EA 025867B1 20170228

	Патентная документация ЕАПВ
Запрос:	ea000025867b*\id
Результат:	ID\|Номер и дата охранного документа

больше ...

Термины запроса в документе

Реферат

[RU]

1. Система нескольких одновременно запускаемых космических аппаратов (10), включающая в себя первый космический аппарат (16); второй космический аппарат (18), соединенный с возможностью последующей отстыковки с первым космическим аппаратом (16) и ориентированный вертикально относительно Земли таким образом, что при размещении их внутри обтекателя (14) стартовая нагрузка передается от первого космического аппарата (16) на второй космический аппарат (18) и выдерживается им; при этом первый и второй космические аппараты (16, 18), каждый, оборудованы либо электродвигательным блоком (40), либо гибридным электро- и химически-двигательным блоком (42).

2. Система запуска (10) по п.1, в которой первый и второй космические аппараты (16, 18) ориентированы в виде многоуровневой конфигурации.

3. Система запуска (10) по п.1, в которой первый и второй космические аппараты (16, 18) ориентированы в виде вертикальной многоуровневой конфигурации в ходе запуска.

4. Система запуска (10) по п.1, в которой, помимо прочего, имеется обтекатель специальной формы для ограждения первого и второго космических аппаратов (16, 18).

5. Система запуска (10) по п.4, в которой обтекатель включает в себя платформу специальной формы для поддерживания второго космического аппарата (18).

6. Система запуска (10) по п.1, в которой второй космический аппарат (18) соединен с первым космическим аппаратом (16) таким образом, что стартовая нагрузка от первого космического аппарата (16) полностью передается второму космическому аппарату (18) и полностью выдерживается им.

7. Система запуска (10) по п.1, в которой первый космический аппарат (16) включает в себя первую сердцевинную конструкцию (36); второй космический аппарат (18) включает в себя вторую сердцевинную конструкцию (38); причем первая сердцевинная конструкция (36) присоединена ко второй сердцевинной конструкции (38).

8. Система запуска (10) по п.7, в которой стартовая нагрузка передается с первого космического аппарата (16) на второй космический аппарат (18) через первую сердцевинную конструкцию (36) и вторую сердцевинную конструкцию (38).

9. Система запуска (10) по п.1, в которой первый и второй космические аппараты (16, 18), каждый, оборудованы электродвигательным блоком (40).

10. Система запуска (10) по п.9, в которой электродвигательный блок (40) является плазменно-ионным реактивным двигателем.

11. Система запуска (10) по п.10, в которой электродвигательный блок (40) содержит газ ксенон.

12. Система запуска (10) по п.1, в которой хотя бы один из двух космических аппаратов (16, 18) является спутником.

13. Ракета-носитель (12), включающая обтекатель с областью (20) полезной нагрузки; множество космических аппаратов (16, 18), размещенных внутри области (20) полезной нагрузки, причем множество космических аппаратов (16, 18) ориентировано в виде вертикальной многоуровневой конструкции таким образом, что хотя бы часть гравитационной и стартовой нагрузок верхнего космического аппарата (16) передается нижнему космическому аппарату (18) и выдерживается им; при этом каждый космический аппарат (16, 18) оборудован либо электродвигательным блоком (40), либо гибридным электро- и химически-двигательным блоком (42).

14. Система запуска космического аппарата (10) по п.13, в которой хотя бы один из космических аппаратов (16, 18) является спутником.

15. Система запуска космических аппаратов (10) по п.13, в которой каждый космический аппарат (16, 18) оборудован электродвигательным блоком (40).

16. Способ запуска множества космических аппаратов (16, 18), включающий в себя запуск ракеты-носителя (12) по п.13.

17. Способ по п.16, в котором множество космических аппаратов (16, 18) включает в себя как минимум один спутник.

18. Способ по п.16, в котором множество космических аппаратов (16, 18) включает в себя первый космический аппарат (16) и второй космический аппарат (18).

19. Способ по п.18, в котором множество космических аппаратов (16, 18) ориентированы так, что первый космический аппарат (16) присоединен ко второму космическому аппарату (18) таким образом, что стартовая нагрузка первого космического аппарата (16) передается второму космическому аппарату (18) и выдерживается им.

20. Способ по п.19, в котором первый космический аппарат (16) присоединен ко второму космическому аппарату (18) так, что сердцевинная конструкция (36) первого космического аппарата (16) присоединена к сердцевинной конструкции (38) второго космического аппарата (18).

Полный текст патента

(57) Реферат / Формула:

11. Система запуска (10) по п.10, в которой электродвигательный блок (40) содержит газ ксенон.

12. Система запуска (10) по п.1, в которой хотя бы один из двух космических аппаратов (16, 18) является спутником.

16. Способ запуска множества космических аппаратов (16, 18), включающий в себя запуск ракеты-носителя (12) по п.13.

17. Способ по п.16, в котором множество космических аппаратов (16, 18) включает в себя как минимум один спутник.

Евразийское ои 025867 (13) В1
патентное
ведомство
(12) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ЕВРАЗИЙСКОМУ ПАТЕНТУ
(45) Дата публикации и выдачи патента 2017.02.28
(21) Номер заявки 201300451
(22) Дата подачи заявки
2013.05.08
(51) Int. Cl. B64G1/00 (2006.01) B64G1/26 (2006.01) F02K 9/74 (2006.01) F03H1/00 (2006.01) F03H 99/00 (2009.01) B64G 99/00 (2009.01)
(54) СИСТЕМА ВЫВОДА НА ОРБИТУ НЕСКОЛЬКИХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
(31) 61/646,222; 13/604,050
(32) 2012.05.11; 2012.09.05
(33) US
(43) 2013.12.30
(71) (73) Заявитель и патентовладелец:
ЗЕ БОИНГ КОМПАНИ (US)
(72) Изобретатель:
Астон Ричард В., Томзинская Анна М., Кэплин Гленн Н. (US)
(74) Представитель:
Нилова М.И. (RU) (56) Мировая пилотируемая космонавтика. История. Техника. Люди. Под ред. доктора юридич. наук, летчика-космонавта России Ю.М. Батурина. Москва, "РТСофт" 2005, с. 98, рис. РН "Сатурн-IB", РН "Сатурн-5", с. 104, кол. 1, абзац 3, с. 105, кол. 1, абзац 3, 6 снизу, рис.
RU-C1-2040448
RU-C1-2124461
RU-C1-2328616
RU-C9-2246035
RU-U1-59749
RU-C2-2233772
EP-A2-1013546
Предпосылки
Настоящая разработка посвящена описанию космических систем вывода на орбиту и, в частности, космических систем вывода на орбиту с множественной полезной нагрузкой.
Стандартные системы вывода на орбиту чрезвычайно дороги. Кроме того, на каждый килограмм полезной нагрузки, выводимой на околоземную орбиту, требуется 10 кг топлива. Таким образом, желательно уменьшить массу полезной нагрузки с целью снижения общей стоимости запуска и количества топлива. Один способ уменьшения массы полезной нагрузки - это уход от любых конструкций полезной нагрузки, без которых можно обойтись.
С учетом вышесказанного в отношении снижения стоимости желательно две или более отдельные полезные нагрузки выводить на орбиту с помощью одной системы запуска. Такие множественные полезные нагрузки могут быть выполнены форме космических аппаратов, например, спутников. Как правило, сама по себе конструкция спутников предусматривает наличие химических ракетных двигателей, во-первых, для увеличения орбитальной высоты, а во-вторых для однократной коррекции орбитальной высоты после выхода на орбиту.
Подобные космические аппараты с химическими реактивными двигателями имеют относительно большую массу. По причине определенных космических ограничений внутри диапазона полезной нагрузки обтекателя зачастую необходимо ориентировать такие космические аппараты в линейную или многоуровневую конструкцию вдоль центральной продольной оси. Как правило, подобные космические аппараты ориентируются вертикально.
В результате при выстраивании подобной вертикальной конструкции вес, или гравитационная сила массы, верхнего космического аппарата могут оказывать воздействие на нижний космический аппарат. В момент отрыва ракеты-носителя от стартового комплекса в результате ускорения ракеты-носителя на околоземной орбите происходит умножение этой гравитационной силы. Принимая во внимание массу космических аппаратов, особенно оборудованных химическими реактивными двигателями, нижний космический аппарат, вероятно, не сможет преодолеть силу гравитации и стартовую нагрузку верхнего космического аппарата. Для решения данной проблемы необходима дополнительная опорная конструкция.
В пример подобной опорной конструкции можно, в частности, привести Систему двойного запуска Ариан (с французского "Systeme de Lancement Double Ariane" (Sylda) или с английского "Double Ariane Launch System"), применяемую на ракетах семейства Ариан 4 и Ариан 5. Система Sylda может быть изготовлена из углепластика и представлять собой полую конструкцию, внутрь которой помещается нижний космический аппарат, а сверху крепится верхний космический аппарат. Силы гравитации и стартовые нагрузки могут передаваться от верхнего космического аппарата на конструкцию Sylda, а от неё - на опорное основание обтекателя. Таким образом, нижний космический аппарат не работает в качестве опоры для массы и стартовой нагрузки верхнего космического аппарата.
Недостаток подобной конструкции в том, что использование системы Sylda увеличивает массу полезной нагрузки, а это, в свою очередь, увеличивает потребность в топливе и/или уменьшает размер полезной нагрузки, которую необходимо вывести на орбиту ракетой-носителем. Соответственно, появляется необходимость использовать систему вывода на орбиту нескольких космических аппаратов, что позволит максимально уменьшить или вовсе устранить потребность в подобных опорных конструкциях.
Краткий обзор
Настоящая разработка посвящена описанию системы вывода на орбиту нескольких космических аппаратов, которая может состоять из первого космического аппарата, второго космического аппарата (включая возможность последующей стыковки с первым космическим аппаратом), ориентированного относительно первого космического аппарата таким образом, что при размещении внутри обтекателя, стартовая нагрузка от первого космического аппарата передается на второй космический аппарат и выдерживается им, устраняя тем самым необходимость в установке системы Sylda или иной усиливающей или поддерживающей конструкции. В первой модификации и первый, и второй космические аппараты могут быть оборудованы либо электрическим ракетным двигателем (ЭРД), либо гибридным химическим и электрическим двигателем. При использовании ЭРД общая масса космического аппарата может значительно уменьшаться по сравнению с тем космическим аппаратом, на котором используется химический двигатель, а это в свою очередь позволит совершенно отказаться от использования таких опорных конструкций, как Sylda.
Согласно этой модификации система вывода на орбиту космических аппаратов может состоять из первого космического аппарата, второго космического аппарата (включая возможность последующей стыковки с первым космическим аппаратом), ориентированного относительно первого космического аппарата таким образом, что при размещении внутри обтекателя, стартовая нагрузка от первого космического аппарата передается на второй космический аппарат и выдерживается им. И первый, и второй космические аппараты могут быть оборудованы либо электрическим ракетным двигателем, либо гибридным химическим и электрическим двигателем.
В другой модификации система вывода на орбиту космических аппаратов может состоять из ракеты-носителя с обтекателем с диапазоном полезной нагрузки и множеством космических аппаратов, размещенных внутри диапазона полезной нагрузки. Множество космических аппаратов может быть ориен
тировано в вертикальном положении таким образом, что хотя бы часть гравитационной и стартовой нагрузки верхнего космического аппарата передавалась на нижний космический аппарат и выдерживалась им. Каждый космический аппарат может быть оборудован либо электрическим, либо гибридным химическим и электрическим двигателем.
В другой модификации метод запуска нескольких космических аппаратов, при условии множества космических аппаратов, предусматривает, что каждый космический аппарат из этого множества имеет либо электрический, либо гибридный химический и электрический двигатель, ориентацию множества космических аппаратов в многоуровневую конструкцию внутри диапазона полезной нагрузки обтекателя ракеты-носителя таким образом, что гравитационная и стартовая нагрузки верхнего космического аппарата передается на нижний космический аппарат и выдерживается им; и вывод на орбиту ракеты-носителя с множеством космических аппаратов.
На одной фигуре цифры относятся к системе вывода на орбиту нескольких космических аппаратов, а именно: первый космический аппарат 16, второй космический аппарат 18 с возможностью последующей стыковки к первому космическому аппарату 16 и ориентацией относительно первого космического аппарата 16 таким образом, что при размещении внутри обтекателя 14, стартовая нагрузка от первого космического аппарата 16 передается на второй космический аппарат 18 и выдерживается им; при этом оба космических аппарата 16, 18 могут быть оборудованы либо электрическим двигателем 40, либо гибридным химическим и электрическим двигателем 42.
В одном варианте система запуска 10 предусматривает, что первый и второй космический аппараты 16, 18 ориентированы в многоуровневую конструкцию. В другом варианте система запуска 10 предусматривает, что первый и второй космический аппарат 16, 18 ориентированы в вертикальную многоуровневую конструкцию в процессе запуска. В третьем варианте система запуска 10 предусматривает дополнительную конфигурацию обтекателя специальной формы для ограждения первого и второго космического аппарата 16, 18. В ещё одном варианте система запуска 10 предусматривает наличие платформы специальной формы для предоставления опоры второму космическому аппарату 18.
В одном случае система запуска 10 предусматривает, что второй космический аппарат 18 пристыковывается к первому космическому аппарату 16 таким образом, что стартовая нагрузка от первого космического аппарата 16 полностью передается на второй космический аппарат 18 и полностью выдерживается им. В другом случае система запуска 10 предусматривает, что
первый космический аппарат 16 предусматривает первую монтажную ферму 36;
второй космический аппарат 18 предусматривает вторую монтажную ферму 38;
первая монтажная ферма 36 соединяется со второй монтажной фермой 38.
Ещё в одном случае система запуска 10 предусматривает, что стартовая нагрузка передается от первого космического аппарата 16 на второй космический аппарат 18 через первую монтажную ферму 36 и вторую монтажную ферму 38. Ещё в одном случае система запуска 10 предусматривает, что первый и второй космические аппараты 16, 18 оборудованы электрическим двигателем 40.
В одном примере система запуска 10 предусматривает, что электрический двигатель 40 является плазменно-ионным реактивным двигателем. В другом примере система запуска 10 предусматривает, что в электрическом двигателе 40 имеется газ ксенон. В ещё одном примере система запуска 10 предусматривает, что как минимум один из космических аппаратов 16, 18 является спутником.
На другой фигуре изображена система вывода на орбиту космических аппаратов 10, в том числе ракета-носитель 12, в том числе обтекатель с диапазоном полезной нагрузки 20, множество космических аппаратов 16, 18, размещенных внутри области полезной нагрузки 20, множество космических аппаратов 16, 18, ориентированных в вертикальную многоуровневую конструкцию таким образом, что хотя бы часть гравитационной и стартовой нагрузок верхнего космического аппарата 16 передается на нижний космический аппарат 18 и выдерживается им, и при этом оба космических аппарата 16, 18 оборудованы либо электрическим двигателем 40, либо гибридным электрическим и химическим двигателем 42. В одном варианте система запуска космических аппаратов 10 предусматривает, что хотя бы один из космических аппаратов 16, 17 является спутником. В другом варианте система запуска космических аппаратов 10 предусматривает, что оба космических аппарата 16, 18 оборудованы электрическим двигателем 40.
На фиг. 2 изображается метод запуск множества космических аппаратов 16, 18, данный метод предусматривает, что
при условии множества космических аппаратов 16, 18 оба космических аппарата из этого множества 16, 18 оборудованы либо электрическим двигателем 40, либо гибридным химическим и электрическим двигателем 42;
множество космических аппаратов 16, 18 ориентируются в многоуровневую конструкцию внутри области полезной нагрузки 20 обтекателя 14 ракеты-носителя 12 таким образом, что гравитационная и стартовая нагрузка верхнего из множества космических аппаратов 16, 18, передается на нижний из множества космических аппаратов 16, 18, и выдерживается им, и запускает ракету-носитель 12 с множеством космических аппаратов 16, 18.
В одном варианте метод предусматривает, что во множестве космических аппаратов 16, 18 имеется хотя бы один спутник. В другом варианте метод предусматривает, что во множестве космических аппа
ратов 16, 18 имеются первый космический аппарат 16 и второй космический аппарат 18. Ещё в одном варианте метод предусматривает, что ориентация множества космических аппаратов 16, 18 подразумевает присоединение первого космического аппарата 16 ко второму космическому аппарату 18, так что стартовая нагрузка первого космического аппарата 16 передается на второй космический аппарат 18 и выдерживается им. В одном примере метод предусматривает, что присоединение первого космического аппарата 16 ко второму космическому аппарату 18 включает в себя присоединение монтажных ферм 36 первого космического аппарата 16 к монтажным фермам 38 второго космического аппарата 18.
В любых модификациях, в том числе и описанных выше, можно избежать использования традиционных вспомогательных конструкций, типа Sylda и систем силовых переборок внутри обтекателя ракеты-носителя. Это снижает массу неоплачиваемой полезной нагрузки и позволяет увеличить массу оплачиваемой полезной нагрузки. Другие особенности и преимущества будут очевидны из последующего описания, сопровождающих чертежам и прилагаемой формулы изобретения.
Краткое описание чертежей
Фиг. 1 - схематичная боковая вертикальная проекция изображения системы вывода на орбиту нескольких космических аппаратов, описанной в настоящем документе.
Фиг. 2 - схематичное перспективное изображение двух космических аппаратов, изображенных на фиг. 1.
Фиг. 3 - схематичная боковая вертикальная проекция космических аппаратов, изображенных на фиг. 1.
Подробное описание
Как представлено на фиг. 1, система запуска нескольких космических аппаратов, в целом обозначенная 10, используется на ракете-носителе 12 с головным обтекателем 14. Система запуска 10 может включать в себя первый или верхний космический аппарат, в целом обозначенный цифрой 16, и второй или нижний космический аппарат, в целом обозначенный цифрой 18. Космические аппараты располагаются внутри области полезной нагрузки 20 обтекателя 14. Следует отметить, что хотя на фиг. 1 изображена система запуска космических аппаратов 10, состоящая из двух космических аппаратов 16 и 18, такая система в рамках настоящего документа пригодна для запуска трех и более космических аппаратов.
Независимо от количества космических аппаратов 16, 17, используемых в системе запуска, их размещение внутри обтекателя 14 может быть выполнено в многоуровневой вертикальной конфигурации, как показано на фиг. 1. Используемый здесь термин "вертикальный" обозначает ориентацию соединенных космических аппаратов 16, 18 по отношению к стартовой платформе (на чертеже отсутствует), поддерживающей ракету-носитель 12, при установке в вертикальное положение или многоуровневое вертикальное расположение по отношению к Земле. В данной модификации соединенные космические аппараты 16, 18 могут быть отрегулированы и совпадать с центральной продольной осью обтекателя 14 и/или ракеты-носителя 12. Нижний космический аппарат 18 может располагаться на платформе 22, которая может являться частью обтекателя 14.
Как изображено на фиг. 2 и 3, космические аппараты 16, 18 могут быть спутниками. В различных модификациях космические аппараты 16, 18 могут быть также геостационарными спутниками, межпланетными зондирующими ракетами, их комбинацией, или любым типом космического аппарата с двигательной системой, запускаемой ракетой-носителем 12 (фиг. 1).
Космические аппараты 16 и 18 могут включать в себя антенные отражатели 24 и 26 соответственно и развертываемые солнечные батареи 28 и 30 соответственно. Как прекрасно видно на фиг. 3, космические аппараты 16 и 18 могут содержать выдвижные измерители уровня 32, 34, установленные на основные фермы 36 и 38 соответственно.
Основные фермы 36 и 38 могут иметь цилиндрическую форму и могут быть полыми. Кроме того, они могут иметь иную форму, что не будет противоречить сути настоящего документа. Основная ферма 36 изготовлена из прочного легкого материала графита и в одной модификации имеет толщину стенок 0,09". Основная ферма 38 также изготовлена из прочного легкого материала графита и в одной модификации имеет толщину стенок 0,45". Выдвижные панели 32, 34 могут выполнять роль опоры для солнечных батарей 28 и 30 космических аппаратов 16 и 18 соответственно.
В модификации, изображенной на фиг. 2 и 3, космические аппараты 16 и 18 могут быть оборудованы электрическими двигателями, в целом изображенным цифрами 40 и 42 соответственно. Электрические двигатели 40 и 42 могут состоять из плазменно-ионных двигателей с использованием газа ксенон в качестве реактивного топлива, хранящегося в резервуарах 44 и 46, которые могут размещаться внутри основных ферм 36 и 38 соответственно. Электрические двигатели 40 и 42 могут быть оборудованы реактивными соплами 48 и 50 соответственно.
В модификациях, изображенных на фиг. 2 и 3, космические аппараты 16 и 18 могут быть оборудованы одиночными электрическими двигателями 40 и 42, которые представляют собой единственный источник движущей силы и навигации для данного космического аппарата; какие-либо иные источники движущей силы не предусмотрены. Детали 40 и 42 космических аппаратов 16 и 18 могут быть электрическими двигателями иного типа или гибридными электрическими/химическими реактивными двигателями. Под действие настоящего документа попадает также модель космического аппарата 16 с электри
ческим двигателем 49 и модель космического аппарата 18 с гибридным электрическим/химическим реактивным двигателем 42. Использование электрических двигателей 40 и 42 или гибридных электрических/химических реактивных двигателей может иметь свои преимущества, поскольку они уменьшают общую массу космических аппаратов 16 и 18 по сравнению с использованием только химических реактивных двигателей.
В одной модификации верхний космический аппарат 16 может присоединяться к нижнему космическому аппарату 18 с помощью предварительно напряженного обода сцепления 52, которая соединяет основную ферму 36 верхнего космического аппарата с основной фермой 38 нижнего космического аппарата. Как показано на фигурах, основная ферма 38 нижнего космического аппарата 18 может расширяться вверх над верхним краем солнечных батарей 30 нижнего космического аппарата для задействования монтажной фермы 36, которая, как показано в модификации, не достигает нижнего края солнечных батарей 28 верхнего космического аппарата.
В процессе эксплуатации верхний и нижний космические аппараты 16 и 18 соответственно могут, во-первых, присоединяться друг к другу с помощью предварительно напряженного обода сцепления 52. Комбинированные космические аппараты 16 и 18 могут размещаться внутри обтекателя 14 ракеты-носителя 12, как показано на фиг. 1, так, что нижний космический аппарат располагается на платформе 22 обтекателя.
Когда ракета-носитель устанавливается на стартовую платформу (на фигуре отсутствует), ракета носитель 12, обтекатель 14 и космические аппараты 16 и 18 могут быть ориентированы вертикально по отношению к Земле. В данной конфигурации нисходящая сила гравитации верхнего космического аппарата 16 может передаваться на нижний космический аппарат 18 и выдерживаться им. В представленных модификациях сила гравитации может целиком передаваться от основной фермы 36 верхнего космического аппарата 16 на основную ферму 38 нижнего космического аппарата 18.
Во время старта ракеты-носителя 12 силы ускорения верхнего космического аппарата 16 могут аналогично передаваться через основную ферму 36 к основной ферме 38 нижнего космического аппарата 18. В представленных модификациях верхние и нижние космические аппараты 16 и 18 могут быть отрегулированы линейно и вертикально в многоуровневой вертикальной конструкции, так что гравитационные и стартовые нагрузки верхнего космического аппарата 16 эффективно передаются на нижний космический аппарат 18 и целиком выдерживаются им.
В заключение стоит отметить, что два свойства конфигурации описываемой системы запуска космических аппаратов объединяются для снижения общей массы системы запуска. Во-первых, космические аппараты, запускаемые по отдельности, используют не традиционное химическое ракетное топливо, а электрическую движущую силу, которая в одной модификации обладает более высокой мощностью и снижает потребность большого количества ракетного топлива. В другой модификации - космические аппараты могут быть оборудованы гибридным электрическим/химическим реактивным двигателем. Во-вторых, космические аппараты могут быть составлены один поверх другого таким образом, что стартовые нагрузки верхнего космического аппарата проходят через нижний космический аппарат.
Верхний и нижний космические аппараты могут включать в себя совместимую монтажную конструкцию с возможностью последующей стыковки соседних космических аппаратов. Данная конструкция устраняет необходимость использования внутренней конструкции обтекателя или системы силовых переборок, которые в противном случае могут потребоваться для повторно запускаемых космических аппаратов. Описываемая система запуска космических аппаратов может значительно снизить массу, не нужную для реализации базового космического полета, который позволяет использовать более подходящую массу для оплачиваемой полезной нагрузки. Кроме того, снижение массы ракетного топлива и нефункциональной массы конструкции ракеты-носителя уменьшает общую массу системы.
Несмотря на то что описанные в данном документе модификации аппарата и методы запуска касаются конкретного изобретения, оно не ограничивается подобными точными формами аппарата и методами, что, в свою очередь, допускает определенные изменения без отступления от общей концепции изобретения.
ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ
1. Система нескольких одновременно запускаемых космических аппаратов (10), включающая в себя
первый космический аппарат (16);
второй космический аппарат (18), соединенный с возможностью последующей отстыковки с первым космическим аппаратом (16) и ориентированный вертикально относительно Земли таким образом, что при размещении их внутри обтекателя (14) стартовая нагрузка передается от первого космического аппарата (16) на второй космический аппарат (18) и выдерживается им;
при этом первый и второй космические аппараты (16, 18), каждый, оборудованы либо электродвигательным блоком (40), либо гибридным электро- и химически-двигательным блоком (42).
2. Система запуска (10) по п.1, в которой первый и второй космические аппараты (16, 18) ориентированы в виде многоуровневой конфигурации.
3. Система запуска (10) по п.1, в которой первый и второй космические аппараты (16, 18) ориентированы в виде вертикальной многоуровневой конфигурации в ходе запуска.
4. Система запуска (10) по п.1, в которой, помимо прочего, имеется обтекатель специальной формы для ограждения первого и второго космических аппаратов (16, 18).
5. Система запуска (10) по п.4, в которой обтекатель включает в себя платформу специальной формы для поддерживания второго космического аппарата (18).
6. Система запуска (10) по п.1, в которой второй космический аппарат (18) соединен с первым космическим аппаратом (16) таким образом, что стартовая нагрузка от первого космического аппарата (16) полностью передается второму космическому аппарату (18) и полностью выдерживается им.
7. Система запуска (10) по п.1, в которой первый космический аппарат (16) включает в себя первую сердцевинную конструкцию (36); второй космический аппарат (18) включает в себя вторую сердцевинную конструкцию (38); причем первая сердцевинная конструкция (36) присоединена ко второй сердцевинной конструкции (38).
8. Система запуска (10) по п.7, в которой стартовая нагрузка передается с первого космического аппарата (16) на второй космический аппарат (18) через первую сердцевинную конструкцию (36) и вторую сердцевинную конструкцию (38).
9. Система запуска (10) по п.1, в которой первый и второй космические аппараты (16, 18), каждый, оборудованы электродвигательным блоком (40).
10. Система запуска (10) по п.9, в которой электродвигательный блок (40) является плазменно-ионным реактивным двигателем.
11. Система запуска (10) по п.10, в которой электродвигательный блок (40) содержит газ ксенон.
12. Система запуска (10) по п.1, в которой хотя бы один из двух космических аппаратов (16, 18) является спутником.
13. Ракета-носитель (12), включающая обтекатель с областью (20) полезной нагрузки; множество космических аппаратов (16, 18), размещенных внутри области (20) полезной нагрузки, причем множество космических аппаратов (16, 18) ориентировано в виде вертикальной многоуровневой конструкции таким образом, что хотя бы часть гравитационной и стартовой нагрузок верхнего космического аппарата (16) передается нижнему космическому аппарату (18) и выдерживается им; при этом каждый космический аппарат (16, 18) оборудован либо электродвигательным блоком (40), либо гибридным электро- и химически-двигательным блоком (42).
14. Система запуска космического аппарата (10) по п.13, в которой хотя бы один из космических аппаратов (16, 18) является спутником.
15. Система запуска космических аппаратов (10) по п.13, в которой каждый космический аппарат (16, 18) оборудован электродвигательным блоком (40).
16. Способ запуска множества космических аппаратов (16, 18), включающий в себя запуск ракеты-носителя (12) по п.13.
17. Способ по п.16, в котором множество космических аппаратов (16, 18) включает в себя как минимум один спутник.
18. Способ по п.16, в котором множество космических аппаратов (16, 18) включает в себя первый космический аппарат (16) и второй космический аппарат (18).
19. Способ по п.18, в котором множество космических аппаратов (16, 18) ориентированы так, что первый космический аппарат (16) присоединен ко второму космическому аппарату (18) таким образом, что стартовая нагрузка первого космического аппарата (16) передается второму космическому аппарату (18) и выдерживается им.
20. Способ по п.19, в котором первый космический аппарат (16) присоединен ко второму космическому аппарату (18) так, что сердцевинная конструкция (36) первого космического аппарата (16) присоединена к сердцевинной конструкции (38) второго космического аппарата (18).
10.
10.
Евразийская патентная организация, ЕАПВ Россия, 109012, Москва, Малый Черкасский пер., 2
025867
025867
- 1 -
- 1 -
025867
025867
- 1 -
- 1 -
025867
025867
- 1 -
- 1 -
025867
025867
- 1 -
- 1 -
025867
025867
- 4 -
- 3 -
025867
025867
- 5 -
025867
025867
- 5 -