Способ запуска сверхтяжелых космических ракет и устройство для его осуществления


 


Владельцы патента RU 2412875:

Зотин Виктор Германович (RU)

Изобретения относятся к стартовым системам, преимущественно ракет-носителей. Способ заключается в применении артиллерийского ствола, помещенного вертикально в водоем и удерживаемого за верхний конец на плаву понтонами. При этом первоначальное ускорение ракете, установленной в нижней части откачанного ствола на поршне, сообщают путем воздействия гидростатического давления снизу на поршень. Кроме того, поджигают пороховой заряд, установленный между поршнем и снаряженной ракетой, что помимо ускорения ракеты обеспечивает гашение отдачи выстрела (через посредство жидкости водоема). Устройство содержит элементы и агрегаты, необходимые для осуществления данного способа (в т.ч. для откачки воды из ствола, установки ракеты и обеспечения последующего доступа воды под поршень). Технический результат изобретений заключается в использовании гидростатической энергии, запасенной в водоемах, демпфирующих возможностей последних, а также энергии сгорания пороха, позволяющих существенно увеличить взлетную массу ракет. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области космической техники.

Известен способ и устройство, приведенное в журнале Популярная Механика №8 (58) за август 2007 года, стр.70-75.

Недостатком данного способа и устройства является сложность реализации проекта в жизнь при настоящем уровне техники.

Известен способ запуска ракет, опубликованный писателем-фантастом Жюлем Верном в фантастической повести " С земли на Луну прямым путем за 97 часов 20 минут. Вокруг Луны. Гос. Издательство Худ. литература. Москва, 1954 год Ново-Басманная 19.

Недостатком этого способа является отсутствие указаний на возможность достижения скорости, при которой возможно преодоление земной гравитации.

Недостатками устройства (огромной пушки) являются некомпенсируемая энергия отката ствола пушки и линейная характеристика предполагаемого выстрела, что могло вызвать разрушение лафета при отдаче ствола или всей пушки и сверхкритические перегрузки для человека в ядре-каюте.

В качестве прототипа выбирается вышеуказанный способ и устройство как наиболее близкий аналог заявленного изобретения.

Целью изобретения является устранение недостатков прототипа, а также увеличение массы полезной нагрузки и снижение экономических затрат запуска космических ракет.

Для осуществления поставленной цели в качестве первоначального средства придания ускорения ракете применяется энергия силы земного притяжения, реализуемая в обратном направлении через рычаг с аккумулированием энергии в естественном водоеме при помощи устройства, которое будет приведено ниже. В качестве второй силы для увеличения ускорения применяется химическая реакция сгорания пороха в замкнутом объеме, с нагревом и увеличением давления. В качестве третьей силы применяется энергия сгорания углеводородного топлива (керосина) с окислением его сжатым воздухом земной атмосферы, движущегося относительно ракеты, с применением прямоточного реактивного двигателя. Следующий этап ускорения осуществляется ставшим уже традиционным жидкостным ракетным двигателем.

Технический результат способа заключается в использовании энергии силы тяжести и энергии сгорания атмосферного воздуха, что, в свою очередь, напрямую не связано с взлетной массой ракеты.

Новизна способа заключается в применении принципа домкрата в обратном порядке. Можно сказать, изобретен Стремительный Домкрат - правда, с очень медленной предварительной зарядкой гидроаккумулятора, в качестве которого служит море. Суть способа для запуска сверхтяжелых космических ракет заключается в ряде следующих последовательных действий.

К понтону или группе понтонов вертикально крепится стальная труба, нижний конец которой закрыт клапаном. Из трубы откачивается вода. Понтоны удерживают трубу от всплытия, принимая на борт балласт воды. В трубу опускается поршень с пороховым зарядом и установленной на нем ракетой. Запуск осуществляется сообщением полости трубы под поршнем с морем, при этом клапан провисает под собственной тяжестью при уравнивании давления под поршнем и в море, открывая доступ воды в основную полость трубы. Давление воды сообщает вертикальное ускорение поршню с ракетой. На расчетном расстоянии до выхода ракеты из трубы поджигается пороховой заряд. Расширяясь при горении, пороховые газы придают дальнейшее ускорение ракете и вместе с тем сдерживают дальнейшее продвижение поршня вверх.

Таким образом, ракета получила временное необходимое направление и скорость достаточную для включения прямоточного реактивного двигателя или группы двигателей, не затратив при этом ни одного килограмма взлетной массы. Прямоточный двигатель способен разогнать ракету в верхних слоях земной атмосферы до максимально возможной скорости при сравнительно небольшом расходе топлива, так как расходуется только керосин. Коррекция траектории полета осуществляется при помощи аэродинамических плоскостей. Дальнейший разгон осуществляется следующей ступенью, при помощи жидкостного ракетного двигателя.

При значительном профиците полезной нагрузки заявленного способа появляется реальная возможность применить систему спасения первой ступени, с целью ее дальнейшего использования.

Описание устройства изобретения.

На чертеже показаны основные элементы заявленного устройства.

1. Понтоны.

2. Балластные цистерны.

3. Труба (ствол).

4. Фланцевые соединения.

5. Ребра жесткости.

6. Нижний запирающий клапан.

7. Поршень с уплотняющими кольцами.

8. Ракета (снаряд).

9. Пороховой заряд.

10. Клапан старта.

11. Подводный насос.

12. Стартовая полость.

Устройство состоит из понтонов 1, предназначенных для удержания всей конструкции на плаву и регулирования направления запуска при помощи балластных цистерн 2. К понтонам крепится труба 3, выполняющая функцию ствола. Для упрощения изготовления, транспортировки и сборки применяется изготовление трубы из нескольких частей, соединяемых при сборке с помощью фланцевого соединения 4 с герметизацией стыков. На внешнем диаметре частей трубы привариваются ребра жесткости 5, служащие одновременно тормозными плоскостями при провале или всплытии всего устройства в результате пуска. В нижней части трубы устанавливается запирающий клапан 6, имеющий принудительный привод закрытия с возможностью открывания и отвода на некоторое расстояние вниз под действием своего веса при уравнивании давления в трубе и вне нее (условно не показаны).

В нижней части трубы расположен поршень с уплотнительными кольцами 7 для взаимодействия с трубой. Поршень 7 выполнен пустотелым для придания ему плавучести, необходимой для плавного опускания в трубу 3 вместе с ракетой 8 и пороховым зарядом 9 при откачивании воды из трубы. Крайний ход поршня 7 вниз ограничивается упором, не допускающим встречи поршня 7 с клапаном 6. На поршне 7 устанавливается пороховой заряд. На пороховой заряд устанавливается ракета 8. Откачивание воды из трубы осуществляется при помощи подводного насоса 9 через клапан 10, врезанный в стенку трубы 3 между крайним нижним положением поршня 7 и клапаном 6. Насос 11 получает электроэнергию по кабелю с вспомогательного судна (условно не показаны). Полость 12 служит для образования давления при инициации старта путем уравнивания давлений в море и в полости 12 при открытии клапана 10. Верхний конец ствола выполнен с элементом дульного тормоза по примеру современных артиллерийских стволов и с элементами глушения звука в необходимых пределах по примеру стрелкового оружия специального назначения. Таким образом, достигается уменьшение акустического загрязнения окружающей среды (условно не показано).

Принцип работы устройства и способа.

В собранном виде клапан 6 закрывает нижнюю часть ствола 3. Поршень 7 находится в верхней части ствола, так как он имеет положительную плавучесть. Балластные цистерны 2 понтонов 1 пусты. На пошень 7 устанавливается пороховой заряд 9 и ракета (снаряд) 8. Подводный насос 11 автоматически подводится и пристыковывается к стволу. При откачивании воды из ствола 3 поршень 7 опустится на необходимую глубину. Давление воды будет прижимать клапан 6 к стволу 3 и стремиться вытолкнуть все устройство из воды. Для предотвращения этого в цистерны 2 понтонов 1 закачивается вода в необходимом количестве. При достижении расчетной глубины поршня 7 вместе с ракетой 8 и пороховым зарядом 9 подводный насос 11 отстыковывается от ствола 3 и отводится на безопасное расстояние. При этом стартовый клапан 10 закрыт. Старт производится дистанционным открытием клапана 10. При открытии клапана 10 давление под поршнем 7 в стартовой полости 12 откроет клапан 6, который опустится вниз на определенное расстояние по направляющим до упора (условно не показаны) и тем самым обеспечит доступ воды в ствол под давлением, для придания первоначального ускорения поршню 7 с ракетой 8 и пороховым зарядом 9. При поджигании порохового заряда 9 ракета 8 получит дополнительное ускорение за счет расширения пороховых газов, при этом пороховые газы будут также сдерживать дальнейшее продвижение поршня 7, предотвращая его вылет из ствола 3. Полученное ускорение развивается далее за счет применения прямоточных двигателей или ЖРД.

Понятие сверхтяжелых ракет следует понимать как сравниваемое с ныне существующими. К примеру, если вывод на орбиту полезной нагрузки в 200 тонн сдерживается отсутствием соответствующего ракетоносителя и стартового комплекса и эти проблемы на сегодняшний день не решены по объективным причинам, то есть увеличение массы полезной нагрузки тянет за собой увеличение стартовой массы ракетоносителя в экономически не приемлемых пропорциях. И даже при игнорировании экономических факторов технический и технологический предел классической схемы старта очевиден не только для специалистов, если, конечно, специалиста, не учитывающего экономические факторы, можно считать полноценным специалистом в прямом смысле этого определения. В заявленном изобретении масса полезной нагрузки ограничена, прежде всего, возможностью изготовления элементов ствола большого диаметра, точнее сказать, механической обработки внутреннего диаметра с определенной точностью и шероховатостью поверхности, нанесение гальванического покрытия, а также возможностью транспортировки и сборки на месте старта. Но для примера можно привести расчет следующего порядка при диаметре ствола 9 метров, то есть диаметр существующих или ранее существовавших ракет, и длины, или глубины, если угодно, в 300 метров, давление на дно ствола, то есть емкость гидроаккумулятора, будет равно примерно 19000 тонн. И для зарядки такого чудо-гидроаккумулятора необходимо всего 10 тонн солярки, дизель, электрогенератор, насос и 5 часов времени. Отсюда следует вывод. Другими средствами обеспечение подобной эффективности стартового запаса энергии не представляется возможным в обозримом будущем.

Таким образом, проблема подбора полезной массы ракеты переходит в плоскость целесообразности с широким спектром выбора вариантов.

Устройство по пункту 2 устанавливается на дне акватории достаточной глубины или в карьере, заполняемом водой. Понтоны устройства устанавливаются в нижней части ствола и служат для придания конструкции устойчивости и регулировки вертикального положения ствола при помощи балластных цистерн или бетонных блоков.

1. Способ запуска сверхтяжелых космических ракет, заключающийся в применении артиллерийского ствола и энергии сгорания пороха, отличающийся тем, что в качестве средства, сообщающего первоначальное ускорение ракете, применяется энергия гидроаккумулятора, создающаяся путем предварительного откачивания воды из ствола с закрытой нижней частью, помещенного вертикально в водоем, удерживаемого на плаву понтонами, причем отдача энергии выстрела при сгорании пороха гасится тем же гидроаккумулятором, выполняющим в этот момент функцию гидравлического амортизатора.

2. Устройство для способа запуска сверхтяжелых космических ракет, состоящее из артиллерийского ствола, снаряда (ракеты) и пороха, отличающееся тем, что верхний конец ствола крепится к одному или группе понтонов, а нижний конец ствола имеет клапан, закрывающий нижнюю часть ствола, для создания разницы давлений, с возможностью открывания путем уравнивания давлений с обеих сторон клапана и действия собственного веса клапана, привод для дистанционного управления закрытием, причем старт осуществляется путем автоматического открывания клапана, сообщающего полость ствола с гидроаккумулятором, с возможностью воздействия давления на поршень, с установленным на поршне пороховым зарядом и снаряженной ракетой, с целью предотвращения вертикальных перемещений в результате старта на внешнем диаметре ствола параллельно поверхности имеются ребра жесткости с возможностью оказания гидродинамического сопротивления вертикальному перемещению в момент и после старта.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к ракетам космического назначения. .

Изобретение относится к аэрокосмической технике и может использоваться для запуска ракет, а также космических самолетов. .

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 ракетно-космической технике и может быть использовано для запуска с Земли как беспилотных, так и пилотируемых воздушно-космических аппаратов

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в других областях техники, где возможна эксплуатация емкостей при низких температурах

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

Изобретение относится к технике газоотводящих устройств пусковых установок ракетоносителей

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для запуска ракет

Изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к стартовым комплексам ракет космического назначения

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для запуска ракет

Изобретение относится к командно-измерительным средствам ракетно-космических комплексов и может применяться для бесконтактного дистанционного контроля и управления ракетно-космическим комплексом во всех случаях, когда объект контроля и управления находится в радиогерметичном объеме

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть применено в двигательной установке космического объекта, использующего криогенное топливо

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к устройствам заправки (слива) окислителя ракетного разгонного блока
Наверх