| 摘要 |
1. Способ увода отделяющейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки, по которому, после разрыва механической связи отделяющейся части ракеты-носителя с полезной нагрузкой, к отделяющейся части ракеты-носителя прикладывают тормозной импульс, отличающийся тем, что предварительно рассчитывают величину тормозного импульса, необходимого для увода отделяющейся части ракеты-носителя с исходной орбиты полезной нагрузки на заданную орбиту утилизации по формуле ! , ! где Нα - высота апогея орбиты утилизации, равная высоте круговой орбиты полезной нагрузки; ! Нπ - высота перигея орбиты утилизации, которая определяется временем утилизации; ! R3=6371 км - сферический радиус Земли; ! µ0=3,986·105 км3·с2 - гравитационная константа поля тяготения Земли, затем подбирают конструктивные параметры газового ракетного двигателя, обеспечивающие получение рассчитанной величины тормозного импульса для увода на орбиту утилизации, и до приложения к отделяющейся части ракеты-носителя расчетного тормозного импульса, отделяющейся части ракеты-носителя придают вращение вокруг продольной оси до момента достижения стабилизации ее углового положения в пространстве, затем газифицируют остатки жидких невыработанных компонентов ракетного топлива в баках окислителя и горючего, и создают тормозной импульс за счет их сгорания в камере газового ракетного двигателя и высокоскоростного истечения продуктов сгорания в космическое пространство. ! 2. Двигательная установка, включающая топливные баки окислителя и горючего и систему наддува баков, содержащую газогенератор, устройства ввода газа в баки, снабженные расходомерными шайбами, отлич |
