Многоразовая возвращаемая ступень ракеты-носителя



Многоразовая возвращаемая ступень ракеты-носителя
Многоразовая возвращаемая ступень ракеты-носителя
Многоразовая возвращаемая ступень ракеты-носителя

 


Владельцы патента RU 2553402:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" (RU)

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.
Наверх