Одноступенчатая ракета-носитель легкого класса



Одноступенчатая ракета-носитель легкого класса
Одноступенчатая ракета-носитель легкого класса
Одноступенчатая ракета-носитель легкого класса
Одноступенчатая ракета-носитель легкого класса

 


Владельцы патента RU 2532321:

Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (RU)

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в одноступенчатых ракетах-носителях. Одноступенчатая ракета-носитель легкого класса содержит двигательную установку с одним или несколькими ЖРД, топливный бак (ТБ), один или два отделяемых дополнительных топливных бака (ДТБ), установленных по тандемной схеме, проставку, трубопроводы, соединяющие ТБ и ДТБ. Изобретение позволяет исключить поля падения отработанных топливных баков. 4 ил.

 

Изобретение относится к конструкции ракет-носителей и может быть использовано при разработке одноступенчатых ракет-носителей для выведения полезных нагрузок на орбиту искусственного спутника Земли (ИСЗ).

Известна одноступенчатая ракета-носитель ВР-190, представленная в книге В.Н.Кобелева и А.Г.Милованова «Средства выведения космических аппаратов», 2009 г. (глава 5, стр.134).

Ракета-носитель ВР-190 была рассчитана для вертикального полета на высоту до 200 км.

Принципиальным недостатком ракеты-носителя ВР-190 было отсутствие возможности выведения полезной нагрузки на орбиту ИСЗ.

Современные работы в части ракет-носителей, основанные на использовании кислородно-водородных жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), показали благотворное влияние криогенного топлива на основные характеристики ракеты-носителя.

Примером может служить ракета-носитель Дельта-4 (фирма Боинг, США), первая ступень которой согласно теоретическим расчетам может выводить полезные нагрузки на орбиту ИСЗ без использования второй ступени и, таким образом, выполнять роль одноступенчатой ракеты-носителя, правда полезная нагрузка при этом будет невелика (Новости космонавтики. Том 13, №1 (240), 2003 г., стр.46).

Целью изобретения является устранение этого недостатка. Указанная цель достигается тем, что одноступенчатая ракета-носитель, состоящая из двигательной установки с одним или несколькими ЖРД 1 и топливного бака 2, оснащена одним-двумя дополнительными топливными баками 3, которые по тандемной схеме последовательно расположены на топливном баке 2 с помощью проставки 4, внутри которой установлена полезная нагрузка 5. Баки горючего 6 и окислителя 7 топливного бака 3 соединены трубопроводами 8 и 9 с баками горючего 10 и окислителя 11 топливного бака 2 (фиг.1, 2).

В процессе работы двигательной установки 1 и забора топлива из баков горючего 10 и окислителя 11 топливного бака ракеты-носителя 2 осуществляется одновременная подача топлива в эти баки соответственно из баков горючего 6 и окислителя 7 топливного бака 3.

После выработки топлива из бака 3 одноступенчатая ракета-носитель использует топливо из собственного топливного бака 2 вплоть до выхода на орбиту ИСЗ с дальнейшим отделением бака 3 (фиг.3, 4).

Техническим результатом изобретения, основанного на использовании дополнительных топливных баков, сбрасываемых в процессе полета, является создание нового класса экологически чистых одноступенчатых ракет-носителей легкого класса, способных вывести полезную нагрузку на орбиту ИСЗ и являющихся экономичной и надежной транспортной системой. При этом сокращается номенклатура и количество используемых в одноступенчатой ракете-носителе дорогостоящих ЖРД и практически исключается проблема выбора места старта ракеты-носителя и полей падения поскольку дополнительные топливные баки изготавливаются из алюминиевых сплавов и других материалов, сгорающих в атмосфере Земли.

Одноступенчатая ракета-носитель легкого класса, состоящая из двигательной установки с одним или несколькими жидкостными ракетными двигателями и топливного бака, отличающаяся тем, что одноступенчатая ракета-носитель оснащена одним-двумя дополнительными топливными баками, которые по тандемной схеме последовательно расположены на топливном баке ракеты-носителя с помощью проставки, при этом баки горючего и окислителя дополнительных топливных баков соединены трубопроводами с баками горючего и окислителя топливного бака одноступенчатой ракеты-носителя и установлены с возможностью отделения.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в одноступенчатых ракетах-носителях. Одноступенчатая ракета-носитель тяжелого класса содержит двигательную установку с одним или несколькими кислородно-водородными ЖРД, топливный бак (ТБ), один или два отделяемых дополнительных топливных бака (ДТБ), установленных по тандемной схеме, одну или несколько пар диаметрально противоположных отделяемых навесных топливных баков (НТБ), проставку, трубопроводы, соединяющие ТБ с ДТБ и НТБ.

Изобретение относится к космонавтике, а именно к бакам для хранения компонентов ракетного топлива. Космическая пусковая установка содержит криогенный бак, содержащий оболочку, одну перегородку (ограничивающую верхний и нижний объём текучей среды) с центральным проёмом (связывающий верхний и нижний объём текучей среды), вентиляционный канал с корпусом, удерживающим барьером (стенка) или механическим ограничителем, и проходами в перегородке.

Изобретение относится к композитным материалам, предназначенным для применения в космосе. Использование, по меньшей мере, одной полимеризуемой смолы R1, выбираемой из группы, состоящей из эпоксидированных полибутадиеновых смол и характеризующейся в неполимеризованном состоянии: - величиной общей потери массы (ОПМ), меньшей чем 10%, величиной восстановленной потери массы (ВПМ), меньшей чем 10%, и величиной собранного летучего конденсируемого материала (СЛКМ).

Изобретение относится к космической технике, а именно к компоновке космических аппаратов. Ёмкость изготавливают с тремя отверстиями для отвода пара, основное отверстие выполняют с центром, через который проходит центральная ось емкости, параллельная продольной оси спутника, направленная в сторону центра масс спутника, два дополнительных отверстия выполняют с центрами, через которые проходит другая параллельная ось емкости, параллельная оси спутника, направленная по направлению полета его.

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (КА) и, в частности, к их энергодвигательным системам. Электролизная установка КА включает в себя твердополимерный электролизер, подключенный к системе электропитания КА, и систему водоснабжения.

Изобретение относится к измерительным приборам космического аппарата (КА) и может использоваться для высокоточного определения малого приращения скорости поступательного движения КА.

Изобретение относится к крылатым летательным аппаратам, в которых используется криогенное топливо, и касается ракетных блоков многоразового использования. Планер летательного аппарата включает корпус с криогенным цилиндрическим баком, крыло, элементы крепления крыла.

Изобретение относится к конструкции космических транспортных средств для доставки в составе космической головной части крупногабаритных полезных грузов (ПГ) на заданные орбиты выведения.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к одноступенчатым ракетам-носителям. Одноступенчатая ракета-носитель содержит один или несколько жидкостных ракетных двигателей, топливный бак с баками горючего и окислителя, одну или несколько пар навесных топливных баков горючего и окислителя, соединенных соответственно с баками горючего и окислителя топливного бака.

Группа изобретений относится к конструкции частей и элементов летательного аппарата, преимущественно к устройству кормовой части космического самолета (КС), а также к способам коррекции траектории и оптимизации тяги ракетного двигателя КС.

Изобретение относится к космической отрасли и касается узлов и элементов крепления оборудования космического аппарата (КА) на его силовой конструкции из полимерных композиционных материалов (ПКМ). Узел закрепления оборудования состоит из крепежной и опорной накладок, скрепленных с элементом силовой сетчатой конструкции. Накладки соединены между собой и выполнены с углом наклона направляющих граней, совпадающим с углом наклона ребер силовой конструкции. Опорная накладка упирается в перекрестие силовой конструкции и служит для крепления крепежной накладки, которая создает плоскость и точку фиксации для установки оборудования. Достигается обеспечение точного положения оборудования КА на силовой сетчатой конструкции любой формы, отсутствие разрушающего воздействия на волокнистую структуру силовой сетчатой конструкции. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Устройство фиксации гермоконтейнера научной аппаратуры (ГК НА) относится к космической технике и может быть использовано при проектировании перемещающихся в пространстве элементов космического аппарата (КА) и имеющих жесткую механическую связь с корпусом КА в исходном и рабочем положениях. Устройство фиксации ГК НА содержит подвижную раму, установленную на основании, электропривод подвижной рамы, упоры-ограничители крайних положений рамы, механизмы фиксации, установленные на КА и взаимодействующие с упорами-ограничителями ГК НА в исходном положении. Механизмы фиксации содержат подпружиненные разноплечие рычаги, большие плечи которых взаимодействуют с запирающими элементами механизмов фиксации, выполненных в виде пирозамков, установленных на КА. Малые плечи рычагов взаимодействуют с упорами ГК НА. Узлы фиксации рабочего положения гермоконтейнера установлены на подвижной раме и снабжены электроприводами, которые взаимодействуют с подпружиненными рычагами, шарнирно установленными на штоках пирочек. Другие концы рычагов взаимодействуют с упорами, закрепленными на корпусе КА. Достигается повышение надежности устройства фиксации ГК НА. 10 ил.

Изобретение относится к средствам крепления на космическом аппарате (КА) элементов оборудования, в частности солнечных батарей (СБ). КА содержит корпус (1) и панель (6) СБ, закрепленную на раме (2) в виде стержневой ферменной конструкции, имеющей форму скошенной пирамиды. Основание (3) пирамиды шарнирно закреплено с помощью кронштейнов (5) на корпусе (1) КА. В исходном положении оно фиксируется пиросредствами (4). В рабочем положении вершина (7) пирамиды взаимодействует с защелкой (см. поз «В»), жестко закрепленной на корпусе (1) КА. Конструкция рамы (2) и ее крепления обладают повышенной жесткостью. Этим обеспечивается повышение частоты и уменьшение амплитуды колебаний панелей СБ, возникающих вследствие программных разворотов КА и других маневров. Техническим результатом изобретения является повышение надежности КА и увеличение времени его активного функционирования путем уменьшения времени затухания угловых колебаний КА. 4 ил.

Изобретение относится к тепловому проектированию преимущественно геостационарных телекоммуникационных спутников с тепловой нагрузкой порядка 4,5-5,5 кВт. Спутник выполняют из двух модулей: модуля полезной нагрузки (ПН) и модуля служебных систем (СС). Приборы модуля СС и часть приборов модуля ПН устанавливают на внутренних поверхностях взаимно противоположных сотовых панелей "+Z" и "-Z". Последние выполняют функции радиаторов и включают в себя тепловые трубы, параллельные осям +Y, -Y спутника. Другие приборы модуля ПН размещают на сотовой панели, перпендикулярной панелям "+Z" и "-Z". Приборы модуля СС с наиболее узким температурным диапазоном устанавливают на внутренних обшивках их панелей радиаторов "-Z" и "+Z". Приборы с большой теплоемкостью и широким температурным диапазоном размещают внутри силовой конструкции корпуса и на нижней панели. Прочие приборы устанавливают на панели "+Х" и внутренней панели с встроенными жидкостными коллекторами. Элементы замкнутых дублированных жидкостных контуров соединяют с электронасосным агрегатом системы терморегулирования по определенной последовательной схеме. Технический результат изобретения направлен на уменьшение массы и упрощение технологии изготовления спутников данного класса. 8 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в выдвижных ферменных конструкциях. Трансформируемая конструкция (ТК) содержит жесткие опорные элементы, жесткие створки. Между опорными элементами расположены две пары створок, шарнирно соединенные с опорными элементами и между собой. Оси вращения между опорными элементами и сопряженными створками лежат в плоскостях, перпендикулярных направлению развертывания, одна плоскость содержит в себе хотя бы две не параллельные друг другу оси вращения между створками. Изобретение позволяет повысить надежность развертывания и жесткость ТК. 10 ил.

Изобретение относится к устройствам закрывания и фиксации крышек люковых устройств и касается устройств закрывания и герметизации люков на сборочно-защитных блоках и блоках ракет-носителей. Устройство содержит узлы вращения, уплотнитель, седло, защелку закрытия крышки. Узлы вращения содержат петли с упором, которые размещены на окантовке и крышке люка. На оси вращения петли установлены пружины кручения, разделенные между собой шайбой, и взаимодействующие с дополнительным упором, закрепленным в подвижной части петли. Седло закреплено на окантовке люка и выполнено в виде стакана, торец которого взаимодействует с уплотнителем в виде П-образного эластичного профиля, герметично закрепленного по контуру внутренней поверхности крышки. Параллельно осям вращения петли на противоположной узлам вращения стороне крышки посредством кронштейна закреплена ось, шарнирно взаимодействующая с подпружиненной защелкой, совмещенной с рукояткой. Рукоятка своим цилиндрическим сектором, выполненным с эксцентриситетом относительно оси защелки, взаимодействует с пазом, выполненным в жестко закрепленном на окантовке люка кронштейне. Кронштейн на окантовке имеет выступ, взаимодействующий с кронштейном, закрепленным на крышке люка. Крышка окантована выступающими над уплотнителем по всему контуру ребрами жесткости. Ось подпружиненной защелки расположена относительно паза на расстоянии, меньшем радиуса цилиндрического сектора, и ближе к окантовке люка. Достигается повышение надежности, упрощение конструкции, снижение массы. 10 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в космических аппаратах (КА). КА содержит модуль целевой аппаратуры, модуль служебных систем с системой электропитания с солнечными батареями, комплексом автоматики, аккумуляторными батареями, систему терморегулирования, объединяющую конструктивно блок управления, гидроблоки, панели навесных холодных радиаторов из отдельных сборочных единиц с концевым теплообменником термостатирования (КТТ) с жидким теплоносителем и тепловой трубой (ТТ), термоплаты с жидким теплоносителем, ТТ с плоскими полками, тепловые магистрали из гидроарматур. КТТ состоит из герметично соединенных входными-выходными отверстиями блоков в виде полых тел вращения с радиатором-вставкой в виде полого тела вращения и цельной катушки, с центральной частью в виде усеченного конуса. Материал, геометрические размеры ТТ, КТТ, шаг между ТТ выбирают в зависимости от обеспечения максимума передаваемой тепловой энергии от жидкого теплоносителя к ТТ и минимума уязвимости к воздействию метеорных и техногенных частиц, площади поверхности КТТ. Изобретение позволяет повысить живучесть КА. 3 ил.

Изобретение относится к бортовому радиолокационному оборудованию космических аппаратов (КА), предназначенному для калибровки радиолокационных станций (РЛС) по величине эффективной поверхности рассеяния (ЭПР). КА содержит корпус в форме прямоугольной призмы (1) с поперечным сечением (2) в виде вогнуто-выпуклого многоугольника. Две грани (4, 5) призмы одинакового размера с радиоотражающими поверхностями обращены внутрь корпуса КА. Корпус КА снабжен двумя откидными плоскими радиоотражающими пластинами (6, 7), шарнирно связанными с гранями (8, 9). Пластины (6, 7) снабжены механизмами раскрытия и узлами фиксации к призме (1), образуя в рабочем положении двугранный уголковый отражатель. Угол между гранями отражателя заключен в диапазоне от (90-Δ)° до (90+Δ)°, причем Δ определяется из условия: 0<Δ<18λ/а, где λ - длина волны калибруемой РЛС, a - размер грани отражателя. На борту КА имеются навигационная аппаратура потребителя систем «ГЛОНАСС» и/или GPS, микропроцессор, микроконтроллер, блок сопряжения системы ориентации и стабилизации с микроконтроллером. Технический результат изобретения заключается в расширении функциональных возможностей КА при калибровке радиолокаторов, работающих на волнах круговой поляризации при параллельном приеме отраженных сигналов, а также при калибровке по величине ЭПР высокопотенциальных РЛС в режиме функционирования с пониженной мощностью излучения. 8 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для баллистического обеспечения полета космического аппарата. Измеряют температуру и давления рабочего тела (РТ) - газа, определяют на каждом шаге массовые остатки РТ до отбора части РТ из емкости рабочей системы по уравнению состояния идеального газа, определяют массу газа в приборной емкости постоянного объема с датчиками давления и температуры, отбирают часть РТ из емкости рабочей системы в заборную емкость постоянного объема, переводят отобранную часть РТ в общую емкость для трансформации РТ в идеальный газ, определяют по уравнению состояния идеального газа массу газа в общей емкости и искомую массу РТ - газа. Общая емкость состоит из заборной и приборной емкостей. Изобретение позволяет повысить точность определения массовых остатков газа в емкостях рабочей системы. 1 ил.

Изобретение относится к конструкции искусственных спутников, преимущественно пикоспутников типа CubeSat (10×10×10 см), которые м. б. использованы для контроля процесса разделения и состояния космических объектов. Пикоспутник имеет кубический корпус и снабжен антеннами, солнечными (СБ) и аккумуляторными батареями. Внутри корпуса закреплены электронные печатные платы. Корпус выполнен из полиэфирэфиркетона с углеродными нанотрубками (ТЕСАРЕЕК ELS nano, плотн. 1,44 г/см3). На всех его гранях, в том числе под СБ, установлены защитные пластины из пластика на основе полиимида с наполнителем из дисульфида молибдена. Пластины обеспечивают электрическую и тепловую развязку (в диапазоне т-р от -270°С до +300°С) СБ и корпуса. Указанное исполнение корпуса придает ему необходимые прочность и токопроводящие свойства (благодаря нанотрубкам), высокую радиационную защиту (без вторичной радиации) и др. полезные качества. На разных гранях корпуса установлены объективы видеокамер (не менее пяти). Технический результат изобретения состоит в увеличении срока эксплуатации пикоспутника. 1 з.п. ф-лы, 8 ил.
Наверх