Система для запуска космических объектов

Изобретение относится к области космической техники, а именно к средствам для осуществления запуска космических объектов. Система содержит стартовый комплекс. Стартовый комплекс включает обслуживающее оборудование, стартовую дорожку, часть которой расположена под углом к горизонту, разгонный участок, пусковую установку с космическим объектом, два двигателя. Один двигатель размещен на космическом объекте, а другой на пусковой установке. Стартовая дорожка представляет собой рельсы с разделением их на электрически не связанные сегменты, с подведением к каждому источника питания по мере движения объекта по рельсам, расположенные параллельно экватору в направлении с Запада на Восток. Рельсы заключены в туннель или трубу, заполненный гелием или воздухом под давлением, равным давлению атмосферного воздуха на уровне выхода из туннеля или трубы. Пусковая установка снабжена устройством с возможностью создания движения с использованием воздушной подушки на начальном участке разгона до появления левитации. Разгонный участок включает спусковую, горизонтальную и подъемную части. Спусковая и подъемная части стартовой дорожки расположены под углом к горизонту и выполнены максимально высокими. Горизонтальная часть выполнена протяженной. Достигается создание системы запуска объектов большой массы со скоростью, близкой к космической, и возможность многократного использования системы. 3 ил.

 

Изобретение относится к области космической техники, а именно к средствам для осуществления запуска космических объектов и может быть использовано в космической, ракетной областях для многократного запуска космических кораблей с людьми, ракет, спутников, доставки грузов в различные точки Земли.

Известен способ запуска летательного аппарата (патент РФ №2096273 от 06.09.1994, опубликованный 20.11.1997).

Сущность изобретения состоит в том, что тележку с размещенным на ней летательным аппаратом (ЛА) спускают с трамплинной горки, переходящей в горизонтальный и далее подъемный участок с ледяным покрытием, запускают сначала двигатели разгонного устройства, а затем ракетные двигатели ЛА, после чего разрывают связь ЛА с катапультной тележкой, которую затем тормозят путем воздействия струей продуктов сгорания двигателей ЛА на щиток кормовой секции катапультной тележки, и производят старт ЛА, в качестве разгонного устройства используют ракетные двигатели, при этом продукты сгорания двигателей ЛА и разгонного устройства охлаждают для уменьшения тепловых нагрузок на ледяную опорную поверхность, а к моменту разрыва связи ЛА с катапультной тележкой уменьшают массу разгонного устройства путем отделения от него головной секции со щитком, связанной с катапультной тележкой, переводят двигатели разгонного устройства на форсированный режим работы и воздействуют на щиток головной секции струей продуктов сгорания двигателя разгонного устройства.

Охлаждение продуктов сгорания ракетных двигателей ЛА и разгонного устройства осуществляют путем воздействия выхлопными струями двигателей на щитки, размещенные в кормовой секции разгонного устройства и содержащие во внутренней полости жидкий азот.

Недостатками известного устройства, реализуемого в вышеуказанном патенте, являются:

1 Применение ледяной опорной поверхности усложняет конструкцию устройства, кроме того, требует дополнительного охлаждения продуктов сгорания двигателей ЛА и разгонного устройства для уменьшения тепловых нагрузок на ледяную опорную поверхность.

2 Необходимость торможения катапультной тележки требует дополнительного ее усложнения, кроме того, при разгоне космического объекта до скорости, близкой к космической, торможение тяжелого разгонного устройства весьма сложно и потребует очень большого пути торможения.

За прототип принята система для запуска космических объектов (патент RU № 2102292 С1 B64G 5/00, от 30.04.1992, опубликованный 20.01.1998 г.), содержащая стартовый комплекс, включающий обслуживающее оборудование, стартовую дорожку с расположенными под углом к горизонту разгонным и тормозным участками, пусковую установку с размещенной на ней ракетой-носителем, при этом пусковая установка снабжена стационарными двигателями и полозьями для перемещения по стартовой дорожке, стартовая дорожка на разгонном и тормозном участках выполнена в виде желобообразной конструкции с покрытием проезжей части на разгонном участке из материала с низким коэффициентом трения в виде искусственного ледяного образования, а на тормозном участке материалом с высоким коэффициентом трения со свойствами тугоплавкого металла, при этом на тормозном участке борта желобообразной конструкции выполнены с наклоном внутрь желоба, а пусковая установка снабжена поворачивающимися аэродинамическими крыльями, сменными седлообразными опорами и держателями с цилиндрами прижима под ракету-носитель и пламегасителем с упорами и предохранителем ледовой поверхности от истекающих газов двигателей пусковой установки.

Недостатком прототипа является невозможность создания данной конструкцией системы скоростей, близких к космическим, для разгона больших масс, превышающих десятки тонн при их запуске в космическое пространство.

Технической задачей заявляемой системы является создание системы для запуска в космическое пространство объектов, имеющих большую массу, значительно превышающую десятки тонн, (например, орбитальный корабль «буран») за счет энергии наземных устройств до скоростей, близких к первой космической скорости.

Технический результат заключается в создании системы запуска объектов большой массы со скоростью, близкой к космической, возможности многократного использования системы при минимально возможных затратах на реализацию системы за счет применения простых технологий и упрощения устройств, входящих в систему.

Технический результат достигается тем, что система для запуска космических объектов, содержащая стартовый комплекс, включающий обслуживающее оборудование, стартовую дорожку, часть которой расположена под углом к горизонту, разгонный участок, пусковую установку с размещенным на ней с помощью разъемного узла крепления, космическим объектом, движущуюся по направляющим, не менее двух двигателей, один из которых размещен на космическом объекте, другой на пусковой установке, согласно изобретению стартовая дорожка представляет собой рельсы с разделенными на электрически не связанные сегменты, с подведением к каждому источника питания по мере движения объекта по рельсам, расположенные параллельно экватору в направлении с Запада на Восток и заключенные в туннель или в трубу, заполненный гелием или воздухом до давления, равного давлению атмосферного воздуха на уровне выхода из туннеля или трубы, пусковая установка снабжена устройством с возможностью создания движения с использованием воздушной подушки на начальном участке разгона до появления левитации, разгонный участок включает спусковую, горизонтальную и подъемную части, при этом под углом к горизонту расположены спусковая и подъемная части стартовой дорожки, выполненные максимально высокими, а горизонтальная часть выполнена протяженной.

Расположение стартовой дорожки параллельно экватору в направлении с Запада на Восток дает возможность получить начальную скорость транспортируемого объекта за счет вращения Земли.

Выполнение стартовой дорожки в виде рельс с разделением их на электрически не связанные сегменты, с подведением к каждому источника питания по мере движения объекта по рельсам дает возможность для создания левитации и разгона объекта большой массы до скоростей, близких к космическим.

Снабжение системы устройством для создания воздушной подушки придает дополнительную скорость за счет устранения трения, также устранению трения способствует заключение стартовой дорожки в туннель или трубу, заполненный гелием.

Заполнение туннеля или трубы гелием или воздухом до давления, равного атмосферному на уровне выхода из туннеля, создает возможность безударного выхода объекта в атмосферу, а также уменьшение лобового сопротивления в связи с уменьшением плотности атмосферы, так как выход объекта идет на максимально возможной высоте.

Максимально возможная высота спусковой части стартовой дорожки позволяет быстрее набрать объекту начальную скорость.

Протяженность горизонтального участка позволяет набрать необходимую скорость, близкую к космической.

Изобретение поясняется рисунками конкретного исполнения системы, где на фиг.1 - вид на стартовую дорожку сбоку, на фиг.2 - вид на ангар сбоку, на фиг.3 - вид по стрелке А на сегментированную рельсовую дорогу,

где

1 - космический объект;

2 - ангар;

3 - подъемные краны;

4 - пусковая установка;

5 - туннель или труба;

6 - входная часть туннеля или трубы;

7 - двигатель пусковой установки;

8 - линейный индукционный сегментированный двигатель;

9 - стартовая дорожка.

Стартовый комплекс работает следующим образом.

По ж/дорожным путям космический объект 1 доставляют на предстартовую позицию в ангар 2. Подъемные краны 3 перемещают космический объект 1 на пусковую установку 4 и закрепляют на ней с помощью разъемного узла (на фигуре не показан). Туннель 5 заполняют гелием до давления, равного давлению атмосферного воздуха на выходе туннеля.

Пусковую установку 4 с закрепленным на ней космическим объектом 1 перемещают из ангара 2 во входную часть туннеля 6 и закрывают ее. Туннель 5 соединяют с входной частью туннеля 6 и при необходимости доводят давление гелия до давления, равного атмосферному на выходе из туннеля. Заполнение туннеля или трубы гелием или воздухом до давления, равного атмосферному на уровне выхода из туннеля, создает возможность безударного выхода объекта в атмосферу, а также уменьшение лобового сопротивления в связи с уменьшением плотности воздуха атмосферы, так как выход объекта идет на максимально возможной высоте. На старте создают воздушную подушку пусковой установки 4, для чего в днище пусковой установки выполнен ряд отверстий, через которые подается воздух для создания воздушной подушки, а затем включают двигатели 7 пусковой установки 4. Одновременно включают линейный индукционный сегментированный двигатель 8, размещенный по всей стартовой дорожке 9. При появлении левитации действие воздушной подушки отключают, пусковую установку с закрепленным на ней космическим объектом разгоняют с помощью двигателей пусковой установки и линейного индукционного сегментированного двигателя, размещенного по всей стартовой дорожке до максимально возможной скорости, близкой к космической, при этом максимально возможная высота спусковой части стартовой дорожки позволяет дополнительно быстрее набрать объекту начальную скорость. Воздушная подушка на малой скорости разгона объекта и левитация на большой скорости объекта значительно уменьшают сопротивление трения пусковой установки и стартовой дорожки. Расположение стартовой дорожки в направлении с Запада на Восток позволяет дополнительно увеличивать скорость разгона космического объекта. Пусковая установка в конце разгонного участка на максимально возможной высоте отделяется от космического объекта с помощью разъемного узла крепления и по инерции падает за пределами стартовой дорожки, что упрощает систему для запуска космических объектов, так как возвращение пусковой установки, разогнанной до скорости, близкой к космической, требует создания сложных устройств и значительного удлинения финишного участка стартовой дорожки.

Разгоняемый космический объект, отделившись от пусковой установки, безударно входит в атмосферу со скоростью, близкой к космической.

Протяженность горизонтальной части стартовой дорожки в случае запуска космических объектов с людьми значительна и достигает 160 км при разгоне космического объекта с ускорением около 5,0 g. При запуске космических объектов, выдерживающих значительно большие перегрузки, например 50,0 g, протяженность горизонтальной части стартовой дорожки уменьшается на порядок. Проведен ряд расчетов, подтверждающих осуществимость данной конструкции и достижение технического результата, заключающегося в получении скоростей, близких к космическим для разгона больших масс, достигается заявляемой совокупностью признаков. Такие скорости могут быть достигнуты за счет разгона объектов с использованием воздушной подушки, левитации, движения объекта в гелиевой атмосфере при совместном воздействии ракетных и индукционного сегментированного двигателей.

Высокая эффективность предлагаемой системы заключается в том, что она позволяет многократно запускать космические объекты подобно аэродрому для взлета самолетов.

Система для запуска космических объектов, содержащая стартовый комплекс, включающий обслуживающее оборудование, стартовую дорожку, часть которой расположена под углом к горизонту, разгонный участок, пусковую установку с размещенным на ней с помощью разъемного узла крепления космическим объектом, движущуюся по направляющим, не менее чем два двигателя, один из которых размещен на космическом объекте, другой - на пусковой установке, отличающаяся тем, что стартовая дорожка представляет собой рельсы с разделением их на электрически не связанные сегменты с подведением к каждому источника питания по мере движения объекта по рельсам, расположенные параллельно экватору в направлении с Запада на Восток и заключенные в туннель или трубу, заполненный гелием или воздухом под давлением, равным давлению атмосферного воздуха на уровне выхода из туннеля или трубы, пусковая установка снабжена устройством с возможностью создания движения с использованием воздушной подушки на начальном участке разгона до появления левитации, разгонный участок включает спусковую, горизонтальную и подъемную части, при этом под углом к горизонту расположены спусковая и подъемная части стартовой дорожки, выполненные максимально высокими, а горизонтальная часть выполнена протяженной.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к наземным имитационным испытаниям космических аппаратов (КА). .

Изобретение относится к области авиационной ракетно-космической техники. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Изобретение относится к космической промышленности и может найти применение в области строительства. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к средствам обеспечения термостатирования объектов ракеты-носителя (РН), например полезного груза (ПГ), приборов системы управления (СУ) и других объектов, размещаемых в головном блоке (ГБ), блоке полезного груза (БПГ) космической головной части (КГЧ) и ракетном блоке (РБ) РН, и предназначено для термостатирования этих объектов в период предстартовой подготовки блоков РН.

Изобретение относится к способам и средствам термостатирования космических объектов преимущественно в ходе предстартовой подготовки. .

Изобретение относится к транспортно-установочному оборудованию универсальных стартовых комплексов космических ракетных комплексов и предназначено для транспортирования на универсальные транспортные комплексы и установки на пусковой стол ракет космического назначения легкого, среднего и тяжелого класса одного семейства.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к отражающим устройствам, обеспечивающим защиту оборудования, расположенного непосредственно на поверхности стартовой площадки ракеты, от воздействия растекающегося потока высокотемпературного газа, образующегося при встрече газовой струи, истекающей из сопел ракетного двигателя, с плоской преградой.

Изобретение относится к технике запуска ракет-носителей с морских плавсредств. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к области авиации, а именно к способам запуска летательного аппарата. .

Изобретение относится к разгонным устройствам летательного аппарата

Изобретения относятся к области авиации, к способу посадки беспилотного летательного аппарата (БЛА) на наземное подвижное средство посадки. Наземное подвижное средство посадки беспилотного летательного аппарата содержит автомобиль с установленным на нем причальным устройством. Причальное устройство содержит платформу, оборудованную устройством торможения, удержания и фиксации БЛА на платформе и устройством безопасного приземления. Устройство торможения, удержания и фиксации БЛА на платформе состоит из двух установленных по бокам в концевой части платформы на поворотных механизмах Г-образных штанг. Свободные концы Г-образных штанг соединены планкой, на которой на одинаковом расстоянии друг от друга крепятся тормозные ленты. Тормозные диски устанавливают в начале платформы под ней. Каждый тормозной диск содержит катушку с тормозной лентой необходимой длины. Устройство безопасного приземления выполнено из нескольких амортизационных подушек, расположенных на платформе. Технический результат заключается в обеспечении посадки БЛА различной размерности, веса, посадочной скорости без использования шасси и парашюта и без необходимости дооснащения БЛА специальной аппаратурой управления. 2 н.п. ф-лы, 8 ил., 1 табл.

Изобретение относится к наземному заправочному оборудованию ракет-носителей

Изобретение относится к космической технике, в частности к способам и устройствам заправки теплоносителем гидромагистралей систем терморегулирования телекоммуникационных спутников

Изобретение относится к области авиационной и ракетно-космической техники

Изобретение относится к монтажно-стыковочному оборудованию и может быть использовано в ракетно-космической отрасли для стыковки головной части с ракетой-носителем в вертикальном положении

Изобретение относится к сложным изделиям автоматики и вычислительной техники, оно может быть применено при автоматизации контроля объектов, имеющих важное значение в ракетно-космической отрасли

Изобретение относится к области космической техники, а именно к средствам для осуществления запуска космических объектов

Наверх