Многоразовый ускоритель первой ступени ракеты-носителя на базе унифицированного ракетного блока

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Многоразовый ускоритель первой ступени ракеты-носителя содержит корпус, емкости для окислителя и горючего, носовой отсек с обтекателем и с воздухозаборниками, закрытыми поворачивающейся заглушкой, межбаковый и хвостовой отсеки, ракетную и воздушно-реактивную двигательные установки. Емкости для окислителя и горючего выполнены в виде трех баков: одного бака окислителя - жидкого кислорода, расположенного между носовым и межбаковым отсеками, второго бака для горючего - жидкого метана, расположенного между носовым и межбаковым отсеками, непосредственно примыкающего к межбаковому отсеку и имеющего совмещенное днище с баком окислителя, и третьего бака для горючего - жидкого метана, расположенного между межбаковым и хвостовым отсеками. Суммарный объем баков, расположенных между носовым и межбаковым отсеками, равен объему бака окислителя, а объем бака, расположенного между межбаковым и хвостовым отсеками, равен объему бака горючего в случае, если бы в качестве горючего использовался керосин. Ракетная двигательная установка выполнена четырехдвигательной с возможностью отключения аварийного двигателя и форсирования тяги работоспособных двигателей до уровня 133%. Многоразовый ускоритель первой ступени оснащен тремя воздушно-реактивными двигателями, два из которых установлены с боковых сторон носового отсека, а третий установлен сверху носового отсека, с тремя входными отверстиями воздухозаборников двигателей воздушно-реактивной установки, закрытыми каждое своей заглушкой, имеющей каждая свой привод открытия. Достигается повышение мощности тяги и надежности работы многоразового ускорителя первой ступени. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может найти применение при создании ракетных комплексов, предназначенных, в том числе, для выведения на орбиту различных космических объектов в широком диапазоне наклонений без отчуждения земель под поля падения отработавших ускорителей.

Из технической и патентной литературы известны проекты многоразовых ускорителей первой ступени ракет-носителей. Применение многоразовых ускорителей в составе ракет-носителей позволяет исключить отчуждение земель под поля падения отработавших ускорителей и снизить стоимость доставки полезного груза на орбиту.

Известен, в частности, многоразовый ускоритель первой ступени носителя для варианта модернизации многоразовой транспортной космической системы «Спейс Шаттл» (см. Benton M.G., Reusable Flyback Liquid Rocket Booster for the Space Shuttle, Journal of Spacecraft and Rockets, VII-VIII 1989, vol.26, p.252, fig.3, патент США №3702688, НКИ 244-155, 1972 г.).

Известен также многоразовый ускоритель первой ступени ракеты-носителя, содержащий ракетный блок и планер, выполненные в виде отдельных моноблоков, объединенных узлами силовой связи (см. патент Российской Федерации №2053936, кл. B64G 1/00,1/14. 10.02.1996).

Известен также многоразовый ускоритель первой ступени ракеты-носителя (см. патент США №4834324, кл. 244/160, B64G 1/14, 30.05.1989).

Все известные проекты многоразовых ускорителей первых ступеней ракет-носителей предполагают возврат ускорителя к месту старта с посадкой на аэродром по-самолетному. Аэродинамическая компоновка всех известных многоразовых ускорителей первой ступени ракеты-носителя выполнена так, чтобы обеспечить балансировку, устойчивость и управляемость на всех участках полета.

Наиболее близким к заявляемому изобретению по совокупности существенных признаков является многоразовый ускоритель первой ступени ракеты-носителя на базе унифицированного ракетного блока, содержащий корпус, включающий баки (емкости) для окислителя и горючего, носовой отсек с обтекателем, межбаковый и хвостовой отсеки, однодвигательную ракетную двигательную установку, цельно-поворотное крыло с устройством для его поворота и фиксации в положении вдоль оси ускорителя на этапе выведения и в повернутом на 90° положении на этапе возвратного полета, горизонтальное и вертикальное оперения, трехопорное посадочное устройство, органы аэродинамического управления и узлы стыковки со второй ступенью ракеты-носителя, реактивную систему управления на внеатмосферном участке полета и воздушно-реактивную двигательную установку, включающую два двигателя с воздухозаборниками, закрытые одной поворачивающейся заглушкой, снабженной приводом, установленном в носовом отсеке (см., например, патент Российской Федерации №2148536 МКИ B64G 1/14 от 26.10.1999 г.).

Аэродинамическая компоновка известного многоразового ускорителя первой ступени выполнена так, чтобы обеспечить балансировку, устойчивость и управляемость на всех участках полета, что достигается, в том числе, однозначно определенным расположением крыла, установленного на межбаковом отсеке, относительно продольной оси ускорителя.

Известный ускоритель имеет ряд недостатков:

- компоновочная схема многоразового ускорителя, как следует из фиг.1 и 2 описания, содержит два бака (емкости) (передний для окислителя и задний для горючего), что, с одной стороны, однозначно определяет расположение межбакового отсека унифицированного ракетного блока (как исходной конструкции при создании многоразового ускорителя) и, как следствие, крыла, и, с другой стороны, однозначно определяет топливную композицию, применяемую для работы ракетной двигательной установки. В частности, как следует из габаритного анализа баков по фиг.1 и 2 описания прототипа, в известном изобретении в качестве топливной композиции применяется жидкий кислород в качестве окислителя и керосин в качестве горючего (при широко применяемых в ракетной технике компонентах: керосин - γкеросина=830 кг/м3, жидкий кислород - γжидкого кислорода=1140 кг/м3 и массовом соотношении компонентов (жидкого кислорода к керосину), равном 2,6). Такое исполнение конструкции многоразового ускорителя не позволяет использовать в качестве топливных композиций других компонентов (или ограничивает количество заправляемого топлива), в частности, «жидкий кислород + жидкий метан (сжиженный природный газ)», применяемость которых для двигателей многоразового применения приоритетна как с позиции энергетического совершенства, так и с позиции технологичности и стоимости межполетного обслуживания;

- конструкция известного многоразового ускорителя, как следует из фигур 1 и 2 описания прототипа, содержит в составе ракетной двигательной установки один двигатель. Такое техническое решение применительно к многоразовому ускорителю первой ступени, имеющему значительный ресурс применений, создает предпосылки потери дорогостоящей и изготовленной штучно многоразовой матчасти при отказах двигателя, не приводящих к последствиям взрывного или пожарного характера, но исключающих возможность продолжения его штатной работы. Потеря штучной многоразовой матчасти, в свою очередь, определяет предпосылки к срыву планируемой программы космической деятельности;

- конструкция известного многоразового ускорителя имеет в составе воздушно-реактивной двигательной установки два двигателя, что, судя по описанию известного изобретения, достаточно для осуществления возвратного полета в штатном режиме, но исключает возможность обеспечения возвратного полета при отказе одного из воздушно-реактивных двигателей из-за недостаточности тяги;

- воздухозаборники газоводов всех воздушно-реактивных двигателей закрыты одной поворачивающейся заглушкой, снабженной одним приводом. Такое исполнение заглушки в случае отказа привода или заглушки (например, заклинения) исключает доступ воздуха в газоводы всех воздушно-реактивных двигателей и, как следствие, возможность обеспечения возвратного полета ускорителя.

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является создание многоразового ускорителя первой ступени ракеты-носителя на базе унифицированного ракетного блока с достижением технического результата в виде обеспечения возможности использования для ракетной двигательной установки топлива «жидкий кислород»+«жидкий метан (сжиженный природный газ)» и обеспечения при возвратном полете продольной балансировки на всех этапах полета в атмосфере с обеспечением минимального отклонения центра давления от центра масс в условиях, связанных с заданностью конструкции и компоновки исходного ракетного блока, и накладывающих ограничения на месторасположение несущих поверхностей и на диапазон продольной центровки; в виде обеспечения возможности использования многодвигательной ракетной установки, позволяющей обеспечить продолжение полета и сохранение многоразового ускорителя при отказах единичного двигателя; в виде обеспечения при возвратном полете:

- возможности использования многодвигательной воздушно-реактивной установки с обеспечением достаточности ее тяги при отказе одного из двигателей;

- обеспечения доступа воздуха в газоводы воздушно-реактивных двигателей при отказе привода заглушки или самой заглушки, а также расширения арсенала технических средств указанного назначения.

Эти задачи решаются таким образом, что в многоразовом ускорителе первой ступени ракеты-носителя на базе унифицированного ракетного блока, содержащем корпус, емкости (баки) для окислителя и горючего, носовой отсек с обтекателем и с воздухозаборниками, закрытыми поворачивающейся заглушкой, межбаковый и хвостовой отсеки, ракетную с жидкостным ракетным двигателем и воздушно-реактивную двигательные установки, цельноповоротное крыло, горизонтальное и вертикальное оперения, опорно-посадочное устройство, органы аэродинамического управления и узлы стыковки со второй ступенью ракеты-носителя

в соответствии с изобретением емкости для окислителя и горючего выполнены в виде трех баков: одного бака окислителя - жидкого кислорода, расположенного между носовым и межбаковым отсеками, второго бака для горючего - жидкого метана, расположенного между носовым и межбаковым отсеками, непосредственно примыкающего к межбаковому отсеку и имеющего совмещенное днище с баком окислителя, и третьего бака для горючего - жидкого метана, расположенного между межбаковым и хвостовым отсеками, причем суммарный объем баков, расположенных между носовым и межбаковым отсеками равен объему бака окислителя в случае, если бы в качестве горючего использовался керосин, а объем бака, расположенного между межбаковым и хвостовым отсеками равен объему бака горючего в случае, если бы в качестве горючего использовался керосин, ракетная двигательная установка выполнена четырехдвигательной с возможностью отключения аварийного двигателя и форсирования тяги работоспособных двигателей до уровня 133%,

многоразовый ускоритель первой ступени оснащен тремя воздушно-реактивными двигателями, два из которых установлены с боковых сторон носового отсека, а третий установлен сверху носового отсека, с тремя входными отверстиями воздухозаборников двигателей воздушно-реактивной установки, закрытыми каждое своей заглушкой, имеющей каждая свой привод открытия,

хвостовой отсек многоразового ускорителя выполнен цилиндрической формы с диаметром баковых конструкций ускорителя.

Далее изобретение поясняется более подробно с использованием прилагаемых фигур, где на фиг.1-3 изображен предлагаемый многоразовый ускоритель первой ступени ракеты-носителя в конфигурации возвратного полета (то есть с крылом, развернутом относительно корпуса ускорителя, вид сбоку, сверху и сзади соответственно), на фиг.4 изображен предлагаемый многоразовый ускоритель в конфигурации на этапе выведения (то есть со сложенным вдоль корпуса крылом многоразового ускорителя первой ступени), вид спереди.

Суть предлагаемого изобретения сводиться к следующему. Использование многоразового ускорителя первой ступени в составе ракеты-носителя накладывает определенные требования к маршевым двигателям:

- эффективность энергетических характеристик двигательной установки, работающей на тех или иных компонентах топлива;

- удовлетворительные характеристики габаритов баковых отсеков и многоразового ускорителя при использовании тех или иных компонентов топлива;

- простота, удобство и дешевизна операций по межполетному обслуживанию двигателей при подготовке ускорителя к последующему применению.

Другим требованием является обеспечение возврата многоразового ускорителя первой ступени ракеты-носителя для повторного использования при отказе одного маршевого двигателя.

В наибольшей степени удовлетворению требований в части достижения заявленных технических результатов соответствует топливная композиция «жидкий кислород + жидкий метан (сжиженный природный газ)» (все требования см. журнал «Авиакосмическая техника и технология», №1,2010 г., стр.19).

Характеристики этой топливной композиции при применении в качестве ракетного топлива следующие: жидкий метан - γжидкого метана=424 кг/м3, жидкий кислород - γжидкого кислорода=1140 кг/м3; массовое соотношение компонентов (жидкого кислорода к жидкому метану) равно 3,5.

Такое отличие характеристик метанового топлива от приведенных выше характеристик керосинового топлива приводит к необходимости иметь отличное от керосинового топлива объемное соотношение компонентов топлива. Так, для размещения 100 т керосинового топлива потребные объемы баков: 33,5 м3 - бак керосина и 63,4 м - бак жидкого кислорода. Для размещения 100 т метанового топлива потребные объемы баков: 52,4 м3 - бак керосина и 68,2 м3 - бак жидкого кислорода. То есть относительные объемы баков (топлива к окислителю) составят: для керосинового топлива - 0,53 и для метанового топлива - 0,77.

Это обстоятельство применительно к известному многоразовому ускорителю первой ступени ракеты-носителя не позволяет разместить максимальное количество метанового топлива в баках ускорителя (при полной заправке бака горючего бак окислителя будет недолит). Размещение же метанового топлива в двух баках, занимающих максимальный объем ракетного блока, приведет к увеличению длины бака горючего и уменьшению длины бака окислителя, что в свою очередь приведет к существенному перемещению вперед расположения межбакового отсека и, соответственно, расположению крыла ускорителя. Положение крыла многоразового ускорителя при этом изменится на ≈4% от общей длины ускорителя, что принципиально меняет аэродинамическую компоновку. Подтверждение при этом условий балансировки, устойчивости и управляемости многоразового ускорителя на этапе возвратного полета потребует полного цикла работ по аналитическим исследованиям, аэротемродинамическим продувкам и экспериментальным, в том числе летно-испытательным, полетам, при этом возможным результатом изменения аэродинамической компоновки будет отрицательное заключение о возможности создания летательного аппарата с требуемыми характеристиками.

Другим обстоятельством, препятствующим перемещению вперед межбакового отсека, является то, что при перемещении межбакового отсека вперед максимально возможный посадочный угол снижается, что в свою очередь приводит к возрастанию посадочной скорости.

Поставленные технические задачи по существу решаются тем, что в заявленном многоразовом ускорителе ракетное метановое топливо располагается в трех баках - в одном баке окислителя (жидкого кислорода) 1, расположенном между носовым и межбаковым отсеками, и в двух баках горючего (жидкого метана), расположенных один бак 2 между носовым и межбаковым отсеками непосредственно примыкая к межбаковому отсеку, и второй бак 3 между межбаковым и хвостовым отсеками, причем суммарный объем баков, расположенных между носовым и межбаковым отсеками равен объему бака окислителя в случае, если бы в качестве горючего использовался керосин, а объем бака, расположенного между межбаковым и хвостовым отсеками равен объему бака горючего в случае, если бы в качестве горючего использовался керосин. Баки, расположенные между носовым и межбаковым отсеками имеют совмещенное днище 4. Такое решение позволяет обеспечить как максимальную заправку метановым топливом многоразового ускорителя на базе унифицированного ракетного блока, так и сохранить аэродинамическую схему, обеспечивающую устойчивость и управляемость многоразового ускорителя на этапе возвратного полета.

Маршевая двигательная установка многоразового ускорителя первой ступени выполнена четырехдвигательной, при этом каждый из четырех двигателей 5 имеет возможность как отключения при отказе, так и форсирования до уровня 133% тяги. Такое исполнение маршевой двигательной установки дает возможность при отказе одного из двигателей обеспечить его отключение и, увеличив тягу каждого из трех работающих двигателей до уровня 133%, обеспечить продолжение полета ракеты-носителя с обеспечением как возврата многоразового ускорителя для его повторного использования, так и с обеспечением выполнения программы полета.

Для размещения четырех двигателей в хвостовом отсеке 6 ускорителя с обеспечением управления ракетой-носителем на этапе выведения путем качания каждого из двигателей (или их агрегатов) хвостовой отсек 6 выполнен цилиндрической формы с диаметром баковых конструкций ускорителя.

Многоразовый ускоритель первой ступени оснащен тремя воздушно-реактивными двигателями 7, размещенными в носовом отсеке, два из которых установлены с боковых сторон носового отсека, а третий установлен сверху носового отсека. Воздух в двигатели поступает через лобовые, автономные для каждого двигателя воздухозаборники 8.

Три входных отверстия воздухозаборников двигателей воздушно-реактивной установки закрыты каждое своей заглушкой 9, имеющей каждая свой привод ее открытия.

1. Многоразовый ускоритель первой ступени ракеты-носителя на базе унифицированного ракетного блока, содержащий корпус, емкости для окислителя и горючего, носовой отсек с обтекателем и с воздухозаборниками, закрытыми поворачивающейся заглушкой, межбаковый и хвостовой отсеки, ракетную и воздушно-реактивную двигательные установки, цельноповоротное крыло, горизонтальное и вертикальное оперения, опорно-посадочное устройство, органы аэродинамического управления и узлы стыковки со второй ступенью ракеты-носителя, отличающийся тем, что емкости для окислителя и горючего выполнены в виде трех баков: одного бака окислителя - жидкого кислорода, расположенного между носовым и межбаковым отсеками, второго бака для горючего - жидкого метана, расположенного между носовым и межбаковым отсеками, непосредственно примыкающего к межбаковому отсеку и имеющего совмещенное днище с баком окислителя, и третьего бака для горючего - жидкого метана, расположенного между межбаковым и хвостовым отсеками, причем суммарный объем баков, расположенных между носовым и межбаковым отсеками, равен объему бака окислителя в случае, если бы в качестве горючего использовался керосин, а объем бака, расположенного между межбаковым и хвостовым отсеками, равен объему бака горючего в случае, если бы в качестве горючего использовался керосин, ракетная двигательная установка выполнена четырехдвигательной с возможностью отключения аварийного двигателя и форсирования тяги работоспособных двигателей до уровня 133%, многоразовый ускоритель первой ступени оснащен тремя воздушно-реактивными двигателями, два из которых установлены с боковых сторон носового отсека, а третий установлен сверху носового отсека, с тремя входными отверстиями воздухозаборников двигателей воздушно-реактивной установки, закрытыми каждое своей заглушкой, имеющей каждая свой привод открытия.

2. Многоразовый ускоритель по п.1, отличающийся тем, что хвостовой отсек многоразового ускорителя выполнен цилиндрической формы с диаметром баковых конструкций ускорителя.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетостроения. .

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам на криогенном топливе. .

Изобретение относится к космической технике. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракетных летательных аппаратов и ракетных двигателей. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкциях хвостовых отсеков блоков ракет-носителей для их защиты от газодинамического воздействия работающего двигателя.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкциям многоступенчатых ракет-носителей (РН), состоящих из ракетных модулей (блоков) и предназначенных для выведения полезных грузов на различные околоземные орбиты как непосредственно, так и с помощью дополнительной верхней ступени - блока довыведения, составляющей вместе с полезным грузом головной блок РН.

Изобретение относится к ракетной технике. .
Изобретение относится к контролю запуска маршевого двигателя (МД) разгонного блока (РБ) при выведении его на опорную орбиту после отделения от ракеты-носителя (РН). .

Изобретение относится к ракетно-космической технике

Изобретение относится к области космической техники, а более конкретно к способам космического захоронения радиоактивных отходов и космическим аппаратам (КА) с электроракетной двигательной установкой для транспортировки на орбиты захоронения в дальний космос радиоактивных отходов (РАО)

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат состоит из жестко связанных с корпусом блока управления, двух реактивных двигателей, двух изогнутых и повернутых в разные стороны выхлопных труб для выхода воспламененного топлива, выходящего также и через выхлопное сопло, размещенной впереди этого сопла камеры сгорания с конусообразным выступом впереди. Блок управления увеличивает частоту следования следующих друг за другом порций топлива, сохраняет определенное количество выдаваемого топлива в каждой порции. Достигается повышение ускорения летательного аппарата. 1 ил.

Изобретение относится к реактивной технике. Покрытие мультипликатора инжекторного ускорителя состоит из плоских, скругленных по углам пластин, изготовленных из легкого, прочного, жаростойкого сплава металла, размерами от 30 мм до 70 мм, толщиной от 3 мм до 5 мм. Покрытие крепится к поверхности неподвижно или подвижно с изменением угла атаки воздушного потока путем поворота вокруг осей шарнирных соединений кронштейнов с пластинами покрытия мультипликатора инжекторного ускорителя, приводимыми в движение рычагами-толкателями от гидропривода, с установленными под пластинами покрытия мультипликатора инжекторного ускорителя на кронштейнах соленоидами. Соленоиды изготовлены из материалов с высокими техническими характеристиками и запитаны от бортового источника электропитания. По проводникам соленоидов проходит электрический ток, создающий вокруг соленоидов с пластинами покрытия мультипликатора инжекторного ускорителя магнитные поля, взаимодействующие с заряженными частицами - ионами, заполняющими воздушный поток, придавая дополнительные импульсы кинетической энергии - ускорение, увеличивая при этом скорость движения ионизированного воздушного потока. Воздушный поток проходит через фронтально установленные ионизаторы перед поверхностью покрытия мультипликатора инжекторного ускорителя. Достигается увеличение скорости истечения реактивной струи. 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Двигательная установка включает криогенный бак с экранно-вакуумной теплоизоляцией, расходный клапан, бустерный насос, трубопровод питания, камеру сгорания двигателя и заборное устройство криогенного бака, содержащее нижнее днище криогенного бака, накопитель капиллярного типа с теплообменником под сеточным разделителем и дроссельное устройство. На входе в камеру сгорания двигателя установлен двухпозиционный пуско-отсечной клапан, обеспечивающий до запуска двигателя выход испаренной криогенной жидкости за пределы космического летательного аппарата, и вводящий в процессе и после запуска двигателя криогенную жидкость в камеру сгорания двигателя. Двигательная установка по первому варианту содержит канал, сообщающий выход из теплообменника с полостью между расходным клапаном и бустерным насосом, обеспечивающий постоянное захолаживание конструкции двигателя до пуска двигателя и между его запусками. Двигательная установка по второму варианту содержит трубопровод с компенсатором перемещений, сообщающий выход из теплообменника с трубопроводом питания за бустерным насосом. Способ эксплуатации двигательной установки включает подачу криогенной жидкости из накопителя в теплообменник через дроссельное устройство и охлаждение криогенной жидкости в накопителе с помощью теплообменника. До очередного запуска двигателя сообщают трубопровод питания двигателя с дренажно-подпорным трубопроводом, далее при очередном запуске и штатной работе двигателя сообщают трубопровод питания двигателя с камерой сгорания двигателя, по окончании работы двигателя сообщают трубопровод питания двигателя с дренажно-подпорным трубопроводом для обеспечения охлаждения конструкции двигателя до следующего его запуска. Достигается улучшение массовых характеристик двигательной установки космического летательного аппарата и повышение надежности ее функционирования. 3 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике. Блок тяги жидкостного ракетного двигателя содержит раму, камеру сгорания с соплом и устройство защиты блока тяги, имеющее донные экраны. Устройство защиты блока тяги дополнительно оснащено устройством тепловой защиты рамы, выполненным в виде устройства охлаждения стенки камеры сгорания с каналами в ней, сообщающимися с каналами подачи одного из компонентов топлива к форсуночной камере. Достигается повышение надежности блока тяги жидкостного ракетного двигателя. 1 ил.

Группа изобретений относится к космической технике, в частности к перемещению в межпланетном пространстве с использованием ресурсов космоса, и может быть использована для ударного воздействия на опасные космические объекты (ОКО). Способ включает выбор в качестве космического тела-ударника (КТУ) кометного ядра одной из мини-комет с орбитами (6), сближающимися с Землей (1). По траектории (8) к КТУ выводят с Земли ракетную двигательную установку, использующую в качестве рабочего тела испаряемое вещество кометного ядра. Посадку на КТУ производят в точке (9). С помощью данной двигательной установки переводят КТУ с начальной орбиты (7) на траекторию (10), обеспечивающую его столкновение с ОКО (3). В результате столкновения с КТУ в точке (11) ОКО приобретает импульс, переводящий его с начальной, грозящей столкновением с Землей в точке (5), орбиты (4) на безопасную траекторию (12). Устройство для реализации способа (не показано) содержит указанную ракетную двигательную установку, грунтозаборник с испарителем кометного вещества, энергетическую установку (с солнечным концентратором) и астронавигационное устройство. После внедрения грунтозаборника в кометное ядро испаритель производит возгонку летучих веществ ядра. Испарившиеся газы, нагреваясь (солнечным концентратором), истекают из сопла двигательной установки, создавая тягу. Астронавигационное устройство задает требуемую ориентацию вектора тяги. Техническим результатом изобретений является сокращение времени на отклонение ОКО или его фрагментов от столкновения с Землей при минимальных энергетических затратах на проведение миссии с обеспечением необходимой длительности работы двигательной установки и повышением ее надежности. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам, а именно к летательным пусковым установкам (ЛПУ). ЛПУ содержит связку баков, крепежные средства, крыло, двигатель, полезную нагрузку. Связка баков содержит две пары одинаковых по объему цилиндрических баков с ракетным топливом одинаковой плотности и одинаковым объемным расходом. Четыре бака прикреплены друг к другу усиливающими поясами, образующими части баков, с неизменным центром тяжести при истечении ракетного топлива. Крепежные средства прикреплены к двум бакам с возможностью крепления к ним крыла. Связка баков размещена в верхней ступени с квадратным сечением и закругленными углами. Изобретение позволяет уменьшить длину пусковой установки. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к двигательным системам космических аппаратов. Предлагаемая ионная двигательная установка (ДУ) включает в себя источник рабочего тела, выполненный в виде системы хранения и подачи изотопа алюминия 27 с источником паров (ИП) данного изотопа. ДУ также содержит связанные с источником электрической энергии через преобразователь, нейтрализатор, ускоряющую систему, ионизационную камеру (ИК) и магнитную систему. Выход ИП сообщен с ИК. В состав ДУ введены теплообменники для нагрева ИП и ИК, связанные с источником тепловой энергии, а также источники альфа-частиц (радиоактивные изотопы), встроенные в ИК. На внутреннюю поверхность ИК нанесен слой высокопористой структуры из смеси карбида бора и оксида бериллия. ИП и ИК нагреваются до температуры не ниже температуры кипения алюминия 27 (при разрежении, существующем в ИК). В ИК алюминиевые пары облучаются альфа-частицами. При этом наряду с ионизацией протекают некоторые ядерные реакции с выходом высокоэнергетических частиц и гамма-квантов. Например, можно ожидать скоростей порядка 2,5·104 м/с у ядер кремния 30 и порядка 3·107 м/с у некоторой части нейтронов. Техническим результатом изобретения является уменьшение затрат электроэнергии на ионизацию рабочего тела (повышение КПД ДУ) и увеличение удельного импульса ДУ. 1 ил.

Изобретение относится к аэрокосмической технике, а именно к летательным аппаратам (ЛА). ЛА содержит корпус, реактивные двигатели, блок управления подачи, воспламенения и истечения топлива, блок симметричных конусообразных камер сгорания, два блока выхлопных сопел, блок симметричных изогнутых выхлопных труб с оконечностью. Каждая камера сгорания жестко связана с соответствующим выхлопным соплом первого блока выхлопных сопел позади камер сгорания и жестко связана с соответствующим выхлопным соплом второго блока выхлопных сопел впереди камер сгорания. Каждое сопло жестко связано с размещенной впереди соответствующей изогнутой выхлопной трубой внутри корпуса, гидравлические входы которого блока симметричных изогнутых выхлопных труб связаны с соответствующими гидравлическими выходами блока управления. Изобретение позволяет уменьшить время полета до удаленных объектов, снизить количество потребляемой энергии. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники

Наверх