FIELD: astronautics.SUBSTANCE: group of inventions relates to aerospace engineering and can be used in design development of high-altitude stages intended for launching spacecrafts into near-earth orbits. Head part of space rocket launcher comprises two or more universal modules with own propulsion units - PU with four "pushing" and four radially located control nozzles with steering drives to allow changing angular position of module from spacecraft. Module control system is unified, electrically connected to on-board satellite navigation equipment. Each module provides the possibility of additional speed set in relation to the initial speed. One of the modules from the spacecraft is provided with the possibility of flight in one orbital plane, and the others - possibility of flight in the orbit plane located to the orbital plane under the design angle. According to the method, when the PU pressure drop of the last stage of the carrier rocket reaches a given level, universal modules with a spacecraft are undocked. These modules are actuated to provide preset additional speed for each module from spacecraft in relation to initial speed, including PU of these modules. If necessary, the angle of deviation of the module thrust vector is corrected and the spacecraft module flight in the plane located at the angle, which is determined by the analytical expression, is provided. For 20…30 s till the spacecraft separation, the module PU is switched to the lower thrust mode, the value of which is reduced in 10…15 times compared to rated value. Operation of pushing control nozzles is stopped. Radially located control nozzles are engaged. Angular position of the module from the spacecraft is controlled. Preset orientation of spacecraft by the moment of its separation is provided, zero thrust of PU module is provided, and spacecraft is separated from module.EFFECT: technical result is possibility of launching several single-type or different-type spacecraft with the help of one carrier rocket to own orbits, larger area of observation of earth surface.3 cl, 4 dwg

    Группа изобретений относится к области ракетно-космической техники и может быть использована при проектно-конструкторской разработке высотных ступеней, предназначенных для выведения космических аппаратов - КА на околоземные орбиты. Технический результат - обеспечение возможности запуска нескольких однотипных или разнотипных КА с помощью одной ракеты-носителя – РН на собственные орбиты, увеличение площади наблюдения земной поверхности. Головная часть космической РН содержит два и более универсальных модуля с собственными двигательными установками – ДУ с четырьмя «толкающими» и четырьмя радиально расположенными управляющими соплами с рулевыми приводами для обеспечения возможности изменения углового положения модуля с КА. Система управления модуля выполнена унифицированной, электрически связанной с бортовой аппаратурой спутниковой навигации. При этом каждый модуль обеспечивает возможность набора дополнительной скорости по отношению к первоначальной скорости. Одни из модулей с КА обеспечены возможностью полета в одной плоскости орбиты, а другие - возможностью полета в плоскости орбиты, находящейся к базовой плоскости орбиты под расчетным углом. По способу при достижении спада давления в ДУ последней ступени ракеты-носителя до заданного уровня отстыковывают универсальные модули с космическим аппаратом. Включают ДУ этих модулей, обеспечивают набор заданной дополнительной скорости каждого модуля с КА по отношению к первоначальной скорости. При необходимости корректируют угол отклонения вектора тяги модуля и обеспечивают полет модуля КА в плоскости, находящейся под углом, который определяют по аналитическому выражению. За 20…30 с до момента отделения КА переключают ДУ модуля на пониженный режим тяги, величину которой снижают в 10…15 раз по сравнению с номинальным значением. Прекращают работу «толкающих» управляющих сопел. Задействуют радиально расположенные управляющие сопла. Обеспечивают управление угловым положением модуля с КА. Придают заданную ориентацию КА к моменту его отделения, обеспечивают нулевую тягу ДУ модуля и отделяют КА от модуля. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.


    Zugriff

    Download


    Exportieren, teilen und zitieren



    Titel :

    HEAD OF SPACE CARRIER ROCKET AND METHOD OF LAUNCHING SPACECRAFTS


    Weitere Titelangaben:

    Головная часть космической ракеты-носителя и способ выведения космических аппаратов



    Erscheinungsdatum :

    2019-08-30


    Medientyp :

    Patent


    Format :

    Elektronische Ressource


    Sprache :

    Russisch


    Klassifikation :

    IPC:    F42B EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING , Explosive Ladungen, z.B. für Sprengungen / B64G Raumfahrt , COSMONAUTICS





    METHOD OF LAUNCHING SPACE ROCKET

    BELOUSOV IGOR IVANOVICH / EFIMOCHKIN ALEKSANDR FROLOVICH | Europäisches Patentamt | 2016

    Freier Zugriff

    METHOD FOR LAUNCHING SPACECRAFTS AND DEVICE FOR ITS IMPLEMENTATION

    PYATOV YURIJ LEONIDOVICH | Europäisches Patentamt | 2019

    Freier Zugriff