Система запуска космической ракеты



Система запуска космической ракеты

 


Владельцы патента RU 2404090:

Открытое акционерное общество "Государственный ракетный центр имени академика В.П. Макеева" (RU)

Изобретение относится к аэрокосмической технике и может использоваться для запуска ракет, а также космических самолетов. Система содержит экраноплан с установленной на нем ракетой и разгонный путь для экраноплана. Разгонный путь проложен по поверхности Земли с использованием естественного горного рельефа. Он содержит горизонтальный (в том числе в виде водной поверхности озера или океана) и наклонный участки с плавным переходом между ними. Технический результат изобретения направлен на повышение эффективности выведения на орбиту ракет и других объектов, в т.ч. космических самолетов. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к аэрокосмической технике и может быть использовано при проектировании систем запуска ракет и космических самолетов. Известна система запуска космической ракеты, предложенная К.Э.Циолковским в его труде «Исследование мировых пространств реактивными приборами», опубликованном в сборнике: К.Э.Циолковский. Труды по ракетной технике. - М., Оборонгиз, 1947, стр.160-162. Эта система состоит из космической ракеты, установленной на разгонной ступени (названной у Циолковского «земной ракетой») и прямолинейного наклонно восходящего рельсового пути. Рельсовый разгонный путь смазан смазкой для уменьшения трения скольжения. Разгонная ступень с установленной на ней ракетой разгоняется, скользя по разгонному пути. На некотором расстоянии до конца разгонного пути, необходимом для торможения разгонной ступени, включается двигатель ракеты, ракета отделяется от разгонной ступени и совершает выход на заданную орбиту. Разгонная ступень останавливается и по разгонному пути возвращается к началу пути. Разгонная ступень у Циолковского приводится в движение ракетным двигателем и является многоразовой. Эта система запуска позволяет увеличить массу выводимого на орбиту груза за счет создания для ракеты начальной высоты и скорости полета.

Одним из недостатков рассмотренного технического решения, отмеченным Циолковским в том же труде, является наличие трения скольжения, приводящее к потере энергии и ограничению максимальной скорости разгона. Другой недостаток заключается в том, что наклонный прямолинейный путь длиной и высотой в несколько километров представляет собой очень сложное, материалоемкое и дорогое сооружение.

Известна также система запуска воздушно-космического самолета с экраноплана, описанная в статье Э.А.Афрамеева «Тяжелые экранопланы и многоразовые космические аппараты» («Вестник авиации и космонавтики» №4, 2001 г.). Экраноплан служит для доставки воздушно-космического самолета в точку старта и создания начальной горизонтальной скорости 400-600 км/час, это позволяет обеспечить запуск прямоточных воздушно-реактивных двигателей воздушно-космического самолета и сэкономить часть топлива.

Недостатком этой системы запуска является то, что экраноплан летит низко над поверхностью океана и не создает ни вертикальной составляющей скорости, ни начальной высоты старта воздушно-космического самолета. Этот недостаток особенно проявляется в случае старта с экраноплана космической ракеты, не имеющей крыльев.

Известен авиационно-космический стартовый комплекс, принятый в качестве прототипа, содержащий замкнутый рельсовый путь в виде двух линий, расположенных одна над другой в вертикальной плоскости на эстакаде (патент РФ №2215673 с приоритетом от 3 октября 2001 г.). Верхняя рельсовая линия имеет вогнутый контур, образованный дугой окружности, и является взлетной полосой. Нижняя рельсовая линия является путем возврата. На рельсовый путь установлена разгонная платформа, оснащенная ракетным двигателем и колесами для передвижения по рельсам. На разгонную платформу устанавливается ракета или авиационно-космический аппарат. Это техническое решение имеет те же недостатки, какие имеет первое решение.

Задачей изобретения является исключение указанных недостатков известных технических решений.

Указанная задача решается тем, что система запуска космической ракеты содержит экраноплан в качестве разгонной ступени и разгонный путь, состоящий из горизонтального и восходящего участков с плавным переходом одного в другой и проложенный в местности с подходящим рельефом. Это может быть долина в горах, отдельная гора в равнинной местности, высокий остров в океане, гора на берегу океана или озера. Горизонтальный участок разгонного пути прокладывается по горизонтальной поверхности земли, или используется поверхность воды, а восходящий участок прокладывается по склону горы. Можно использовать высоты до 36 км, где плотность воздуха еще позволяет использовать экранный эффект.

Экраноплан обладает наибольшей грузоподъемностью на единицу собственного веса из всех летательных аппаратов тяжелее воздуха, его полет проходит в нескольких метрах над поверхностью земли или воды со скоростью до 700 км/час, используя экранный эффект. Без груза или с малым грузом экраноплан может переходить в полет на большой высоте, как самолет. Создание пути на поверхности земли для экраноплана представляет собой прокладку широкой (по ширине крыльев) грунтовой или с твердым покрытием дороги на склоне горы и на равнине перед горой, если для горизонтального участка пути не используется поверхность воды. Для возврата экраноплана после запуска ракеты к началу разгонного пути необходимо предусмотреть дополнительную дорогу, соединяющую конец разгонного пути с его началом, образовав кольцевой путь. Прокладка дороги значительно проще и дешевле, чем строительство огромной эстакады.

При полете над плавным переходом между участками разгонного пути на экраноплан и установленную на нем ракету будет действовать перегрузка от центробежной силы. Связь радиуса плавного перехода с предельно допустимой перегрузкой и скоростью экраноплана выражается формулой

,

где R - радиус плавного перехода;

v - скорость экраноплана;

g - ускорение силы тяжести;

n - допустимая перегрузка.

Например, если исходить из предельной перегрузки для пилотируемых ракет в 3 единицы, а скорость экраноплана 150 м/с, то радиус плавного перехода должен быть не менее 765 м.

На плавном переходе и на восходящем участке разгонного пути скорость экраноплана будет уменьшаться вследствие земного тяготения, а также из-за того, что часть воздушно-реактивных двигателей экраноплана будет переключена на усиление экранного эффекта путем направления выхлопных струй под крылья. Поэтому для сохранения или увеличения скорости целесообразно установить на экраноплане ракетные двигатели-ускорители.

Работа предлагаемой системы запуска ракеты поясняется чертежом. Экраноплан 1 с ракетой 2 от места стоянки отправляется на горизонтальный участок 3 разгонного пути, разгоняется до максимальной скорости и переходит на подъемный участок 4. В заданной точке подъема производится запуск двигателя ракеты, отделение ракеты от экраноплана и ее самостоятельный полет для выхода на заданную орбиту. Экраноплан возвращается к месту стоянки либо по проложенной специально дороге 5, используя экранный эффект, либо воздушным путем, как самолет.

Таким образом, предлагаемая система запуска космической ракеты позволяет по сравнению с известными техническими решениями исключить потери на трение разгонной ступени, значительно упрощает и удешевляет строительство разгонного пути, обеспечит при старте космической ракеты начальную скорость до 200 м/с и начальную высоту до 3 км. Кроме того, предлагаемая система запуска пригодна как для запуска ракет, так и воздушно-космических самолетов.

1. Система запуска космической ракеты, содержащая ракету, многоразовую разгонную ступень и разгонный путь, отличающаяся тем, что в качестве разгонной ступени используется экраноплан, а разгонный путь проложен по поверхности Земли с использованием естественного горного рельефа и содержит горизонтальный и наклонный участки с плавным переходом между участками.

2. Система запуска космической ракеты по п.1, отличающаяся тем, что в качестве горизонтального участка разгонного пути используется водная поверхность озера или океана.

3. Система запуска космической ракеты по п.1 или 2, отличающаяся тем, что плавный переход между участками разгонного пути выполнен по радиусу, определяемому по формуле:

где R - радиус перехода;
V - скорость экраноплана;
g - ускорение силы тяжести;
n - допустимая перегрузка.

4. Система запуска космической ракеты по п.3, отличающаяся тем, что разгонный путь выполнен в виде широкой грунтовой дороги.

5. Система запуска космической ракеты по п.3, отличающаяся тем, что разгонный путь выполнен в виде широкой дороги с твердым покрытием.

6. Система запуска космической ракеты по любому из пп.3-5, отличающаяся тем, то разгонный путь выполнен как часть кольцевого пути.

7. Система запуска космической ракеты по п.1, отличающаяся тем, что на экраноплане установлены дополнительные ракетные двигатели-ускорители.



 

Похожие патенты:

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

Изобретение относится к области авиационной и ракетно-космической техники. .

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

Изобретение относится к наземному заправочному оборудованию ракет-носителей. .

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

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

Изобретение относится к области авиационной ракетно-космической техники. .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при изготовлении систем терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА). .

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике, в частности к тепловой защите передних кромок и носовой части летательных аппаратов (ЛА) при полете со сверх- и гиперзвуковыми скоростями.

Изобретение относится к гироскопическим системам управления пространственным (угловым) положением космических аппаратов. .

Изобретение относится к области воздушно-космической техники и может быть использовано при полетах в атмосфере и космическом пространстве с применением реактивных средств создания тяги.

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 ракетно-космической технике и предназначено для фиксации факта ударного воздействия на космический аппарат высокоскоростных частиц, например космического мусора.

Изобретение относится к управлению атмосферным полетом космических исследовательских аппаратов. .

Изобретение относится к управлению атмосферным полетом космических исследовательских аппаратов. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике (РКТ) и может быть использовано для повышения эффективности режимов функционирования жидкостных ракетных двигателях (ЖРД).

Изобретение относится к испытаниям систем терморегулирования, преимущественно телекоммуникационных спутников, с гидроаккумуляторами, газовая полость которых заправлена двухфазным рабочим телом и отделена от жидкостной полости сильфоном.

Изобретение относится к межорбитальным транспортным системам многократного применения
Наверх