Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
СПОСОБ СОЗДАНИЯ НАДУВНЫХ КОСМИЧЕСКИХ КОНСТРУКЦИЙ
СПОСОБ СОЗДАНИЯ НАДУВНЫХ КОСМИЧЕСКИХ КОНСТРУКЦИЙ

СПОСОБ СОЗДАНИЯ НАДУВНЫХ КОСМИЧЕСКИХ КОНСТРУКЦИЙ

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Изобретение относится к космической технике, а именно к способам создания надувных космических конструкций на орбите. Цель изобретения - увеличение полезного объема надувной космической конструкции при заданной массе и габаритах, а также снижение энергетических затрат на ее наддув. После выведения на орбиту и окончания работы двигательной установки последней ступени ракеты-носителя внутреннюю полость сложенной герметичной оболочки сообщают через запорно-регулируемую арматуру с полостью топливного бака последней ступени ракеты-носителя и с его системой наддува. 1 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2026247
Класс(ы) патента: B64G1/10
Номер заявки: 4927933/23
Дата подачи заявки: 16.04.1991
Дата публикации: 09.01.1995
Заявитель(и): Военный инженерный институт им.А.Ф.Можайского
Автор(ы): Абдрахманов Р.Р.
Патентообладатель(и): Военная инженерно-космическая академия им.А.Ф.Можайского
Описание изобретения: Изобретение относится к космической технике, а именно к способам создания надувных космических конструкций на орбите.
Наиболее близким решением из известных является способ создания надувных космических конструкций, включающий выведение на орбиту эластичной оболочки, наполнение ее газом и отделение оболочки от ракеты-носителя.
Недостатком указанного устройства является нерациональное использование объема надуваемой оболочки за счет включения в ее состав компонентов, предназначенных для наполнения ее газом, что также увеличивает энергетические затраты на наддув.
Целью изобретения является увеличение полезного объема надувной космической конструкции при заданной массе и габаритах, а также снижение энергетических затрат на ее наддув.
Это достигается тем, что в известном способе создания надувных космических конструкций, включающем выведение на орбиту эластичной оболочки, наполнение ее газом и отделение оболочки от ракеты-носителя, внутреннюю полость оболочки сообщают чрез запорно-регулируемую арматуру с полостью топливного бака последней ступени ракеты-носителя и с его системой наддува.
На чертеже изображено устройство для осуществления способа, общий вид.
Эластичная герметичная оболочка 1 в сложенном положении размещена в контейнере 2, состоящем из двух половин, одна из которых жестко пристыкована к верхнему днищу 3 бака последней ступени ракеты носителя 4. Внутренняя полость оболочки 1 магистралями 5 через обратный клапан 6 и регулятор 7 давления соединена с полостью топливного бака 8 и магистралью 9 наддува, связанной с баллонами высокого давления 10, установленными на корпусе ракеты-носителя 4. На выходе магистралей 5 из магистрали наддува 9 и топливного бака 8 установлены управляемые пироклапаны 11. На участке магистрали 5, расположенном внутри контейнера 2, между обратным клапаном 6 и регулятором 7 выполнено фланцевое соединение 12 через герметизирующие прокладки (не показаны) посредством разрывных болтов 13. Система наддува топливного бака 8 помимо баллонов 10 высокого давления содержит установленные в магистрали 9 регулятор 14 давления наддува и управляемый пироклапан 15.
Создание надувных космических конструкций осуществляется следующим образом.
Для обеспечения работы двигательной установки ракеты-носителя в процессе выведения на орбиту конструкции, выполненной в виде уложенной в контейнер 2 эластичной герметичной оболочки 1, по команде, подаваемой на управляемый пироклапан 15, с помощью системы наддува поддерживается потребное давление в объеме топливного бака 8 из баллонов 10 через магистраль 9 и регулятор 14. По мере приближения к заданной орбите осуществляется отделение головного обтекателя и раскрытие контейнера 2 путем отстрела одной из его половин (крышки) посредством разрывных болтов (не показаны). После выведения на орбиту и окончания работы двигательной установки последней ступени ракеты-носителя 4 подается команда на открытие управляемых пироклапанов 11, которые через магистрали 5 соединяют внутреннюю полость оболочки 1 с полостью топливного бака 8 и магистралью 9, связанной с баллонами 10. При этом в зависимости от требуемых объема и давления наполнения оболочки, а также условий функционирования системы наддува бака (например, количества остатков газа в баллонах высокого давления) может осуществляться как открытие всех клапанов 11, так и одного из них соответственно соединение внутренней полости оболочки 1 как с двумя, размещенными на ракете-носителе источниками рабочего тела (газа), так и с одним из них. Таким образом газы наддува из объема топливного бака 8 (и/или баллонов 10) по магистралям 5 через регулятор 7 и обратный клапан 6 поступают во внутреннюю полость оболочки 1 и осуществляют ее наполнение. Режим наполнения выбирается регулятором 7, который обеспечивает измерение давления газа в оболочке и при достижении требуемого значения формирует команду на отделение наполненной оболочки от ракеты-носителя. По этой команде срабатывают разрывные болты 13 в месте фланцевого соединения 12 магистрали 5, расположенном внутри контейнера 2 между обратным клапаном 6 и регулятором 7, и происходит отделение сформированной конструкции (оболочки 1) от последней ступени ракеты-носителя 4. При этом для отделения и увода конструкции от ракеты-носителя может быть использована энергия газов наддува, продолжающих дренажирование из оставшейся в составе ракеты-носителя части магистрали 5. Обратный клапан 6 обеспечивает проход газа в магистрали в одном направлении (в оболочку) и препятствует в противоположном, поэтому, отделяясь от ракеты-носителя в составе надувной конструкции, закрывает выход газа из оболочки и герметизирует ее.
Формула изобретения: СПОСОБ СОЗДАНИЯ НАДУВНЫХ КОСМИЧЕСКИХ КОНСТРУКЦИЙ, включающий выведение на орбиту эластичной оболочки, наполнение ее газом и отделение оболочки от ракеты-носителя, отличающийся тем, что, с целью увеличения полезного объема надувной космической конструкции при заданной массе и габаритах, а также снижения энергетических затрат на ее наддув, внутреннюю полость оболочки сообщают через запорно-регулируемую арматуру с полостью топливного бака последней ступени ракеты-носителя и с его системой наддува.