×
25.08.2017
217.015.b6f0

Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМ АППАРАТОМ ДЛЯ ОБЛЁТА ЛУНЫ

Вид РИД

Изобретение

№ охранного документа
0002614464
Дата охранного документа
28.03.2017
Аннотация: Изобретение относится к межорбитальным перелётам в системе Земля-Луна. Способ включает отстыковку КА от околоземной орбитальной космической станции (ОКС) и перевод на траекторию перелёта к Луне. Затем КА выводят на селеноцентрическую орбиту. По пребывании там заданное время КА переводят на траекторию перелета к Земле в плоскости, совпадающей с плоскостью исходной околоземной орбиты ОКС в заданный момент стыковки. Для этого на селеноцентрической орбите выполняют поворот плоскости орбиты КА на заданный угол. Далее, путём нескольких торможений в атмосфере Земли КА снижается до высоты орбиты ОКС. Затем КА вновь стыкуется с ОКС. Техническим результатом изобретения является возможность многократных перелетов, например, между околоземной и окололунной ОКС при относительно небольших затратах характеристической скорости (немного более 1 км/с) и за время около 15 сут. 6 ил.

Предлагаемый способ управления может быть использован в космической технике при организации облета Луны космическим аппаратом (КА), находящимся, например, в составе околоземной орбитальной станции (ОС). Предполагается, что после проведения облета Луны КА возвращается на исходную околоземную орбиту для последующей стыковки с ОС [1. «Луна. Шаг к технологиям освоения Солнечной системы» под. ред. В.П. Легостаева, М., РКК «Энергия», 2011].

Известен способ управления, выбранный в качестве аналога, в котором выполняется облет Луны с использованием КА «Зонд-7», выводимом на опорную орбиту с помощью ракеты-носителя (РН) «Протон». После выведения на околоземную орбиту КА «Зонд-7» выполняет отлетный импульс для облета Луны по возвратной траектории [2. В.И. Левантовский «Механика космического полета в элементарном изложении», М., Наука, 1980]. Основным недостатком такого способа управления является то, что КА после облета Луны входит в атмосферу Земли с последующим приземлением в заданном районе и, таким образом, использование этого КА многократно невозможно.

Известен способ управления КА для облета Луны, выбранный в качестве прототипа, включающий приложение к КА, находящемуся на исходной околоземной орбите, импульса для перелета к Луне продолжительностью t1, импульса для перехода на селеноцентрическую орбиту, на которой КА выполняет полет продолжительностью t2 и импульса для обратного перелета к Земле продолжительностью t3 [2]. В качестве КА рассматривался космический корабль (КК) «Аполлон-12», выводимый на опорную орбиту с помощью РН «Сатурн-5». После выведения КК выполняет отлетный импульс для перелета к Луне. После перехода на селеноцентрическую орбиту КК и выполнения заданного по программе полета числа витков вокруг Луны КК выполняет отлетный импульс для перелета к Земле с последующим входом в атмосферу и посадкой в заданном районе, что так же, как и в аналоге исключает его многократное использование и является основным недостатком.

Задачей изобретения является выполнение облета Луны с последующим возвращением КА на исходную околоземную орбиту для стыковки с ОС и возможностью многократного использования КА.

Техническим результатом изобретения является возможность отработки КА, предназначенного для многократных перелетов между околоземной ОС и ОС, расположенной на орбите Луны.

Технический результат достигается благодаря тому, что в способе управления КА при облете Луны, включающем приложение к КА, находящемуся на исходной околоземной орбите, импульса для перелета к Луне продолжительностью t1, импульса для перехода на селеноцентрическую орбиту, на которой КА выполняет полет продолжительностью t2 и импульса для обратного перелета к Земле продолжительностью t3, в отличие от известного способа после завершения перелета к Земле КА возвращают в плоскость исходной околоземной орбиты, для чего определяют продолжительность t2 по формуле

,

где ϕ1 - угол между линией Земля-Луна и плоскостью исходной околоземной орбиты в момент приложения отлетного импульса,

ωОЗ - угловая скорость прецессии плоскости исходной околоземной орбиты,

ωЛ - угловая скорость вращения Луны относительно Земли,

t4 - интервал времени, необходимый для согласования высоты орбиты КА с высотой исходной околоземной орбиты,

и в одном из апексов селеноцентрической орбиты к КА прикладывают импульс для поворота линии узлов на угол Δϕ в направлении, перпендикулярном плоскости орбиты, определенный по формуле

,

где ϕ2 - угол между линией Луна-Земля и плоскостью селеноцентрической орбиты в момент прилета КА к Луне,

ϕ3 - угол между линией Луна-Земля и плоскостью селеноцентрической орбиты в момент приложения импульса для обратного перелета к Земле,

Δϕд - определяемый расчетным путем поправочный угол, парирующий возмущения селеноцентрической орбиты от Земли и Солнца и отличия проекций углов ϕ2 и ϕ3 на плоскость экватора Земли от их истинных значений.

Предлагаемый способ рассмотрим на примере КА, пристыкованного к ОС, находящейся на исходной околоземной орбите. Технический результат в предлагаемом способе управления достигается за счет того, что после отделения от ОС и приложения отлетного импульса КА переводится на траекторию перелета к Луне. По достижении окололунной орбиты выполняется тормозной импульс для перехода КА на селеноцентрическую орбиту. По истечении заданного времени нахождения КА на этой орбите выполняется импульс для обратного перелета к Земле. После перелета к Земле за счет нескольких торможений в атмосфере Земли переходит на так называемые тормозные эллипсы [2], постепенно снижая высоту орбиты вплоть до высоты орбиты ОС. Затем КА вновь пристыковывается к ОС.

Заданное время нахождения на селеноцентрической орбите необходимо для совпадения плоскостей орбит ОС и КА после завершения торможения КА в атмосфере Земли. КА выполняет отлетный импульс с исходной плоскости околоземной орбиты. Вследствие вращения Луны с угловой скоростью ωЛ~13.2°/сутки отлет к Луне в этой системе координат выполняется с некоторым упреждающим углом ϕ1~27° [3. «Основы теории полета космических аппаратов» под ред. Г.С. Нариманова, Машиностроение, Москва, 1972] между линией Земля-Луна и плоскостью исходной орбиты. Вследствие нецентральности гравитационного поля Земли исходная околоземная орбита, на которой находится ОС имеет угловую скорость прецессии плоскости ωОЗ, составляющую около 5° в сутки [3]. Поэтому за время, складывающееся из времени перелета к Луне t1, времени нахождения на селеноцентрической орбите t2, обратного перелета к Земле t3, и времени после обратного перелета до возвращения КА в плоскость орбиты ОС t4, исходная плоскость орбиты ОС за счет прецессии развернется на угол

в направлении по часовой стрелке, если смотреть в проекции на плоскость экватора Земли со стороны Северного полюса. Теперь рассмотрим вращательное движение Луны. К началу обратного перелета линия Луна-Земля развернется относительно начального положения плоскости исходной орбиты ОС на угол ϕЛ, рассчитываемый по формуле

Для совмещения плоскостей орбиты прилета и орбиты ОС необходимо, чтобы линия Луна-Земля на момент отлета, находилась в плоскости исходной околоземной орбиты, т.е. ϕЛ=180°-ϕОЗ.

Решая это уравнение, относительно t2 можно получить допустимое время нахождения КА на селеноцентрической орбите

Для оптимального возвращения на Землю с минимальными топливными затратами необходимо, чтобы в момент приложения импульса для отлета угол упреждения между линией Луна-Земля и плоскостью селеноцентрической орбиты составлял ϕ3~60÷70° [3]. Если скорость КА, образованная геометрической добавкой к орбитальной скорости КА на селеноцентрической орбите отлетного импульса и линейной скорости вращения Луны (~1 км/с), не превосходит геоцентрическую параболическую скорость, то КА через некоторое время после выхода из сферы действия Луны поворачивает к Земле и его траектория будет близка к направлению линии Луна-Земля [3].

Предположим, что после перелета к Луне угол между плоскостью селеноцентрической орбиты и линией Луна-Земля составит ϕ2~75° [3], что соответствует переходу на полярную селеноцентрическую орбиту. За время нахождения на селеноцентрической орбите t2, линия Луна-Земля повернется на угол ωЛ⋅t2 и фактический угол между линией Луна-Земля и селеноцентрической орбитой составит: 180°-ϕ2Л⋅t2, при условии, что плоскости эклиптики и экватора Земли совпадают.

Для оптимального обратного перелета к Земле необходимо повернуть плоскость селеноцентрической орбиты на угол Δϕ, чтобы обеспечить на момент отлета оптимальный угол ϕ3, т.е.

Как известно из курса начертательной геометрии: если стороны угла не параллельны плоскости проекции, то угол проецируется на эту плоскость с искажением. Так как плоскость вращения Луны находится в плоскости, близкой к плоскости эклиптики, составляющей с плоскостью экватора Земли угол ε≈23.5°, то проекция углов будет несколько отличаться от значений плоских углов между линией Луна-Земля и плоскостью селеноцентрической орбиты. Это несоответствие при заданном угле ε составит до нескольких градусов. Также возможно отличие этой формулы вследствие изменения положения плоскости селеноцентрической орбиты (до нескольких градусов) из-за влияния гравитационного поля Земли и Солнца, которое может проявляться на высокоэллиптической селеноцентрической орбите. Все вышесказанное требует введения в формулу для определения угла поворота Δϕ поправочного угла Δϕд, определяемого расчетным путем и достигающим значения до 10°. Таким образом, формула для определения поворота плоскости селеноцентрической орбиты окончательно имеет вид:

Сущность изобретения поясняется фиг. 1÷6, где

на фиг. 1 показана схема полета аналога - облет Луны с использованием КА «Зонд-7»,

на фиг. 2 приведена схема полета прототипа - перелета на окололунную орбиту по схеме КК «Апполон-12»,

на фиг. 3 представлена схема, поясняющая определение наиболее благоприятных условий для отлета отлет прототипа к Земле,

на фиг. 4 поясняется схема полета КА по предлагаемому способу,

на фиг. 5 приведена проекция угла ϕ2 на плоскость экватора Земли,

на фиг. 6 представлена схема с последовательными прохождениями на заданном расстоянии от Земли и последующим выходом на орбиту ОС.

На фиг. 1-6 отмечены следующие позиции:

1 - исходная околоземная орбита, 2 - отлетный импульс к Луне, 3 - направление движения Луны, 4 - возвратная траектория КА после облета Луны, 5 - тормозной импульс, 6 - селеноцентрическая орбита, 7 - отлетный импульс для перелета к Земле, 8 - траектория перелета к Земле, 9 - упреждающий угол ϕ1, 10 - угол ϕ2, 11 - угол упреждения ϕ3, 12 - угол поворота ϕОЗ, 13 - угол поворота Луны ϕЛ, 14 - угол разворота плоскости Δϕ, 15 - проекция угла ϕ2, 16 - линия Луна-Земля, 17 - плоскость экватора Земли, 18 - плоскость вращения Луны вокруг Земли, 19 - угол ε наклона эклиптики, 20 - угол u положения Луны, 21 - атмосфера Земли, 22 - импульс перехода КА на орбиту околоземной ОС.

На фиг. 1 показана траектория облета Луны с использованием КА «Зонд-7» в системе отсчета, вращающейся вместе с линией Земля-Луна. После выведения КА находится на исходной околоземной орбите (1). В заданной точке орбиты к КА прикладывают отлетный импульс (2), после чего КА облетает Луну со стороны ее движения вокруг Земли (3) и по возвратной траектории прилетает к Земле (4) с последующим приземлением в заданном районе.

На фиг. 2 приведена схема полета прототипа - перелета на окололунную орбиту по схеме КК «Апполон-12» также в системе отсчета вращающейся вместе с линией Земля-Луна. После приложения отлетного импульса (2), КК перелетает в окрестность Луны, где после выдачи тормозного импульса (5) переходит на селеноцентрическую орбиту (6). Через ~ 4 суток, когда появляются условия для оптимального перелета к Земле с минимальными топливными затратами [3], КА выполняет отлетный импульс (7) и возвращается на Землю по траектории прилета (8) с последующей посадкой в заданном районе.

На фиг. 3 в проекции на плоскость экватора Земли представлена схема, поясняющая определение оптимальных условий, позволяющих выполнить отлет прототипа к Земле с минимальным расходом топлива. КА выполняет отлетный импульс с исходной плоскости околоземной орбиты (1), представленной линией пересечения этой плоскости с плоскостью земного экватора. Вследствие вращения Луны с угловой скоростью ωЛ~13.2°/сутки отлет к Луне в этой системе координат выполняется с некоторым упреждающим углом ϕ1 (9). После достижения Луны КА переходит на селеноцентрическую орбиту (6), плоскость которой представлена линией пересечения этой плоскости с лунным экватором и образующей угол ϕ2 (10) с линией Луна-Земля. Для оптимального возвращения на Землю необходимо, чтобы в момент приложения импульса для отлета (7) угол упреждения ϕ3 (11) составлял ~60÷70°.

На фиг. 4 также в проекции на плоскость экватора Земли поясняется схема полета КА по предлагаемому способу. За полное время полета КА, включающее перелет к Луне, нахождение на селеноцентрической орбите (6), обратный перелет КА к Земле и время перехода от тормозных эллипсов на орбиту с высотой орбиты ОС, плоскость исходной орбиты ОС (1) повернется вдоль экватор Земли на угол ϕОЗ (12). Для совпадения плоскостей орбит КА и ОС на момент стыковки КА с ОС необходимо, чтобы к моменту начала обратного отлета угол ϕОЗ (12) соответствовал углу ϕЛ (13), т.е. в момент отлета линия Луна-Земля находилась в плоскости исходной околоземной орбиты (1), которую она займет на момент стыковки КА с ОС. Это условие определяет продолжительность нахождения КА на селеноцентрической орбите. При этом для перелета КА к Земле с минимальными топливными затратами необходимо, чтобы к моменту отлета угол ϕ3 был равен оптимальному ~60÷70°, что требует выполнения разворота плоскости селеноцентрической орбиты (6) на угол Δϕ (14).

На фиг. 5 приведена проекция (15) угла ϕ2 (10), образованного линией Луна-Земля (16), обозначаемой ОО', и плоскостью селеноцентрической орбиты (6), обозначаемая линией О'В, на плоскость экватора Земли (17), представленной треугольником КВВ'. Плоскость вращения Луны вокруг Земли (18) близка к плоскости эклиптики и наклонена под углом ε (19) к плоскости экватора Земли. Положение Луны относительно узла Ω определяется углом u (20).

На фиг. 6 представлена схема перехода КА с возвратной траектории (4) за счет последовательных прохождений в атмосфере Земли (21) на исходную орбиту околоземной ОС (1). КА входит в атмосферу Земли со 2-й космической скоростью. После первого торможения КА в атмосфере он переходит на эллиптическую орбиту. Последовательные прохождения атмосферы проводятся до тех пор, пока очередной апогей орбиты не достигнет высоты орбиты орбитальной станции НОС. После чего в апогее орбиты выполняется импульс (22) для окончательного перевода КА на орбиту околоземной ОС с последующей с ней стыковкой.

Рассмотрим пример. Пусть V1 - отлетный импульс для перелета к Луне (~3200 м/с), а длительности перелета к Луне t1 и обратно к Земле t3 составляют по 3.5 суток. Примем также, что продолжительность нахождения КА на переходных тормозных эллипсах для согласования высоты орбиты прилета и высоты орбиты ОС t4 - 1.5 суток. Определим по представленной формуле необходимую длительность нахождения на селеноцентрической орбите t2:

Импульс перехода на селеноцентрическую орбиту V2 зависит от параметров этой орбиты. Для экономии топлива желательно перейти на орбиту с как можно более высоким апоселением. Кроме того, поворот плоскости на высокоэллиптической орбите потребует также меньших затрат. Наиболее оптимальным был бы переход на высокоэллиптическую орбиту с периодом, близким к t2. Эта орбита имеет апоселений около 120 тыс.км, но при этом она очень неустойчива и положение ее плоскости подвержено сильному влиянию со стороны гравитационных полей Земли и Солнца. Рассмотрим переход на орбиту с периодом, близким по значению к половине t2, и с апоселением около 55 тыс.км. В этом случае V2~220 м/с.

Определим по формуле значение необходимого поворота Δϕ селеноцентрической орбиты:

Численный расчет дает значение около 52°, что соответствует необходимости увеличения Δϕ на величину поправочного угла Δϕд~11°. Таким образом, окончательная формула для определения угла поворота плоскости селеноцентрической орбиты имеет вид:

Необходимость введения поправочного угла Δϕд возникает вследствие изменения положения плоскости селеноцентрической орбиты из-за влияния Земли и Солнца. Это возмущение тем сильнее, чем более вытянута орбита [2]. Также в угле Δϕд учитывается отличие в значениях углов ϕ3 и ϕ2 от их проекций на плоскость экватора Земли. На фиг. 5 представлена проекция угла , отличающаяся по величине от угла ϕ2, и в качестве примера представлена формула, по которой она определяется, справедливая на интервале ϕ2>u:

Наиболее оптимальная точка приложения импульса для поворота плоскости в одном из апексов селеноцентрической орбиты относительно экватора Луны. Численный пример показывает, что для орбиты с апоселением около 55 тыс.км поворот плоскости орбиты на угол Δϕ=52° потребует импульса V3~255 м/с.

И, наконец, импульс отлета к Земле с этой высокоэллиптической орбиты составит V4~575 м/с.

Таким образом, за вычетом отлетного импульса V1 необходимый суммарный импульс для выполнения облета составит:

В случае если селеноцентрическая орбита будет круговой с высотой орбиты около 100 км, то потребуется суммарная скорость VΣ~2750 м/с.

Общая продолжительность облета составит:

В целом можно сделать вывод, что предлагаемый способ управления позволит выполнить облет Луны и вернуться на исходную околоземную орбиту с затратами топлива чуть больше 1 км/с.


СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМ АППАРАТОМ ДЛЯ ОБЛЁТА ЛУНЫ
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМ АППАРАТОМ ДЛЯ ОБЛЁТА ЛУНЫ
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМ АППАРАТОМ ДЛЯ ОБЛЁТА ЛУНЫ
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМ АППАРАТОМ ДЛЯ ОБЛЁТА ЛУНЫ
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМ АППАРАТОМ ДЛЯ ОБЛЁТА ЛУНЫ
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 171-180 из 370.
10.11.2015
№216.013.8f12

Способ управления движением космического объекта после отделения от другого космического объекта

Изобретение относится к управлению движением космического объекта (КО), например пилотируемого КО, после его отделения от другого КО, например ракеты-носителя (РН). Разворот КО в требуемую ориентацию начинают в момент Δt, отсчитываемый от момента его отделения от другого КО (далее - РН)....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002568235
Дата охранного документа: 10.11.2015
20.11.2015
№216.013.8f53

Коммутатор напряжения с защитой от перегрузки по току

Использование: в области электротехники. Технический результат - повышение точности коммутации в условиях изменения температуры при снижении массы и габаритов коммутатора. Коммутатор напряжения с защитой от перегрузки по току содержит элемент И, последовательно соединенные электронный...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002568307
Дата охранного документа: 20.11.2015
20.11.2015
№216.013.8f6f

Способ измерения дальности до объектов по их изображениям преимущественно в космосе

Изобретение относится к способам измерения дальности и линейных размеров объектов по их изображениям. Согласно способу измеряют размеры и координаты центра изображения объекта до и после перемещения средства наблюдения под углом к оптической оси. Определение дальности производят в зависимости...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002568335
Дата охранного документа: 20.11.2015
20.11.2015
№216.013.8f86

Центробежное рабочее колесо

Изобретение может быть использовано в малорасходных насосах изделий ракетно-космической техники. Центробежное рабочее колесо содержит выполненный заодно со ступицей (1) ведущий диск (2) с лопатками (3) и покрывной диск (4) с центральным входным отверстием (5). Диск (4) контактирует с торцовыми...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002568358
Дата охранного документа: 20.11.2015
20.01.2016
№216.013.a3cd

Способ эксплуатации электролизной системы, работающей при высоком давлении

Изобретение относится к «водородной» энергетике и может быть использовано на станциях заправки перспективного автотранспорта на топливных элементах. Способ эксплуатации электролизной системы, работающей при высоком давлении, включает процесс разложения воды электрическим током с раздельным...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002573575
Дата охранного документа: 20.01.2016
27.01.2016
№216.014.bdc2

Многослойная трансформируемая герметичная оболочка

Изобретение относится к трансформируемым космическим структурам. Многослойная трансформируемая герметичная оболочка (МТГО) включает ЭВТИ с защитой от атомарного кислорода, противометеороидную защиту в виде защитных противометеороидных экранов с межэкранными разделителями, армирующий слой,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002573684
Дата охранного документа: 27.01.2016
20.06.2016
№217.015.042a

Устройство для определения параметров двухполюсника

Изобретение относится к электроизмерительной технике, а именно к измерению электрических параметров двухполюсников. Устройство содержит первый блок задания схемы замещения, преобразователь ток-напряжение, масштабный усилитель, аналогово-цифровой преобразователь, блок управления измерением,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002587647
Дата охранного документа: 20.06.2016
20.06.2016
№217.015.0500

Способ определения тензора инерции космического аппарата

Изобретение относится к определению массово-инерционных характеристик космических аппаратов (КА). Способ включает измерение острого угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА. При достижении этим углом максимального значения выставляют строительную ось КА, отвечающую максимальному...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002587663
Дата охранного документа: 20.06.2016
10.05.2016
№216.015.2b0c

Способ тарировки датчика микроускорений в космическом полете

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при определении погрешности датчика микроускорений на космическом аппарате (КА). Технический результат - обеспечение тарировки датчика микроускорений в космическом полете. Способ тарировки датчика микроускорений в космическом...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002583882
Дата охранного документа: 10.05.2016
10.05.2016
№216.015.2b0d

Способ определения параметров двухполюсника

Изобретение относится к электроизмерительной технике, а конкретно к измерению электрических параметров двухполюсников, используемых в качестве датчиков физических процессов (температуры, давления, уровня жидких и сыпучих сред и др.) на промышленных объектах и транспортных средствах. Техническим...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002583879
Дата охранного документа: 10.05.2016
Показаны записи 171-180 из 297.
20.10.2015
№216.013.84fb

Ионный двигатель

Изобретение относится к области электроракетных двигателей. В крупногабаритном ионном двигателе, содержащем заключенную в корпус газоразрядную камеру, включающую узел подачи рабочего тела, ионно-оптическую систему, состоящую из плазменного и ускоряющего электродов, закрепленных на наружной...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002565646
Дата охранного документа: 20.10.2015
27.10.2015
№216.013.87cf

Космический приемник-преобразователь лазерного излучения

Изобретение относится к области создания приемников-преобразователей на основе полупроводниковых фотоэлектрических преобразователей для преобразования электромагнитной энергии лазерного излучения высокой плотности. Заявлена конструкция космического приемника-преобразователя лазерного излучения...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002566370
Дата охранного документа: 27.10.2015
27.10.2015
№216.013.87d8

Способ определения величины атмосферной рефракции в условиях космического полета

Заявляемое изобретение относится к навигационной технике, а именно к способу навигации космического аппарата (КА). Способ основан на измерении отклонения истинного и измеренного положения звезды, наблюдаемой сквозь земную атмосферу. Отклонение связано с атмосферной рефракцией. Для этого с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002566379
Дата охранного документа: 27.10.2015
10.11.2015
№216.013.8e25

Способ зондирования верхней атмосферы

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для зондирования верхней атмосферы. Способ зондирования верхней атмосферы основан на измерении и прогнозировании орбиты космического аппарата (КА) и измерении физических параметров атмосферы. Прогнозируется время...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002567998
Дата охранного документа: 10.11.2015
10.11.2015
№216.013.8e49

Способ электролиза воды под давлением в электролизной системе

Изобретение относится к способу электролиза воды под давлением в электролизной системе, входящей в состав накопителей электроэнергии, работающих с замкнутым по воде рабочим циклом. Способ включает подачу постоянного напряжения от источника питания и воды, частичное разложение воды током в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002568034
Дата охранного документа: 10.11.2015
10.11.2015
№216.013.8ebf

Способ определения скорости движения фронтальной части ледника с космического аппарата

Изобретение относится к области дистанционного мониторинга опасных природных процессов и может быть использовано для определения скорости движения фронтальной части ледника. Сущность: определяют неподвижные характерные точки на склонах ледника. Осуществляют с космического аппарата съемку...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002568152
Дата охранного документа: 10.11.2015
10.11.2015
№216.013.8f12

Способ управления движением космического объекта после отделения от другого космического объекта

Изобретение относится к управлению движением космического объекта (КО), например пилотируемого КО, после его отделения от другого КО, например ракеты-носителя (РН). Разворот КО в требуемую ориентацию начинают в момент Δt, отсчитываемый от момента его отделения от другого КО (далее - РН)....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002568235
Дата охранного документа: 10.11.2015
20.11.2015
№216.013.8f53

Коммутатор напряжения с защитой от перегрузки по току

Использование: в области электротехники. Технический результат - повышение точности коммутации в условиях изменения температуры при снижении массы и габаритов коммутатора. Коммутатор напряжения с защитой от перегрузки по току содержит элемент И, последовательно соединенные электронный...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002568307
Дата охранного документа: 20.11.2015
20.11.2015
№216.013.8f6f

Способ измерения дальности до объектов по их изображениям преимущественно в космосе

Изобретение относится к способам измерения дальности и линейных размеров объектов по их изображениям. Согласно способу измеряют размеры и координаты центра изображения объекта до и после перемещения средства наблюдения под углом к оптической оси. Определение дальности производят в зависимости...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002568335
Дата охранного документа: 20.11.2015
20.11.2015
№216.013.8f86

Центробежное рабочее колесо

Изобретение может быть использовано в малорасходных насосах изделий ракетно-космической техники. Центробежное рабочее колесо содержит выполненный заодно со ступицей (1) ведущий диск (2) с лопатками (3) и покрывной диск (4) с центральным входным отверстием (5). Диск (4) контактирует с торцовыми...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002568358
Дата охранного документа: 20.11.2015
+ добавить свой РИД