Claims (3)
Ракетно-космическая система (РКС) высокодетального дистанционного зондирования Земли в видимом и (или) инфракрасном диапазоне наблюдения, включающая в себя ракету-носитель для доставки на орбиту выведения космических аппаратов (КА), имеющих плоскость крепления к РН перпендикулярную продольной оси КА и размещенных в системе крепления и отделения от РН, каждый из которых имеет в своем составе оптико-электронную аппаратуру наблюдения, корректирующую двигательную установку и средства разворота КА относительно его центра инерции, отличающаяся тем, что система крепления и отделения выполнена в виде адаптера, на котором размещены несколько устройств отделения, с установленными на них КА, продольные оси которых параллельны продольной оси РН или близки к такому положению, устройства отделения выполнены с возможностью отделения КА под углом не менее 15° к продольной оси РН, а на адаптере между КА закреплены стойки, связанные с платформой, на которой зафиксировано устройство отделения КА, который установлен так, что его продольная ось параллельна продольной оси РН или близка к этому положению, устройство отделения выполнено с возможностью отделения установленного на ней КА в направлении продольной оси РН, корректирующие двигательные установки КА снабжены запасом топлива, обеспечивающим перевод КА после отделения от РН с орбиты выведения на рабочую орбиту с минимальной высотой Н, максимальный поперечный размер КА не превышает 0,6 диаметра D зоны полезного груза РН, максимальная высота КА не превышает D, размер апертуры оптико-электронной аппаратуры d может находиться в пределах от 0,11 D до 0,25 D, а средства разворота КА относительно его центра инерции обеспечивают возможность его разворота в плоскости, перпендикулярной плоскости орбиты на угол α, величина которого определяется выражениемRocket and space system (RS) for highly detailed remote sensing of the Earth in the visible and (or) infrared range of observation, including a launch vehicle for delivering spacecraft (SC) into orbit with an attachment plane to the launch vehicle perpendicular to the longitudinal axis of the SC and placed in attachment and separation system from the launch vehicle, each of which incorporates optoelectronic surveillance equipment, a corrective propulsion system and means of turning the spacecraft relative to its center of inertia, characterized in that the attachment and separation system is made in the form of an adapter on which several devices are placed compartments, with spacecraft installed on them, the longitudinal axes of which are parallel to the longitudinal axis of the launch vehicle or close to such a position, the separation devices are made with the possibility of separating the spacecraft at an angle of at least 15 ° to the longitudinal axis of the launch vehicle, and racks connected to the platform are fixed on the adapter between the spacecraft , on which the spacecraft separation device is fixed, which installed so that its longitudinal axis is parallel to the longitudinal axis of the launch vehicle or close to this position, the separation device is designed to separate the spacecraft mounted on it in the direction of the longitudinal axis of the launch vehicle, the corrective propulsion systems of the spacecraft are equipped with a fuel reserve, which ensures the transfer of the spacecraft after separation from the launch vehicle from orbit launching into a working orbit with a minimum altitude H, the maximum transverse size of the spacecraft does not exceed 0.6 of the diameter D of the payload zone of the launch vehicle, the maximum spacecraft height does not exceed D, the size of the aperture of optoelectronic equipment d can be in the range from 0.11 D to 0 ,25 D, and the means of turning the spacecraft relative to its center of inertia provide the possibility of turning it in a plane perpendicular to the plane of the orbit by an angle α, the value of which is determined by the expression
α≥arc sin R/(R+H),α≥arc sin R/(R+H),
где R - радиус Земли.where R is the radius of the Earth.