Многоразовая возвращаемая ступень ракеты-носителя

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в многоразовых ступенях ракет-носителей. Многоразовая возвращаемая ступень ракеты-носителя содержит прямое поворотное крыло с наклонной теплоизолированной стенкой и носком из жаропрочного материала в виде отдельных секций с возможностью свободного деформирования при нагреве, двигатели возврата, топливную систему с топливом для двигателей возврата, размещенную в передней части крыла, в носке крыла, по всему его размаху в отсеках, центральный отсек в передней части центроплана с функцией расходного бака. Изобретение позволяет повысить надёжность и уменьшить температурные деформации и напряжения, массу конструкции. 3 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может использоваться для создания возвращаемых многоразовых крылатых ступеней ракет-носителей.

Из патентной литературы известно техническое решение, выбранное 'в качестве прототипа, где многоразовая возвращаемая ступень ракеты-носителя содержит установленное на корпусе прямое поворотное крыло с возможностью фиксации его в положении вдоль оси ступени на этапе выведения и в повернутом на 90° на этапе возвратного полета, с размещенной в нем топливной системой с топливом, обеспечивающей работу двигателей возврата (см. патент РФ №2148536, кл. B64G, 1/14 от 26.10.1999 г.).

Недостатками этого технического решения являются.

При полете летательного аппарата с прямым крылом возможно возникновение самовозбуждающихся колебаний в крыле (флаттер).

При спуске - торможении наветренная поверхность крыла и особенно его носовая часть подвергается интенсивному нестационарному нагреву с большими градиентами температуры как по глубине, так и по наружной поверхности конструкции крыла. Нагрев снижает прочностные характеристики материалов конструкции, а неравномерный нагрев приводит к возникновению дополнительных температурных напряжений и короблению конструкции.

Также, на этапе выведения, когда крыло находится в положении вдоль оси ступени, на конструкцию крыла действует высокое давление (определяемое длиной бака, по размаху крыла и перегрузкой вдоль оси ступени, достигающей четырех и более единиц) топлива, находящегося в нем, что утяжеляет конструкцию крыла.

Задачей, на решение которой направлено данное изобретение является создание многоразовой возвращаемой ступени, в которой исключаются вышеуказанные недостатки.

Техническим результатом данного изобретения является улучшение противофлаттерных характеристик крыла, уменьшение температуры, температурных деформаций и температурных напряжений в конструкции крыла, повышение надежности, уменьшение массы и стоимости изготовления конструкции.

Этот технический результат достигается тем, что в многоразовой возвращаемой ступени ракеты-носителя, содержащей установленное на корпусе прямое поворотное крыло с возможностью фиксации его в положении вдоль оси ступени на этапе выведения и в повернутом на 90° на этапе возвратного полета, топливную систему с топливом, обеспечивающую работу двигателей возврата, где топливная система с топливом для двигателей возврата размещена в передней части крыла, в носке крыла, по всему его размаху в отсеках, образованных отделенными друг от друга сплошными перегородками по нервюрам, с расположением центрального отсека в передней части центроплана с функцией расходного бака, при этом в зоне наиболее интенсивного нагрева поверхности носка крыла в нем установлена отделяющая топливо от носка крыла наклонная теплоизолированная стенка, а сам носок в этой зоне выполнен из жаропрочного материала в виде отдельных секций, шарнирно прикрепленных к силовым панелям по своим концам, с возможностью свободного деформирования при нагреве.

Предлагаемое устройство поясняется более подробно с использованием схемных чертежей, где на:

- фиг. 1 показан общий вид многоразовой возвращаемой ступени ракеты-носителя;

- фиг. 2 показана схема крыла с расположением зон топлива;

- фиг. 3 показана схема секции носка крыла.

Многоразовая возвращаемая ступень ракеты-носителя 1 содержит установленное на корпусе прямое поворотное крыло 2 с возможностью фиксации его в положении вдоль оси ступени на этапе выведения 3 и в повернутом на 90° на этапе возвратного полета 4, топливную систему 5 с топливом 6, обеспечивающую работу двигателей возврата 7. Топливо для двигателей возврата размещено в передней части крыла, в том числе и в носке крыла 8, по всему размаху в отсеках, образованных отделенными друг от друга по нервюрам сплошными перегородками 9, с расположением центрального отсека в передней части центроплана с функцией расходного бака 10, при этом в зоне наиболее интенсивного нагрева поверхности носка крыла 11 топливо отделено от носка крыла наклонной теплоизолированной 12 стенкой 13, а сам носок в этой зоне выполнен из жаропрочного материала в виде отдельных секций 14, шарнирно 15 прикрепленных к силовым панелям 16 по своим концам, с возможностью свободного деформирования при нагреве.

Многоразовая возвращаемая ступень ракеты-носителя с установленным на корпусе прямым поворотным крылом на этапе выведения, спуска и возвратного полета подвергается воздействию различных нагрузок (аэродинамических, тепловых, вибрационных, акустических и др.).

При возвратном полете ступени с прямым крылом возможно возникновение самовозбуждающихся колебаний в крыле (флаттер).

При спуске - торможении наветренная поверхность крыла и особенно его носовая часть подвергается интенсивному неравномерному нестационарному нагреву. Нагрев снижает прочностные характеристики материалов конструкции, а неравномерный нагрев приводит к возникновению дополнительных температурных напряжений и короблению конструкции.

На этапе выведения, когда крыло находится в положении вдоль оси ступени, на конструкцию крыла действует высокое давление топлива, находящегося в нем (давление определяется длиной бака, по размаху крыла, и перегрузкой вдоль оси ступени, достигающей четырех и более единиц).

Данное изобретение уменьшает негативное воздействие этих факторов. Размещение топлива для двигателей возврата в передней части крыла, в том числе и в носках крыла по всему размаху:

- смещает вперед линию центров тяжести сечений крыла, сближая ее с линией его центров жесткости и с линией его центров давления (фокусом), что существенно улучшает противофлаттерные характеристики крыла. При совмещении центров тяжести с центрами жесткости или с фокусами крыла флаттер невозможен;

- уменьшает температуру конструкции наиболее нагреваемой передней части крыла, за счет большой теплоемкости топлива, находящегося в нем, что снижает температурные деформации и температурные напряжения в конструкции и, следовательно, снижает массу конструкции,

- позволяет использовать для панелей передней части крыла и даже носков крыла высокопрочные технологичные алюминиевые сплавы, снижающие массу конструкции и стоимость ее изготовления.

При размещении топлива в отсеках, образованных отделенными друг от друга сплошными перегородками по нервюрам уменьшается давление топлива в отсеках, что снижает массу конструкции.

Расположение центрального отсека в передней части центроплана с функцией расходного бака уменьшает разбежку центровки ступени при вырабатывании топлива.

Отделение топлива от носка наклонной теплоизолированной стенкой в локальной зоне наиболее интенсивного нагрева поверхности носка крыла (зона падения на крыло ударной волны от носового обтекателя корпуса ступени, тепловые потоки к носку в этой зоне возрастают в два и более раз):

- предотвращает перегрев топлива, прилегающего непосредственно к поверхности носка, с образованием паровой фазы и смолистых веществ (уменьшение теплоотвода от стенки носка паровой фазой топлива может привести к прогару носка крыла, а образование смолистых веществ может нарушить работу топливной системы);

- наклон стенки с теплоизоляцией минимизирует размеры горячего носка и разницу температур на его поверхности, что уменьшает его массу, температурные деформации и температурные напряжения в нем.

Выполнение носка из жаропрочного материала в виде отдельных секций, шарнирно прикрепленных к силовым панелям по своим концам, дает возможность конструкции носка свободно деформироваться при нагреве этой зоны и уменьшает температурные деформации и температурные напряжения в нем.

Благодаря такому выполнению многоразовой возвращаемой ступени достигается поставленный технический результат, а именно:

- улучшение противофлаттерных характеристик крыла;

- уменьшение температуры, температурных деформаций и температурных напряжений в конструкции крыла;

- повышение надежности;

- уменьшение массы конструкции;

- уменьшение стоимости изготовления конструкции.

Многоразовая возвращаемая ступень ракеты-носителя, содержащая установленное на корпусе прямое поворотное крыло с возможностью фиксации его в положении вдоль оси ступени на этапе выведения и в повернутом на 90° на этапе возвратного полета, топливную систему с топливом, обеспечивающую работу двигателей возврата, отличающаяся тем, что топливная система с топливом для двигателей возврата размещена в передней части крыла, в носке крыла, по всему его размаху в отсеках, образованных отделенными друг от друга сплошными перегородками по нервюрам, с расположением центрального отсека в передней части центроплана с функцией расходного бака, при этом в зоне наиболее интенсивного нагрева поверхности носка крыла в нем установлена отделяющая топливо от носка крыла наклонная теплоизолированная стенка, а сам носок в этой зоне выполнен из жаропрочного материала в виде отдельных секций, шарнирно прикрепленных к силовым панелям по своим концам, с возможностью свободного деформирования при нагреве.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для уборки космического мусора (КМ). Многоразовый космический аппарат-буксир для уборки крупногабаритного КМ содержит корпус, приборный отсек с системой управления, двигательную установку, солнечные батареи, головку самонаведения, стакан с устройством дистанционного захвата КМ в виде космического копья с оперением и поршнем.

Изобретение относится к многоразовым космическим системам и касается аэрокосмической системы горизонтального взлета продольной компановки. Двухступенчатая аэрокосмическая система содержит первую и вторую ступень с крыльями, воздушно-реактивные двигатели на первой ступени.

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 космической технике и может быть использовано для уборки космического мусора (КМ). Многоразовый космический аппарат-буксир содержит корпус, приборный отсек с системой управления, двигательную установку, солнечные батареи, головку самонаведения, устройства дистанционного захвата КМ.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к космолётам. Космолёт содержит две ступени с крыльями, воздушно-реактивные двигатели (ВРД), центроплан, переднее горизонтальное оперение, крюк для вертикальной посадки, грузовой люк, блокировку отделения ступени, убирающиеся кили, ракетный ускоритель, сбрасываемые лонжероны и обтекатели.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Многоразовый возвращаемый ракетный блок содержит фюзеляж, крыло с двумя консолями, левый и правый блоки двигателей управления.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке ракет-носителей. .

Изобретение относится к авиационно-космическим, преимущественно многоразовым средствам доставки космических аппаратов (КА) на орбиту. .

Группа изобретений относится к аэрокосмической системе для выведения полезной нагрузки (ПН) на орбиту и возвращения с орбиты путем торможения в атмосфере. Система содержит средство выведения (100) с вертикальным взлетом и посадкой. Средство (100) включает в себя двигательный отсек (110) с выхлопными соплами (111), модуль ПН (130), посадочное устройство (120). Средство (100) имеет наружную поверхность (101) с хвостовой (103) и носовой (104) зонами. Развертываемая поверхность (РП) (140) сложена при выведении на орбиту. При спуске РП развернута для стабилизации и торможения средства (100) во время его снижения хвостовой частью вперед. РП может быть выполнена в каждой из зон (103, 104), либо может перемещаться из одной зоны в другую. Стабилизаторы (поверхности управления) (150) могут действовать как во время подъема, так и при снижении. В некоторых вариантах средство выведения (100) выполнено с топливными баками, в которых обеспечен специальный контроль перемещения центра тяжести топлива при изменении его уровня в баке. Технический результат группы изобретений направлен на создание эффективной аэрокосмической системы многоразового использования. 2 н. и 20 з.п. ф-лы, 22 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в многоразовых модулях. Ракета-носитель типа от наноносителя до супертяжелой содержит две ступени с отсеком с двигательной установкой и невозвращаемой частью с баком с топливом, боковыми ускорительными ступенями, многоразовым модулем с центральным корпусом, силовой установкой для запуска летательного аппарата, системой командования и управления силовой установкой, двигательными средствами в виде атмосферных тяговых двигателей или турбореактивных двигателей с дополнительным источником энергии для быстрого запуска в виде термобатареи со стартером для полета с дозвуковой скоростью, аэродинамическими несущими поверхностями, сформированными хвостовым оперением, с плоскими крыльями, стабилизаторами с парой закрылков и средствами продольной стабилизации для полета с дозвуковой скоростью, посадочными шасси, затупленной носовой частью. Отделяют многоразовый модуль от невозвращаемой части в перпендикулярном направлении плоскости траектории полета, осуществляют свободное падение многоразового модуля, открывают пару закрылков нижней и верхней поверхностей крыла и удерживают их в открытом положении до достижения требуемой скорости, изменяют положения стабилизаторов для корректировки этапа полета, закрывают пару закрылков нижней и верхней поверхностей крыла для образования единого закрылка, устанавливают закрылки верхней и нижней поверхностей крыла для создания отклоняющего момента, запускают тяговые двигатели, осуществляют крейсерский полет к месту запуска, осуществляют автоматическое выруливание и торможение для посадки. Изобретение позволяет выводить полезную нагрузку с использованием любых типов ракет-носителей. 4 н. и 14 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к конструкциям космических ракет и способам их посадки на землю. Космическая ракета содержит ракетный двигатель и полезную нагрузку, при этом многоразовый аппарат имеет форму оживального конуса с затупленной жаропрочной частью в основании конуса, а рули, или пилоны, или двигатели присоединены к полезной нагрузке управляемым отсоединяемым креплением. Космическая ракета содержит многоразовую полезную нагрузку, имеющую крылья, служащие в сложенном состоянии крышками грузового отсека. Грузовой люк с одной стороны полезной нагрузки закрывается двумя движущимися навстречу крышками, поворачивающимися относительно осей, пересекающихся с продольной осью и служащих крыльями. Способ посадки ракеты заключается в том, что она совершает посадку в воду в положении «конусом вниз», при этом внутри полезной нагрузки перед посадкой поднимается давление газа, в частности, испарением воды. Достигается улучшение управляемости многоразовой полезной нагрузкой при посадке. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетах космического назначения лёгкого класса (РКН ЛК). РКН ЛК на нетоксичных компонентах топлива с высокой степенью заводской готовности к пусковым операциям с определенным составом, весогабаритными и техническими параметрами, необходимыми для осуществления авиационной транспортировки полностью собранной и испытанной в заводских условиях РКН ЛК, содержит спасаемые ракетный блок или двигательную установку первой ступени, воздушно-космическую парашютную систему. Изобретение позволяет сократить время предстартовой подготовки РКН ЛК к пуску. 5 ил.

Группа изобретений относится к ракетной технике и может быть применена для многоразовых возвращаемых ракетно-космический систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере. Возвращаемая ступень ракеты-носителя, содержащая фюзеляж, баки окислителя и горючего, крылья, жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) и не менее двух рулевых двигателей, в соответствии с изобретением к фюзеляжу прикреплены два боковых блока, в которых установлены газотурбинные двигатели (ГТД), которые имеют рулевой ракетный двигатель, установленный внутри выхлопного сопла, основную камеру сгорания и вспомогательный газогенератор, соединенный через коллектор смешения с основной камерой сгорания газоводом, а в верхней части боковых блоков выполнены воздухозаборники. В газоводе может быть установлен озонатор. Подвод окислителя и горючего к вспомогательному газогенератору может быть выполнен через дополнительный турбонасосный агрегат (ТНА), в состав которого входит электрогенератор. Озонатор может быть установлен внутри основной камеры сгорания непосредственно перед коллектором смешения. Газотурбинный двигатель содержит перед основной камерой сгорания кольцевой коллектор, с которым соединен газовод, а полость кольцевого коллектора сообщается с воздушным трактом отверстиями или патрубками. Газотурбинный двигатель содержит перед основной камерой сгорания соединенный с газоводом кольцевой перфорированный коллектор, установленный внутри воздушного тракта. Газотурбинный двигатель содержит перед основной камерой сгорания кольцевой коллектор. Газотурбинные двигатели могут быть оборудованы соплом с управляемым вектором тяги. Рассмотрен способ работы возвращаемой ступени ракеты-носителя, включающий ее разгон на активном участке траектории при помощи ЖРД и управление при помощи рулевых двигателей и возвращение при помощи двух ГТД, при этом ГТД запускают в разреженных слоях атмосферы, используя вспомогательные газогенераторы, работающие с избытком окислителя и компенсирующие нехватку атмосферного воздуха для работы ГТД, генераторный газ перед подачей в основную камеру сгорания озонируют, а при полете в плотных слоях атмосферы вспомогательные газогенераторы выключают. Рассмотрен газотурбинный двигатель, содержащий компрессор, основную камеру сгорания, турбину и выхлопное сопло, при этом он содержит рулевой ракетный двигатель, установленный внутри выхлопного сопла, основную камеру сгорания и вспомогательный газогенератор, соединенный газоводом через коллектор смешения с основной камерой сгорания газоводом. В газоводе может быть установлен озонатор. В коллекторе смешения установлен озонатор. В воздушном тракте между компрессором и основной камерой сгорания установлен озонатор. Озонатор может содержит два кольцевых электрода, выполненные коаксиально по обе стороны от коллектора смешения. Изобретение обеспечивает улучшение стартовых характеристик ракеты-носителя и упрощение системы управления по углам тангажа, рыскания и крена и обеспечение ее работоспособности на любых высотах. 3 н. и 14 з.п. ф-лы, 22 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть применено для многоразовых возвращаемых ракетно-космических систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере. Возвращаемая ступень ракеты-носителя, содержащая фюзеляж, баки окислителя и горючего, крылья и по меньшей мере один жидкостный ракетный двигатель, согласно изобретению к фюзеляжу прикреплены четыре боковых блока, в которых установлены газотурбинные двигатели и баки окислителя, все газотурбинные двигатели имеют сопло с управляемым вектором тяги, основную камеру сгорания и газогенератор, соединенный с основной камерой сгорания, в верхней части боковых блоков выполнены воздухозаборники. Газотурбинный двигатель содержит перед основной камерой сгорания кольцевой коллектор, с которым соединен газовод, а полость кольцевого коллектора сообщается с воздушным трактом отверстиями или патрубками. Кольцевой коллектор выполнен перфорированным и установлен внутри воздушного тракта. Основная камера сгорания и газогенератор содержат по меньшей мере по одному запальному устройству. Газогенератор соединен трубопроводами окислителя и горючего с турбонасосным агрегатом, имеющим насосы горючего, окислителя и турбину. Возвращаемая ступень ракеты-носителя содержит блоки сопел крена, установленные на боковых блоках и соединенные трубопроводами с газоводом одного или нескольких жидкостных ракетных двигателей. Изобретение обеспечивает улучшение стартовых характеристик ракеты-носителя и упрощение системы управления по углам тангажа, рыскания и крена. 7 з.п. ф-лы, 19 ил.

Группа изобретений относится к многоразовым возвращаемым ракетно-космическим системам, способным совершать пилотируемый полет в атмосфере. Способ работы возвращаемой ступени ракеты-носителя включает ее разгон на активном участке траектории при помощи ЖРД, управление при помощи рулевых камер и возвращение при помощи двух ГТД. ГТД запускают в разреженных слоях атмосферы, используя вспомогательный газогенератор для компенсации нехватки атмосферного воздуха для работы ГТД. Возвращаемая ступень ракеты-носителя содержит фюзеляж, баки окислителя и горючего, крылья и по меньшей мере один жидкостный ракетный двигатель. К фюзеляжу прикреплены два боковых блока с ГТД. В верхней части боковых блоков выполнены воздухозаборники. ГТД может содержать перед основной камерой сгорания кольцевой коллектор. Основная камера сгорания может содержать по меньшей мере одно запальное устройство. ГТД могут быть оборудованы соплом с управляемым вектором тяги. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение повышения надежности возвращения ступеней и работоспособности ГТД на больших высотах. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 18 ил.

Группа изобретений относится к многоразовым возвращаемым ракетно-космическим системам, способным совершать пилотируемый полет в атмосфере. Возвращаемая ступень ракеты-носителя содержит фюзеляж, баки окислителя и горючего, крылья и по меньшей мере один ЖРД и не менее двух рулевых двигателей. К фюзеляжу прикреплены два боковых блока с ГТД. Внутри основной камеры сгорания непосредственно перед коллектором смешения может быть установлен озонатор. Основная камера сгорания может содержать по меньшей мере одно запальное устройство. Способ работы возвращаемой ступени ракеты-носителя включает ее разгон на активном участке траектории при помощи ЖРД, управление при помощи рулевых двигателей и возвращение при помощи двух ГТД. ГТД запускают в разреженных слоях атмосферы, используя вспомогательные газогенераторы, работающие с избытком окислителя и компенсирующие нехватку атмосферного воздуха для работы ГТД. Генераторный газ перед подачей в основную камеру сгорания озонируют. При полете в плотных слоях атмосферы вспомогательные газогенераторы выключают. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение надежной работы возвращаемой ступени и работы ГТД на больших высотах. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 22 ил.

Группа изобретений относится к ракетной технике и может быть применена для многоразовых возвращаемых ракетно-космический систем. Возвращаемая ступень РН содержит фюзеляж, баки окислителя и горючего, крылья, по меньшей мере один ЖРД и не менее двух рулевых двигателей. К фюзеляжу прикреплены два боковых блока с ГТД и рулевым ракетным двигателем внутри выхлопного сопла ГТД. В верхней части боковых блоков выполнены воздухозаборники. ГТД может содержать перед основной камерой сгорания кольцевой перфорированный коллектор. ГТД могут быть оборудованы соплами с управляемым вектором тяги. Способ работы возвращаемой ступени РН включает разгон на активном участке траектории при помощи ЖРД, управление при помощи рулевых двигателей и возвращение при помощи двух ГТД. ГТД запускают в разреженных слоях атмосферы, используя вспомогательные газогенераторы, работающие с избытком окислителя и компенсирующие нехватку атмосферного воздуха. Генераторный газ перед подачей в основную камеру сгорания озонируют. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение работоспособности ГТД на больших высотах. 3 н. и 14 з.п. ф-лы, 22 ил.

Группа изобретений относится к методам и средствам доставки негабаритных грузов (НГ) в космос и их возвращения на поверхность небесного тела. Выводимый НГ опоясывают ступенями носителей торообразной формы, повторяющей очертания НГ. Ракетные двигатели ступеней создают тягу, равномерную по экватору торов. Обтекатель НГ и другие оболочечные элементы (например, центральное тело нижней части ракетной системы носителя) выполняют по газоопорной схеме, используя (жаро)прочные ткани, пленки или фольгу. При наддуве оболочек гелием создается аэростатическая сила на участке полета в атмосфере. При использовании для спуска НГ капсул в форме «фары», на поверхности небесного тела могут быть созданы многокупольные объекты с общим внутренним пространством путем герметичного соединения капсул по вырезам их боковых стенок. Техническим результатом является расширение функциональных возможностей носителей НГ и снижение затрат, потребных для вывода в космос, эксплуатации и возвращения НГ. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в многоразовых ступенях ракет-носителей. Многоразовая возвращаемая ступень ракеты-носителя содержит прямое поворотное крыло с наклонной теплоизолированной стенкой и носком из жаропрочного материала в виде отдельных секций с возможностью свободного деформирования при нагреве, двигатели возврата, топливную систему с топливом для двигателей возврата, размещенную в передней части крыла, в носке крыла, по всему его размаху в отсеках, центральный отсек в передней части центроплана с функцией расходного бака. Изобретение позволяет повысить надёжность и уменьшить температурные деформации и напряжения, массу конструкции. 3 ил.

Наверх