| 摘要 |
1. Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения, основанный на ориентации, стабилизации и управляемом движении отделяющейся части за счет энергетики, заключенной в невыработанных остатках компонентов жидкого топлива в баках отделяющейся части на основе их газификации и подачи в газовую ракетную двигательную установку спуска, при этом управление движением центра масс и вокруг центра масс отделяющейся части осуществляют отклонениями поворотных камер газовой реактивной двигательной установки с помощью приложения импульса скорости, отличающийся тем, что после приложения импульса скорости осуществляют членение конструкции отделяющейся части, по месту соединения маршевой двигательной установки с остальными отсеками отделяющейся части, с помощью направленного взрыва.2. Способ по п.1, отличающийся тем, что импульс скорости, прикладываемый к центру масс отделяющейся части ступени ракеты космического назначения, рассчитывают из условия спуска отсека маршевой двигательной установки в заданную точку прицеливания на поверхности Земли, по формуле:, гдеµ - гравитационная постоянная Земли,r, r- соответственно, радиусы апогея и перигея орбиты спуска маршевой двигательной установки отделяющейся части.3. Отделяющаяся часть ступени ракеты космического назначения на жидких компонентах ракетного топлива, включающая в свой состав топливный отсек, силовой отсек, на верхнем днище которого установлены поворотные камеры газового ракетного двигателя, а на нижнем днище установлена маршевая двигательная установка, отличающаяся тем, что на нижнем днище силового отсека размещен удлиненный кумуля |
