройство позволяет определять показатели пожарной опасности материалов для условий невесомости при действии силы тяжести Земли. Данная разработка имеет большое практическое значение, поскольку не требует таких материальных затрат, которые необходимы для проведения опытов на космических станциях, в свободнопадающих контейнерах, в самолетах-лабораториях. 6 ил.

Изобретение относится к области освещения отраженным солнечным светом отдельных участков ночной поверхности планеты. Предлагаемый способ заключается в том, что лучами солнечного света на ночной поверхности планеты высвечивают участки, концентричные неподвижной точке указанной поверхности. При этом один из участков формируют в виде круга, а остальные в виде круговых колец большего диаметра. Все участки высвечивают лучами, сканирующими со скоростью не менее нескольких оборотов в секунду, выстраивая эти участки в порядке увеличения их диаметра. Последним выстраивают самое крупное круговое кольцо, наружный диаметр которого равен размеру всей освещаемой поверхности. Технический результат изобретения направлен на увеличение площади освещаемых участков поверхности планеты при одних и тех же размерах освещающих средств, например солнечных рефлекторов. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и касается создания космических летательных аппаратов. Топливный модуль содержит топливные баки горючего и окислителя и систему наддува топливных баков с баллонами высокого давления, закрепленными посредством опор и первых и вторых кронштейнов на корпусе и раме топливного модуля. Первый из кронштейнов выполнен в виде кулисы с шарнирным соединением на конце, стыкуемом к первой опоре баллона. Шарнирное соединение содержит сферический вкладыш, который вставлен в сферическое гнездо головки первого кронштейна через боковой паз и скреплен с опорой баллона посредством стягивающего устройства. Стягивающее устройство включает в себя опирающийся на первый кронштейн опорный стакан со сферическим дном и сферическую шайбу, поджатую к сферическому дну стакана стягивающим элементом. Второй кронштейн имеет жесткие крепления с корпусом или рамой топливного модуля и второй опорой баллона. Технический результат реализации изобретения заключается в устранении напряжений в опорных и крепежных элементах баллонов высокого давления как при монтаже (сборке), так и при эксплуатации. 3 ил.

Изобретение относится к космической технике и касается создания транспортных космических кораблей для дозаправки компонентами топлива космических орбитальных станций. Топливный модуль содержит раму, корпус, баки окислителя и горючего с соответствующей этим компонентам арматурой, трубопроводами и системами наддува. Корпус выполнен в виде каркаса из тонкостенных усеченных конусов, скрепленных с перфорированными цилиндрическими вставками и установленных с зазором относительно каждого бака, закрепленного совместно с перфорированной цилиндрической вставкой на раме. На конических частях каркаса закреплены соответствующие компонентам арматура, трубопроводы и система наддува. На поверхности баков и каркаса нанесено терморегулирующее покрытие. Технический результат реализации изобретения заключается в упрощении компоновки топливного модуля, удобной при проведении монтажа и испытаний изделия, а также доступной для термостатирования баков окислителя и горючего при размещении и транспортировке топливного модуля в отсеке транспортного космического корабля. 1 ил.

Изобретение относится к области техники экстремальной медицины и может быть использовано медицинскими службами для эвакуации и оказания экстренной помощи пострадавшим в чрезвычайных ситуациях и т.п. Предлагаемый транспорт содержит технические средства эвакуации, обнаружения, учета, сортировки, диагностики и спасения пострадавших. Эти средства обеспечивают оказание доврачебной, первой медицинской и первой врачебной помощи. Предусмотрены отсеки медицинских отделений со специальным, санитарным и лечебно-диагностическим оборудованием, приборами и медицинским имуществом. Отделение розыска содержит бортовой радиолокационный комплекс обнаружения, переносный и портативный аппараты обозначения и рефлексотерапии общего и индивидуального пользования. Отделение оценки тяжести состояния пострадавших содержит комплекс принятия решения по времени и месту оказания помощи пострадавшим. В него входят автоматизированные системы учета данных пострадавших и сортировки и прогноза выживаемости раненых. Отделение реанимации и оказания интенсивной терапии содержит бортовой комплект телемедицинского абонентского пункта, а также беспроводную систему управления спасением раненых на базе локальной вычислительной сети. Имеются внутренние и внешние средства связи, а также средства диагностики и спасения пострадавших. Все отсеки содержат рабочие места медицинского персонала, подсобные места для питания и отдыха. Спецотсеки оборудованы местами для тяжело- и легкораненых. Технический результат изобретения состоит в сокращении уровня летальности раненых путем увеличения класса одновременно решаемых соответствующих оперативных задач. 2 з.п.ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к космонавтике будущего и более конкретно - к межзвездным полетам. Предлагаемый способ предусматривает использование реактивной тяги собственных ракетных двигателей космических аппаратов при их маневрировании в поле тяготения черной дыры. В качестве последней может быть выбрана керровская (вращающаяся) черная дыра и, в частности, ее эргосфера. При этом в поле тяготения черной дыры последовательно направляют несколько отдельных космических аппаратов, обеспечивая между ними устойчивый обмен информацией (например, по радио- или световому каналу). Технический результат изобретения состоит в возможности ускорения аппаратов до релятивистских скоростей и получении информации о влиянии таких скоростей и ускорений на физические процессы, аппаратуру и живые существа (при обеспечении благополучного вылета из сферы влияния черной дыры), а также в возможности верификации существующих теорий черных дыр.