Орбит патент

Рубрики Статьи

Способ оценки эффективности реконструктивной операции на орбите

Владельцы патента RU 2638623:

Изобретение относится к медицине, лучевой диагностике, челюстно-лицевой хирургии, предназначено для оценки эффективности реконструктивной операции на орбите. Для этого после реконструктивной операции проводят МСКТ обеих орбит в объемном режиме с толщиной среза 0,5 мм в аксиальной плоскости. Определяют симметричные костные границы обеих орбит, учитывая их анатомические вариации, деформации и костно-травматические повреждения. Маркируют каждую костную стенку на каждом срезе. Далее сравнивают полученные объемы левой и правой орбит и при разнице объемов менее 2 мл делают вывод о положительном результате операции, а при разнице объемов более 2 мл — о сохраняющемся риске западения глазного яблока. Способ обеспечивает точное определение изменения объемов орбит и, соответственно, точность оценки эффективности проведенного реконструктивного хирургического лечения. 6 ил., 2 пр.

Изобретение относится к медицине, а именно к лучевой диагностике и челюстно-лицевой хирургии, предназначено для оценки эффективности реконструктивной операции на орбите.

Проблема повреждений костных и мягкотканных структур орбиты, а также посттравматических дефектов и деформаций средней зоны лица не теряет своей актуальности. Основным поздним осложнением как «взрывного» перелома, так и неудачной пластики нижней стенки орбиты является западение глазного яблока, что говорит об увеличении орбитального объема из-за опущения заднемедиального отдела нижней стенки орбиты, и обусловленное этим нарушение привычных анатомических взаимоотношений между жировой клетчаткой орбиты и подвешивающим аппаратом глазного яблока.

На сегодняшний день стандартом визуализации костных структур лицевого скелета, а в частности стенок орбит, является мультиспиральная компьютерная томография. Возможности мультиспиральной компьютерной томографии позволяют оценить контуры, структуру, положение костных границ орбит, а также выявить их травматические и деструктивные изменения различной степени выраженности. Немаловажным аспектом эффективной диагностики патологических состояний этой области является возможность визуализации содержимого полости орбиты и оценка состояния глазодвигательного аппарата. При различных патологиях костных и мягкотканных элементов орбиты, таких как: аномалии развития, эндокринологические заболевания, травматические повреждения, хирургическое лечение в области околоносовых синусов и посттравматические деформации необходимо проведение мультиспиральной компьютерной томографии не только для визуализации непосредственной патологии, но и для оценки изменения объемов орбит и сравнение их с неповрежденной стороной. Считается, что если прирост орбитального объема не будет превышать 2 мл, западение глазного яблока будет оставаться на уровне 1 мм (Николаенко В.П., Астахов Ю.С. Орбитальные переломы: руководство для врачей. СПб., Эко-Вектор; 2012. С. 145-210). Затем риск развития клинически значимого энофтальма будет расти пропорционально увеличению объема орбиты. У пациентов с травмой нижней стенки орбиты увеличение объема поврежденной орбиты более чем на 2 мм заведомо приведет к опущению глазного яблока больше чем на 1 мм и к развитию энофтальма.

Однако в большом количестве случаев визуально определить изменение объема по «сырым» данным мультиспиральной компьютерной томографии бывает затруднительно — в таких случаях необходимо более достоверное представление объемов орбит.

Известен способ измерения объема орбиты с помощью компьютерной обработки изображений мультиспиральной компьютерной томографии (Яценко О.Ю. Объемно-топографические и структурные изменения мягких тканей вершины орбиты при оптической нейропатии у пациентов с отечным экзофтальмом. Офтальмология. 2014; 11 (2): 48-54). Основным способом измерения в данном исследовании являлось соотношение длины и ширины орбиты по проведенным перпендикулярам. Для расчета объемно-топографических характеристик костной орбиты и ее мягкотканного содержимого использовался следующий алгоритм: на аксиальнах срезах проводили перпендикуляр от поперечного входа в орбиту до внутреннего кольца канала зрительного нерва (линия, соединяющая латеральный и медиальный костные края орбиты на уровне нейроокулярного среза) — таким образом измеряли длину костной орбиты. Далее определяли середину орбиты и проводили перпендикуляр через все срезы костной орбиты от нижней до верхней ее стенки. Таким способом высчитывался объем вершины костной орбиты и объем экстра-окулярных мышц.

Известный способ имеет ряд недостатков:

— неточность измерения объемов орбит;

— не позволяет добиться симметричности костных границ орбит;

— не учитывает анатомические особенности костных границ орбит: непрямолинейный, вогнутый ход, с наличием локальных изогнутостей и истончений стенок;

— не учитывает костно-травматические изменения стенок орбит с пролабированием мягкотканного компонента в околоносовые синусы.

Известен способ определения величины смещения глазного яблока (Перфильев С.А., Голубева Г.И., Рабухина Н.А., Караян А.С., Кудинова Е.С. Способ определения величины смещения глазного яблока, патент №2275842; Опубликовано: 10.05.2006; МПК: А61В 3/00, A61F 9/00). Данный способ заключается в проведении спиральной компьютерной томографии лицевого черепа, при этом получают срез изображения во фронтальной и/или аксиальной плоскостях. На полученных томограммах проводят произвольную горизонталь, пересекающую изображения обоих глазных яблок и измеряют хорды от наружной до внутренней границ изображения каждого глазного яблока и высоту сегментов. После чего вычисляют величину смещения по формуле.

Известный способ не обладает необходимой информативностью для точного измерения объемов орбит.

Задача изобретения — оценка эффективности реконструктивной операции на орбите.

Технический результат состоит в точном измерении объемов орбит до и после реконструктивной операции с целью получения дополнительной диагностической информации для оценки эффективности проведенного хирургического лечения.

Поставленная задача решается способом оценки эффективности реконструктивной операции на орбите, включающим проведение мультиспиральной компьютерной томографии (МСКТ) и измерение объемов орбит, отличающимся тем, что после реконструктивной операции МСКТ обеих орбит проводят в объемном режиме с толщиной среза 0,5 мм в аксиальной плоскости, определяют симметричные костные границы обеих орбит, учитывая их анатомические вариации, деформации и костно-травматические повреждения, маркируют каждую костную стенку на каждом срезе, далее сравнивают полученные объемы левой и правой орбит и при разнице объемов менее 2 мл делают вывод о положительном результате операции, а при разнице объемов более 2 мл — о сохраняющемся риске западения глазного яблока.

Способ осуществляют следующим образом:

1. Пациента укладывают на стол томографа в положении лежа на спине. Проводят мультиспиральную компьютерную томографию в объемном режиме с толщиной среза 0,5 мм в аксиальной плоскости.

2. Для разметки области исследования выполняют топограмму. Томографирование начинают на 1 см выше надглазничного края орбиты и заканчивают на уровне тела нижней челюсти.

3. Томографирование проводят по протоколу:

4. После сканирования на изображениях определяют костные границы орбит, по которым будет проходить маркировка. Необходимым условием правильного выполнения исследования является симметричность костных границ для обеих орбит. Для этого необходимо провести линию через всю длину орбиты и перпендикуляр к ее длине для определения наружной границы маркировки, выполняется сразу для обеих орбит (фиг. 1а-1б).

5. На каждом аксиальном срезе проводят маркировку всех костных границ орбит, начиная с верхней стенки до уровня дна орбиты (фиг. 2а-2б). Для точности измерения необходимо четко соблюдать костные границы и учитывать анатомические вариации строения, а при повреждениях целостности стенки и пролабирования мягкотканных структур в околоносовые синусы необходимо следовать за смещенным мягкотканным компонентом орбит и включать его в зону интереса.

6. Пациенту повторно проводят мультиспиральную компьютерную томографию после проведения реконструктивной операции в положении лежа на спине, в объемном режиме с толщиной среза 0,5 мм в аксиальной плоскости.

7. После измерения объемов орбит сравнивают полученные результаты до и после реконструктивной операции. При разнице объемов более 2 мл западение глазного яблока увеличивается на 1 мм и, как следствие, повышается риск развития энофтальма.

Для отработки методики было обследовано 60 пациентов с травматическими повреждениями орбит (мужчины — 57, женщины — 3) в возрасте от 17 до 49 лет. Мульти-спиральная компьютерная томография с измерением объемов орбит до операции была выполнена в день поступления. Послеоперационная мультиспиральная компьютерная томография с измерением объемов проводилась в течение 7-10 дней после хирургического лечения. На предоперационном этапе у 15 пациентов (25%) определялось увеличение объема орбиты. Из них в послеоперационном периоде объем орбиты не восстановился у 7 пациентов, следовательно, в 12% случаев увеличился риск западения глазного яблока.

ПРИМЕР 1. Пациент А., 22 года, травма лицевого скелета получена в результате дорожно-транспортного происшествия. Исследование проводили на 640-спиральном компьютерном томографе Aquilion ONE фирмы Toshiba в объемном режиме с толщиной среза 0,5 мм в течение 2 секунд до и после реконструктивной операции. Данные мультиспиральной компьютерной томографии в корональной, аксиальной и сагиттальной плоскостях позволили определить множественные переломы костных структур лицевого скелета с увеличением объема левой орбиты. Для оценки эффективности проведенного лечения и для прогнозирования развития энофтальма проводилось вычисление объемов обеих орбит. До лечения исходный объем левой орбиты различался с контралатеральной стороной на 14 мл (фиг. 3, 1а-1с), после реконструктивной операции различие в объемах сократилось до 5 мл (фиг. 4, 2а-2с). Так как разница в объемах после хирургического лечения составила более 2 мл, у пациента сохранялся риск развития послеоперационного западения глазного яблока более чем на 2 мм.

ПРИМЕР 2. Пациент. М, 55 лет. Состояние после оперативного лечения в области левого верхнечелюстного синуса в 2006 г. и в 2015 г. Исследование проводили на 640-спиральном компьютерном томографе Aquilion ONE фирмы Toshiba в объемном режиме с толщиной среза 0,5 мм в течение 2 с до реконструктивной операции и после. Форма нижней стенки орбиты слева изменена, пролабирует в верхнечелюстной синус, преимущественно в задних отделах вследствие послеоперационных изменений в области левого верхнечелюстного синуса (фиг. 5а-г). Определить изменение объема левой орбиты не удается, необходимо более достоверное представление объема для исключения развития энофтальма. После обработки данных мультиспиральной компьютерной томографии объем правой орбиты составил 27.83 мл, левой — 26.60 мл. Разница в объемах не превышает 2 мл (1.23 мл), что говорит о малой вероятности смещения глазного яблока более чем на 1 мм, соответственно, западение глазного яблока у данного пациента маловероятно (фиг. 6а-г). Пациенту показано плановое обследование с проведением мультиспиральной компьютерной томографии и измерение объемов орбит для оценки динамики состояния.

Разработанный способ позволяет повысить точность и информативность диагностики за счет получения дополнительной информации. Это дает возможность челюстно-лицевым хирургам более точно определять тактику и объем хирургического вмешательства, а также оценивать эффективность проведенной реконструктивной операции.

Способ оценки эффективности реконструктивной операции на орбите, включающий проведение мультиспиральной компьютерной томографии (МСКТ) и измерение объемов орбит, отличающийся тем, что после реконструктивной операции МСКТ обеих орбит проводят в объемном режиме с толщиной среза 0,5 мм в аксиальной плоскости, определяют симметричные костные границы обеих орбит, учитывая их анатомические вариации, деформации и костно-травматические повреждения, маркируют каждую костную стенку на каждом срезе, далее сравнивают полученные объемы левой и правой орбит и при разнице объемов менее 2 мл делают вывод о положительном результате операции, а при разнице объемов более 2 мл — о сохраняющемся риске западения глазного яблока.

Читайте так же:  Компенсация сотрудникам за фитнес

Система комплексной поддержки
и сопровождения научного
журнала

НЭИКОН огранизует научные
конференции, мастер-классы,
курсы и другие мероприятия

Более 2 000 договоров
с 800 научными институтами,
вузами и библиотеками

Русскоязычная поддержка продуктов Crossref. Заключение договоров. Заказать DOI

Сегодня: среда, 6 февраля 2019 года


Патентная система налогообложения становится все более популярной среди предпринимателей. Применение патентной системы предусматривает замену нескольких налогов одним, отсутствие необходимости предоставления налоговой декларации и ведения бухгалтерского учета, простой способ расчета налога и другие преимущества.

Переход на патентную систему налогообложения является добровольным, кроме того, патент можно совмещать с иными режимами налогообложения.

Применять патент можно в 63 видах деятельности. Для каждого вида предпринимательской деятельности Законом Краснодарского края № 2601-КЗ от 16.11.2012 «О введении в действие патентной системы налогообложения на территории Краснодарского края» определен размер потенциально возможного к получению годового дохода, с которого будет исчисляться налог по ставке 6 процентов.

Индивидуальный предприниматель, выбравший патентную систему налогообложения (ПСН), вправе привлекать наемных работников, но их средняя численность не должна превышать 15 человек по всем видам предпринимательской деятельности за налоговый период. В случае нарушения этого условия предприниматель утрачивает право на применение патента.

Право на применение ПСН также утрачивается, если с начала календарного года доходы по всем видам предпринимательской деятельности, определяемые в соответствии со статьей 249 Налогового кодекса РФ, превысили 60 миллионов рублей или если предприниматель не заплатил налог в установленные сроки.

Документом, удостоверяющим право на применение патентной системы налогообложения, является патент на осуществление одного из видов предпринимательской деятельности, в отношении которого законом субъекта Российской Федерации введена патентная система налогообложения. Заявление на получение патента подается индивидуальным предпринимателем в налоговый орган по месту жительства не позднее чем за 10 дней до начала применения патентной системы налогообложения. Сам патент при этом выдается по выбору налогоплательщика на период от одного до двенадцати месяцев включительно в пределах календарного года.

Уплата налога производится в полном размере в срок не позднее срока окончания действия патента, если патент получен на срок до шести месяцев. Если патент получен на срок от шести месяцев до календарного года, необходимо уплатить треть суммы налога в срок не позднее девяноста календарных дней после начала действия патента и две трети суммы налога в срок не позднее окончания действия патента.

Рассчитать сумму налога, уплачиваемого в связи с применением патентной системы налогообложения, можно на сайте ФНС России www.nalog.ru.

Пресс-служба администрации МО «Темрюкский район»

Competitor hits TRW patent claim on medium-Earth orbit

TRW’s patent on the use of medium-Earth orbits (MEO) for its Odyssey mobile communications satellite project is the «functional equivalent of Boeing trying to get a patent for [a] new airliner to carry passengers at altitudes of between 30,000 and 45,000 feet,» an executive involved in a competing venture charged. Inmarsat’s proposed Inmarsat-P mobile communications satellite differs in many ways from Odyssey, including the number of orbital planes used and what parts of the earth .

THIS CONTENT REQUIRES SUBSCRIPTION ACCESS

You must have an Aviation Week Intelligence Network (AWIN) account or subscribe to this Market Briefing to access «Competitor hits TRW patent claim on medium-Earth orbit».

Current Aviation Week Intelligence Network (AWIN) enterprise and individual members: please go to http://awin.aviationweek.com for access.

Not currently a subscriber? Click on the «Learn More» button below to view subscription offers.

Ernst & Young адаптировала доказательства с нулевым разглашением для блокчейна Ethereum
Аудиторская фирма из состава “большой четвёрки” Ernst & Young анонсировала инструмент, который позволит осуществлять приватные транзакции в блокчейне Ethereum.

В Китае представили первый в мире смартфон с гибким дисплеем
По словам разработчиков, FlexPai можно согнуть под углом от 0 до 180 градусов

Банк Америки запатентовал решение для хранения криптографических ключей
Описываемое устройство позволяет аутентифицировать владельца, не подключаясь к открытым сетям

В Британии запустили мощнейший компьютер, имитирующий мозг человека
Сообщается, что супермашина может выполнять более 200 миллионов операций в секунду

Эксперт: в США заметно выросло число патентных заявок от российских ученых
От российских авторов поступает порядка 900 заявок в год, сообщила президент компании Patent Hatchery, занимающейся регистрацией патентов и торговых марок в США и ЕС, Надежда Рейнганд

Платные базы данных.

Кроме того, существуют платные базы данных патентов. От бесплатных баз данных они отличаются, прежде всего, тем, что содержат инструменты для анализа патентов. То есть, Вы просто выбираете необходимые патенты, а затем сайт Вам отобразит динамику патентования, требования потребителей к продукции и т.д. Следующее преимущество платных баз данных патентов — это размер. Вместо того, чтобы проводить патентный поиск по каждой стране отдельно, платные базы данных позволяют провести один патентный поиск сразу по всем самым крупным базам данных патентов. Но, так как РФ не является крупным патентным ведомством, то российская база данных патентов отсутствует в платных базах данных.

Delphion Intellectual Property Network — International and US Patent Search Database

54 миллиона патентов — от 146.30 USD в месяц.
База данных содержит полные материалы патентов США, изданных с 1974 года и, частично, изданных в 1971-1973 гг. Кроме американских патентов, в этой базе содержатся также полные копии европейских патентов с 1980 года и японских патентных заявок с 1977 года. Поиск в этой патентной базе возможен по номеру патента либо по ключевому слову с применением логических операторов. Применение шаблона (знак «?» заменяет один символ) и сокращения (знак «*» заменяет любое количество символов) при поиске по ключевому слову возможно в начале и в конце слова.

Право, бизнес, патенты, новости общего характера, справочные материалы. Все это сведено в 209 библиотек, организованных по тематическому и/или географическому принципу. Доступность отдельных библиотек и источников может зависеть от условий подписки.
Количество источников — Около 33000

Коммерческая информационно-поисковая система Questel-orbit предлагает доступ к 37 патентным БД, 19 БД по товарным знакам и 25 научно-техническим БД.
Адрес в Интернете
http://www.questel.com/en/index.htm
Адрес ресурса
http://www.questel.com/en/Prodsandservices/QPAT.htm
Описание ресурса
Одна из ведущих мировых патентных баз данных QPAT. Доступ к ресурсам FamPat и PlusPat, объединяющим аннотации и полные тексты патентов, выданных в более чем 75 мировых патентных ведомствах (в том числе USPTO, WIPO, EPO, . ).

Патентные Сборщики www.freepatentfetcher.com и www.patentfetcher.com

www.freepatentfetcher.com и www.patentfetcher.com
Предложение патентных публикаций в формате PDF. Бесплатные патентов США и приложений. Зарубежные публикации патента. (EP, WO, DE, JP и т.д.), а также быстрый и неограниченные загрузки патентов США и приложений на 65 центов.

Получить Патент

Файлы в «КПК» сжатом формате можно просматривать в свободное CPCLite зрителя. Стоимость: $ 0.50 за патент. Патенты в USPTO, ЕПВ, ВОИС (РСТ), AUSTIRA, Бельгии, Канаде, Франции, Германии, Великобритании, Японии, Испании и Швейцарии.

способ увода космического мусора с орбит полезных нагрузок на основе использования отделившейся части ракеты-носителя, разгонного блока и устройство для его реализации

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для очистки околоземного космического пространства от прекративших активное существование космических аппаратов, их обломков, отделившихся частей (ОЧ) последних ступеней ракет-носителей (РН) и разгонных блоков (РБ). Способ увода космического мусора с орбит полезных нагрузок заключается в том, что с помощью отделяемого от ОЧ РН или РБ малоразмерного космического буксира (МКБ), связанного механической связью с ОЧ РН или РБ тросом, осуществляют стыковку МКБ с космическим мусором, после чего прилагают тормозной импульс к ОЧ ступени РН или РБ на основе использования невыработанных запасов жидкого топлива для увода связки «ОЧ ступени РН, РБ — трос — МКБ — космический мусор» на орбиту утилизации. Устройство для увода космического мусора содержит ОЧ ступени РН, РБ с ракетной двигательной установкой, тросовую систему с управляемым приводом тросового барабана, жестко связанную с ОЧ ступени РН или РБ, МКБ с аппаратурой обнаружения космического мусора и самонаведения, устройство стыковки. Достигается возможность увода космического мусора, находящегося на орбитах с близкими параметрами, к орбитам ОЧ РН, РБ. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Рисунки к патенту РФ 2462399

Изобретения относятся к области космической техники и могут быть использованы для очистки околоземного космического пространства (ОКП) от прекративших активное существование космических аппаратов (КА), их обломков, отделившихся частей (ОЧ) последних ступеней ракет-носителей (РН) и разгонных блоков (РБ) и т.д.

В соответствии с Национальным стандартом Российской Федерации ГОСТ 52925-2008 «Изделия космической техники. Общие требования к космическим средствам по ограничению засорения околоземного космического пространства» под космическим мусором (КМ) подразумеваются все космические объекты, которые завершили свое целевое функционирование, в том числе ОЧ ступеней РН, РБ и т.д.

1. Известны способы очистки ОКП, например, «Способ очистки геостационарной орбиты» по заявке № 93049870/11 от 11.10.1993, опубл. 27.09.1995, предусматривающий развертывание орбитальных космических станций, эластичных сетей, соединенных с орбитальной космической станцией посредством тросов. Развертывание сети осуществляется с помощью телеуправляемых космических буксиров с реактивной тягой. После осуществления захвата и причаливания неуправляемого космического объекта, многократного повторения процесса захвата различных космических объектов формируется сцепка из нескольких захваченных неуправляемых космических объектов, к которой присоединяется космический буксир с большой реактивной тягой и управляемый солнечный парус и т.д.

Реализация предлагаемого способа связана с разработкой специальных орбитальных космических станций, эластичных сетей, разных типов космических буксиров, управляемого солнечного паруса, со сложнейшими операциям на орбите по формированию сцепки космических объектов и т.д.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемым изобретениям являются «Способ увода отделившейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и двигательная установка для его осуществления» по заявке № 2008114727/06, 11.06.2008. Дата публикации заявки: 20.12.2009, Бюл. № 35, а также описанные технические решения в журнале «Космонавтика и ракетостроение» за 2009, № 4 (57), стр.122-128 «Разработка активной бортовой системы увода средств выведения с орбит» авторов Куденцова В.Ю., Трушлякова В.И. и др.

В соответствии с ГОСТ 52925-2008 этот способ можно формулировать как «Способ увода космического мусора с орбиты полезной нагрузки».

Предлагаемый в качестве прототипа способ увода ОЧ ступени РН (он же и способ увода КМ) основан на использовании энергетики, заключенной в невыработанных остатках жидкого топлива ОЧ последних ступеней РН и РБ и включает в себя:

Читайте так же:  Независимая экспертиза одежды и обуви

— предварительный расчет величины тормозного импульса, необходимого для увода с исходной орбиты полезной нагрузки на заданную орбиту утилизации по известной формуле;

— подбор конструктивных параметров газового ракетного двигателя (ГРД), обеспечивающих получение рассчитанной величины тормозного импульса для увода ОЧ ступени на орбиту утилизации т.д.

Использование этого способа для очистки ОКП от КМ, который уже находится на орбите, затруднено по ряду причин, связанных с решением ряда основных проблем:

— необходимость этапа дальнего наведения ОЧ ступени РН, РБ с КМ, что предполагает отработку нескольких импульсов, навигацию и т.д.;

— для мягкой стыковки ОЧ ступени РН, РБ с КМ необходима специальная координатная двигательная установка, обеспечивающая на этапе ближнего наведения выбор промаха (ошибок) дальнего наведения; оснащение такой двигательной установкой ОЧ с целью многократного и оперативного запуска маршевого двигателя практически невозможно из-за огромного объема доработок ОЧ;

— проблема буксировки выбранного КМ, которая в прототипе не рассматривается.

Целью предлагаемого изобретения (способа) является увод КМ с орбит полезных нагрузок, как выводимого в текущем пуске (ОЧ ступеней РН, РБ), так и КМ, уже находящегося на орбитах с близкими параметрами 1 ( 1 Под близкими орбитами понимаются орбиты, переход между которыми, с обеспечением мягкой стыковки (нулевые скорости сближения), возможен в рамках располагаемой энергетики, имеющейся на борту ОЧ и космического буксира. Параметры орбиты КМ, который планируется для увода с использованием данного способа, выбираются из условия минимизации энергетических затрат и, как правило, являются компланарными.).

Поставленная цель достигается следующим образом: в известный способ увода ОЧ ступени РН, РБ с орбит полезных нагрузок, по которому после разрыва механической связи ОЧ ступени РН с полезной нагрузкой, на основе предварительно рассчитанных величин импульсов маневров, необходимых для увода ОЧ ступени РН, РБ, осуществляют подбор конструктивных параметров ракетного двигателя, обеспечивающих получение расчетных величин импульсов для увода ОЧ ступени РН, РБ на орбиту утилизации за счет реализации энергетики, заключенной в жидких остатках невыработанных компонентов ракетного топлива в баках окислителя и горючего, и приложении импульсов к ОЧ ступени РН, РБ добавляют следующие действия:

— перед уводом ОЧ ступени РН, РБ на орбиту утилизации осуществляют дальнее наведение ОЧ ступени РН, РБ в район встречи с выбранным для увода с орбиты КМ, а этап ближнего наведения ОЧ ступени РН, РБ с выбранным КМ осуществляют с помощью отделяемого от ОЧ ступени РН, РБ малоразмерного космического буксира (МКБ), связанного механической связью с ОЧ ступени РН, РБ тросом, осуществляют стыковку МКБ с КМ, после прилагают тормозной импульс к ОЧ ступени РН, РБ для увода связки «ОЧ ступени РН, РБ-трос-МКБ-КМ» на орбиту утилизации;

— запасы остатков жидких невыработанных компонентов ракетного топлива в баках окислителя и горючего в ОЧ ступени РН, РБ определяют исходя из затрат на маневр дальнего наведения и транспортировки связки «ОЧ ступени РН, РБ-трос-МКБ-КМ» на орбиту утилизации;

— при разматывании троса обеспечивают линейную скорость его схода с барабана на 2-3% больше относительной скорости сближения МКБ и КМ, при торможении МКБ перед стыковкой с КМ, скорость разматывания троса снижают в соответствии со снижением относительной скорости, а перед приложением тормозного импульса для перевода связки «ОЧ ступени РН-трос-МКБ-КМ» на орбиту утилизации, осуществляют выбор провисания троса, после чего прилагают тормозной импульс к ОЧ ступени РН, РБ для увода связки «ОЧ ступени РН, РБ-трос-МКБ-КМ» на орбиту утилизации.

Реализация действий способа поясняется следующими дополнительными сведениями:

1. Величины импульсов маневров, необходимых для этапа дальнего наведения ОЧ и увода на орбиту утилизации связки «ОЧ-трос-МКБ-КМ» на орбиту утилизации, рассчитывают в соответствии с известными формулами, приведенными, например (см. кн. 1. Инженерный справочник по космической технике. Изд. 2-е, пераб. и доп. под. ред. А.В.Солодова. М.: Воениздат, 1977, на стр.106-109).

Параметры орбиты заранее выбранного КМ определяются существующими системами целеуказания и наведения Центра контроля космического пространства, а собственные параметры орбиты ОЧ на момент начала каждого маневра определяются, например, на основе навигационной аппаратуры ГЛОНАСС, установленной на ОЧ в составе системы управления РН или рассчитываются в центре управления на Земле и передаются на борт ОЧ ступени РН, РБ.

Общий вид связки «ОЧ + АБСУ + тросовая система + МКБ» в отсеке полезной нагрузки последней ступени РН (выводимый КА уже отделился) далее будем обозначать как блок А, приведен на фиг.1, где поз.1 — ОЧ, 2 — ГРД активной бортовой системы увода (АБСУ), установленные в одностепенные управляемые приводы, 3 — тросовая система с управляемым приводом, 4 — МКБ.

На фиг.2 приведен этап развертывания троса 5 с помощью управляемого привода барабана тросовой системы 3 и МКБ 4.

На фиг.3 приведена схема этапа дальнего наведения. В начальный момент времени блок А (поз.9) находится на круговой орбите 10, на которую вывели полезную нагрузку, КМ 11 находится на круговой орбите 12. На этапе дальнего наведения прикладывается импульс V1, переводящий блок А на эллиптическую орбиту, которая своим апогеем касается орбиты КМ в точке 13, для выхода блока А на орбиту КМ прилагается второй импульс V2 (Хомановские маневры). В этот момент времени КМ находится на угловом расстоянии 14 от блока А. В том случае, если угол мал и расстояние между блоком А и КМ соответствует длине троса, а относительные скорости малы (не превышают 10÷15% от запаса характеристической скорости на борту МКБ), то начинается этап ближнего наведения.

В том случае, если взаимное положение КА и блока А не позволяет реализовать двухимпульсную схему сближения, то вводится орбита фазирования 15 (фиг.4) с соответствующим дополнительным импульсом V1 (фиг.4), переводящим блок А на эту орбиту (кн.2 В.К.Сердюк «Проектирование средств выведения КА» М.: Машиностроение, 2009, стр.383).

Время нахождения блока А на орбите фазирования определяется взаимным начальным положением КМ и блока А. Импульс V2 (поз.16) переводит блок А на эллиптическую переходную орбиту, которая апогеем касается орбиты КМ 13 фиг.4. Импульс V3 переводит блок А на орбиту в окрестность КМ 12 для начала этапа ближнего наведения.

Интервал времени от момента приложения импульса V1 до приложения импульса выведения блока А V2 ( V3) на орбиту КМ называется интервалом времени этапа дальнего наведения Тдн.

Переход ОЧ ступени РН, РБ к КМ за счет малых величин импульсов скорости возможен только за счет использования накопленной кинетической и потенциальной энергии на участке выведения КА.

2. При разматывании троса с барабана, с управляемым приводом, установленным на ОЧ ступени РН, РБ во избежание рывков со стороны МКБ и образования петель из-за разбросов параметров функционирования тросовой системы, МКБ обеспечивают линейную скорость его схода с барабана на 2÷3% больше относительной скорости сближения МКБ и КМ, при торможении МКБ перед стыковкой с заранее выбранным КМ, скорость разматывания троса снижают в соответствии со снижением относительной скорости сближения, а перед приложением тормозного импульса к ОЧ ступени РН, РБ для перевода связки «ОЧ-трос-МКБ-КМ» на орбиту утилизации, осуществляют выбор провисания троса управляемым приводом барабана.

На настоящий момент проведены эксперименты по развертыванию троса в космическом пространстве на расстояние до 30 км за интервал времени, составляющий менее половины периода оборота по орбите.

На фиг.2 приведен момент приближения МКБ 4 с тросом 5 к КМ 6, другой конец которого закреплен с ОЧ ступени РН, РБ (поз.1).

3. Приложение импульса к ОЧ ступени РН, РБ для увода связки «ОЧ-трос-МКБ-КМ» на орбиту утилизации осуществляется при малых перегрузках, при этом возможны динамические процессы в системе «ОЧ-трос-МКБ-КМ», связанные с продольными колебаниями троса, поэтому перед этим осуществляют выбор провисания троса и его натяжение с помощью управляемого привода барабана до величины натяжения, определяемого появлением начальной относительной скорости между ОЧ ступени РН, РБ и КМ, после чего запускают двигательную установку ОЧ ступени РН, РБ, при этом величину натяжения троса, обусловленную работой двигательной установки ОЧ ступени РН, РБ, изменяют плавно. Прочности троса, изготовленного, например, из кевлара, достаточно для транспортировки КМ на орбиту утилизации при малых перегрузках (порядка 0,005-0,01).

Все приведенные выше действия способа на настоящий момент времени технически реализованы в различных космических программах и исследовательских пусках РН как в РФ, так и в ряде зарубежных стран, занимающихся ракетно-космической деятельностью.

Основным достоинством предлагаемого способа является снижение затрат на очистку ОКП, в частности, защищаемых областей, куда осуществляется значительное количество запусков КА. Это снижение затрат достигается за счет технологии двойного использования пуска РН, а именно: целевое выведение КА на орбиту и попутный увод с орбиты не только ОЧ последней ступени РН, РБ, но и увод заранее выбранного КМ.

Для ОЧ ступени РН в качестве двигательной установки используется ГРД в составе АБСУ, а для РБ — многократная ЖРД, например, для РБ «Бриз-М», «Фрегат» и другие.

2. Устройство для реализации способа

Известны устройства для очистки ОКП, например, устройство для реализации способа по заявке «Способ очистки геостационарной орбиты» по заявке № 93049870/11 от 11.10.1993, опубл. 27.09.1995, предусматривающие развертывание орбитальных космических станций, эластичных сетей, соединенных с орбитальной космической станцией посредством тросов. Развертывание сети осуществляется с помощью телеуправляемых космических буксиров с реактивной тягой. После осуществления захвата и причаливания неуправляемого космического объекта, многократного повторения процесса захвата различных космических объектов формируется сцепка из нескольких захваченных неуправляемых космических объектов, к которой присоединяется космический буксир с большой реактивной тягой и управляемый солнечный парус и т.д.

Реализация предлагаемого устройств связана с разработкой специальных орбитальных космических станций, эластичных сетей, разных типов космических буксиров, управляемого солнечного паруса, сложнейшими операциями на орбите по формированию сцепки космических объектов и т.д.

Наиболее близким по технической сущности является устройство по заявке «Способ увода отделившейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и двигательная установка для его осуществления» по заявке № 2008114727/06, 11.06.2008. Дата публикации заявки: 20.12.2009, Бюл. № 35.

Это устройство представляет собой ОЧ ступени РН с ЖРД установкой, включающей топливные баки окислителя и горючего, систему наддува баков, содержащую газогенератор, устройства ввода газа в баки, снабженные расходомерными шайбами, снабжено пороховыми ракетными двигателями раскрутки ОЧ, по меньшей мере одним ГРД с системой питания и системой газификации остатков компонентов ракетного топлива, причем система питания содержит устройства отбора газа, снабженные пиромембранами, которые подсоединены к коллектору ГРД, а система газификации остатков компонентов ракетного топлива содержит шар-баллон со сжатым газом, соединенный через электропневмоклапан и редуктор с вытеснительными емкостями с горючим и окислителем, газогенератор, снабженный расходомерными шайбами, питаемый от вытеснительных емкостей и соединенный с устройствами ввода газа в топливные баки, снабженными пиромембранами.

Читайте так же:  Отдел опеки войковский

Использование этого устройства, предназначенного для увода с орбиты ОЧ ступени РН, РБ, которая после отделения КА также превращается в КМ, для реализации предлагаемого способа приводит к необходимости введения дополнительных систем для реализации этапов дальнего, ближнего наведения, стыковки к КМ. Транспортировки связки «МКБ — тросовая система — КМ» на орбиту утилизации практически не приводит к новым действиям.

Фактически, в способ и в устройство, взятые за прототип, вводятся дополнительные операции и элементы, а именно:

в способ — после отделения КА от ОЧ ступени РН, РБ до приложения импульса увода к ОЧ вводятся этапы дальнего и ближнего наведения на выбранную цель — КМ, стыковка с КМ;

в устройство — новые элементы: тросовая система, МКБ, устройство стыковки.

Поставленная цель в предлагаемом устройстве достигается тем, что в известное устройство, включающее в свой состав ОЧ ступени РН, РБ с двигательной установкой, вводят тросовую систему с управляемым приводом тросового барабана, жестко связанную с ОЧ, МКБ с аппаратурой обнаружения КМ и самонаведения, устройство стыковки, при этом МКБ связан с ОЧ ступени РН, РБ через тросовую систему, а параметры тросовой системы, МКБ определены из условий начального взаимного положения ОЧ и КМ на орбите, точностью отработки импульсов дальнего наведения с помощью двигательной установки ОЧ ступени РН, РБ:

где Тсближ — время этапа ближнего наведения МКБ на выбранный KM; Dmax, Vmax — начальные промахи по дальности и скорости, полученные на этапе дальнего наведения, соответственно; L троса — длина троса.

Реализация действий устройства поясняется следующими дополнительными сведениями.

Запас топлива и подбор конструктивных параметров двигательной установки МКБ осуществляют из условия выбора начального промаха, полученного на этапе дальнего наведения с учетом промаха по дальности Dmax и скорости Vmax, при этом длина троса Lтроса должна удовлетворять условию (1).

На фиг.2 приведена схема МКБ с камерами декартовой двигательной установки (ДДУ), установленными в управляемые двухстепенные приводы 7, головкой самонаведения 8, соединенной с тросом 5.

Величина характеристической скорости VКБ и тяговооруженность МКБ nКБ определяются:

1. Величиной начального промаха (1), полученного на этапе дальнего наведения, который полностью определяется:

— параметрами двигательной установки ОЧ ступени РН, РБ (точностью отработки величин рассчитанных импульсов дальнего, наличия разброса импульса последействия двигательной установки);

— точностью работы системы управления (точностью ориентации импульса, времени его отработки);

— длительностью времени этапа дальнего наведения Тдн , т.к. ошибки по скорости отработки импульсов дальнего наведения будут приводить к пропорциональному увеличению Dmax , а Тдн определяется начальным взаимным положением КМ и ОЧ ступени РН, РБ (см. кн.1, стр.99-104).

2. Величиной интервала времени, отводимого на этап ближнего наведения Тсближ, который также является функцией (1). Например, в случае идеального исполнения этапа дальнего наведения, ближнего наведения при нулевых ошибках время (соответствует выходу на одинаковые орбиты) Тсближ может быть достаточно большим, однако, как правило, ошибки всегда присутствуют, поэтому Т сближ всегда ограничено и определяется в процессе моделирования относительного орбитального движения (см. кн.1, стр.110-113).

Затраты характеристической скорости определяются на борту МКБ:

где Vmax, , соответственно, скорости максимального отклонения на начало этапа ближнего наведения, скорость разгона МКБ и торможения перед мягкой стыковкой.

Тяговооруженность МКБ определяется из баланса времен активного и пассивного полета на этапе ближнего наведения.

Расстояния, входящие в этап ближнего наведения, можно представить в виде:

S1, S2, S3 — расстояния, пролетаемые при разгоне, равномерном движении с набранной скоростью, торможении МКБ, с учетом ошибок по скорости.

где a1,2 — ускорения на участках разгона и торможения МКБ, развиваемое его ДДУ, 1,2 — время работы ДДУ на этих участках; Т св — время полета МКБ с набранной скоростью от конца участка разгона до начала участка торможения.

Начальная тяговооруженность МКБ nкб

где РДДУ — тяга одной камеры ДДУ; mo — начальная масса МКБ, будет определяться из условия удовлетворения временного баланса:

при удовлетворении условий (1).

С учетом формул (1) — (6) общая величина характеристической скорости на борту МКБ (формула 2) для Lтроса=30 км в импульсной постановке составит до 80 м/с. При реализации этой величины характеристической скорости ДДУ ограниченной тяги с поворотными камерами, с учетом запаса, необходимо ее увеличить до 100 м/сек.

Определение конкретных тяг (тяговооруженность) камер ДДУ связано с оценкой запасов топлива, массой конструкции МКБ и представляет собой традиционную задачу проектирования и приведено, например, в кн.2 на стр.211-214, 409-417.

Таким образом, параметры: Dmax, Lтроса, Vmax, Тдн, Тсближ являются функцией взаимного начального положения на орбите ОЧ ступени РН, РБ и КМ, от которого зависят параметры этапа дальнего наведения (длительность этапа Тдн, количество импульсов наведения Vi, где i=1 3), точности отработки импульсов наведения Vi (по величине Vi и направлению i) с помощью двигательной установки для ОЧ — это ГРД, а для РБ — многократная ЖРД установка с выжимной системой подачи КРТ.

Устройство для варианта ОЧ последней ступени РН: связка «ОЧ + АБСУ + тросовая система + МКБ» в отсеке полезной нагрузки последней ступени РН (выводимый КА уже отделился) далее для краткости будем обозначать как блок А, приведено на фиг.1, где поз.1 — ОЧ, 2 — камеры ГРД АБСУ, установленные в одностепенные управляемые приводы, 3 — тросовая система с управляемым приводом, 4 — МКБ.

При выведении РН на орбиту КА блок А находится в нижней части отсека полезного груза, скомпонован таким образом, чтобы после окончания этапа дальнего наведения аппаратура самонаведения МКБ была ориентирована в расчетную зону появления КМ, а тросовая система находилась между ОЧ и МКБ.

Достоинство предлагаемого устройства заключается в том, что оно позволяет использовать накопленную кинетическую и потенциальную энергию ОЧ ступени РН, РБ за счет ее выведения на близкие орбиты к КМ при выведении полезных нагрузок для очистки ОКП от КМ.

Размещение на ОЧ ступени РН, РБ дополнительных элементов — МКБ и тросовой системы позволяет отказаться от маневрирования ОЧ при стыковке с КМ, а реализовать этот этап с помощью МКБ, связанного тросом с ОЧ, что повышает надежность этого этапа, снижает энергетические затраты. Практическая реализация устройства не вызывает каких-либо технических затруднений. Имеющийся научно-технический задел российских предприятий ракетно-космической отрасли позволяет это реализовать в реальные сроки (1,5-2 года от начала работ).

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Способ увода космического мусора (КМ) с орбит полезных нагрузок на основе приложения импульса маневра к отделяющейся части (ОЧ) ступени ракеты-носителя (РН), разгонного блока (РБ) для увода на орбиту утилизации на основе использования невыработанных запасов жидкого топлива после разрыва механической связи с полезной нагрузкой, отличающийся тем, что перед уводом ОЧ ступени РН, РБ на орбиту утилизации осуществляют дальнее наведение ОЧ ступени РН, РБ в район встречи с выбранным для увода с орбиты КМ, а этап ближнего наведения ОЧ ступени РН, РБ с выбранным КМ осуществляют с помощью отделяемого от ОЧ ступени РН, РБ малоразмерного космического буксира (МКБ), связанного механической связью с ОЧ ступени РН, РБ тросом, осуществляют стыковку МКБ с КМ, после прилагают тормозной импульс к ОЧ ступени РН, РБ для увода связки «ОЧ ступени РН, РБ — трос — МКБ — КМ» на орбиту утилизации.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что запасы остатков жидких невыработанных компонентов ракетного топлива в баках окислителя и горючего в ОЧ ступени РН, РБ определяют исходя из затрат на маневр дальнего наведения и транспортировки связки «ОЧ ступени РН, РБ — трос — МКБ — КМ» на орбиту утилизации.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что при разматывании троса обеспечивают линейную скорость его схода с барабана на 2-3% больше относительной скорости сближения МКБ и КМ, при торможении МКБ перед стыковкой с КМ, скорость разматывания троса снижают в соответствии со снижением относительной скорости, а перед приложением тормозного импульса для перевода связки «ОЧ ступени РН — трос — МКБ — КМ» на орбиту утилизации осуществляют выбор провисания троса.

4. Устройство для реализации способа по п.1, включающее в свой состав ОЧ ступени РН, РБ с ракетной двигательной установкой, отличающееся тем, что в его состав вводят тросовую систему с управляемым приводом тросового барабана, жестко связанную с ОЧ ступени РН, РБ, МКБ с аппаратурой обнаружения КМ и самонаведения, устройство стыковки, при этом МКБ связан с ОЧ ступени РН, РБ через тросовую систему, а параметры тросовой системы, МКБ определены из условий начального взаимного положения ОЧ ступени РН, РБ и КМ на орбите, точности отработки импульсов дальнего наведения с помощью двигательной установки ОЧ ступени РН, РБ:
D max+ Vmax·Тсближ Lтроса,
где Тсближ — время этапа ближнего наведения МКБ на выбранный КМ;
Dmax , Vmax — начальные промахи по дальности и скорости, полученные на этапе дальнего наведения, соответственно;
Lтроса — длина троса.