Способ осуществления разгона ракет-носителей



Способ осуществления разгона ракет-носителей
Способ осуществления разгона ракет-носителей
Способ осуществления разгона ракет-носителей
Способ осуществления разгона ракет-носителей
Способ осуществления разгона ракет-носителей
Способ осуществления разгона ракет-носителей
Способ осуществления разгона ракет-носителей
Способ осуществления разгона ракет-носителей
Способ осуществления разгона ракет-носителей
Способ осуществления разгона ракет-носителей

 


Владельцы патента RU 2561154:

Корабельников Анатолий Тимофеевич (RU)
Корабельников Александр Тимофеевич (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для разгона ракет-носителей (РН). Осуществляют на активном участке траектории разгон РН путем продуцирования реактивных сил от действия ракетных двигателей, производят постоянное удаление пропорционально текущему общему массовому расходу компонентов ракетного топлива во внешнее пространство в виде стружки или порошка, становящихся излишними, избыточными и ненужными для осуществления дальнейшего полета частей баков для компонентов ракетного топлива. Изобретение позволяет увеличить скорость РН. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Предлагаемое техническое решение относится к ракетной технике, а именно к способам осуществления разгона ракет-носителей (в особенности их полезных нагрузок) на активных участках их траекторий.

Известен способ разгона ракет-носителей и их полезных нагрузок, в соответствии с которым придание им необходимых скоростей осуществляют с помощью мощных последовательно включаемых электромагнитов-ускорителей (см., например, книгу «Труды по ракетной технике», автор К.Э. Циолковский, Москва, изд-во «Оборонгиз», 1947 год, стр.118). Подробное современное описание см. в публикации «Космический старт с помощью модифицированной пушки Гаусса», автор Лапушкин А.Г., www.abifa.ru/conf/start/arhive/13/report/…/a_fbaw.html.

Недостатками этого способа являются высокая сложность технического осуществления и крайне высокие необходимые материальные и финансовые затраты, требующиеся для его реализации. (Именно поэтому указанный способ до сих пор нигде не осуществлен.)

Наиболее близким к заявляемому объекту является способ реактивного (ракетного) разгона ракет-носителей и их полезных нагрузок, в соответствии с которым необходимые усилия (тягу) создают за счет извержения продуктов сгорания компонентов ракетных топлив (КРТ), которые вводят в состав ракеты (см., например, книгу «Механика и теория относительности», автор А.Н. Матвеев, Москва, изд-во «Высшая школа», 1986 год, стр.211-212). Во всех современных ракетах-носителях используется именно и только указанный выше реактивный способ разгона (придания необходимой конечной скорости) их полезным нагрузкам.

Недостатком данного способа является невысокий массовый коэффициент (КМПД) полезного действия (МКПД), равный отношению массы (МПн) выводимой на нужную орбиту (траекторию) полезной нагрузки (ПН) к общей стартовой массе (М0) ракеты-носителя. Так, например, у лучшей (по КМПД) из современных ракет-носителей легкого и среднего классов - ракеты «Протон-М» - значение КМПД при выведении ПН на низкую околоземную орбиту равно всего 0,031 (3,1%). Наилучшее значение Кмпд было присуще советской ракете-носителю «Энергия» - КМПД=0,043 (4,3%). Указанные данные приведены в публикациях в Сети (соответственно): www.habrahabr.ru/sandbox/81929/ и www.vedomosti.ru/news/11032611/intervyu.

Целью предлагаемого технического решения является увеличение указанного массового коэффициента (КМПД) полезного действия (либо увеличение скоростей - при прежней массе полезной нагрузки, - достижение которых становится возможным при применении предложенного способа).

Указанная цель достигается за счет того, что при разгоне ракеты-носителя на активном участке траектории, который осуществляют путем продуцирования реактивных сил от действия ракетных двигателей, во время всего того промежутка времени, когда осуществляют разгон, производят постоянное удаление становящихся излишними, избыточными и ненужными для осуществления дальнейшего полета частей баков для компонентов ракетного топлива (в особенности их верхних, уже не несущих компонентов, частей) и излишних частей несущих элементов конструкции ракеты-носителя и сбрасывают их (например, в виде стружки или порошка) во внешнее пространство.

Развитие и усовершенствование способа достигают за счет того, что постоянное ежесекундное удаление становящейся излишней массы ракеты-носителя производят пропорционально текущему общему массовому расходу компонентов ракетного топлива.

Предложенный способ иллюстрируют фиг.1 и фиг.2.

Фиг.1 служит для конкретного пояснения сути предложенного способа. На ней приведен чертеж продольного разреза (вдоль продольной оси) ракеты-носителя.

На фиг.2 приведены зависимости для характеристических скоростей (Vx), достигаемых с помощью «классического» (традиционного, по способу-прототипу) и предложенного способов.

Для осуществления предлагаемого в состав ракеты-носителя (см. фиг.1; на чертеже изображен - чтобы не загромождать его излишними и ненужными в данном случае деталями - только один бак), включающей в свой состав блок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) 1, блок полезной нагрузки (ПН) 2, баки с КРТ (на фиг.1 изображен лишь один из них - бак 3) и силовые несущие элементы 4 и 5 (общее число их может быть равно также 3 или 4), вводят кольцевые (при цилиндрических баках) устройства (6) удаления излишних частей баков, по одному на каждый бак (на фиг.1 изображено только одно из них - устройство 6), скрепленные с подвижными, перемещающимися к блоку 1 по мере опорожнения баков, верхними днищами баков (на фиг.1 изображено одно из них - днище 7 для бака 3) и опирающиеся на кольцевые (по форме баков) опоры-уплотнители 8 (на фиг.1 изображено только одно из них), и устройства 9 и 10, служащие для удаления излишней массы верхних частей соответственно силовых несущих элементов 4 и 5. При необходимости в баках дополнительно размещают (для дополнительной герметизации) легкие оболочки 11 из прочного, эластичного и легко деформирующегося материала, внутри которых находятся запасы КРТ 12.

Верхние (подвижные) днища (7) и кольцевые (по форме баков) уплотнения 8 предназначены для герметизации баков.

Кольцевые (при цилиндрических баках) скользящие уплотнители-герметизаторы (8) выполняют при этом и роль направляющих в соответствующих баках КРТ при перемещении вниз соответствующих верхних днищ баков 7 и скрепленных с ними устройств удаления 6.

При осуществлении предлагаемого способа с помощью устройства 6 удаляют излишние (верхние) части бака 3 и выбрасывают их в виде стружки или мелкого порошка наружу. При этом образуется кольцевое облако (облако сброса) 13. Аналогично - и для иных баков.

Также при осуществлении предлагаемого способа с помощью устройств 9 и 10 удаляют излишние (верхние) части несущих силовых элементов соответственно 4 и 5 и выбрасывают эти излишки в виде стружки или мелкого порошка наружу. При этом образуется струи (струи сброса) соответственно 14 и 15. Устройства 9 и 10 скрепляют с блоком полезной нагрузки 2.

Примеры осуществления способа

Пример 1. При осуществлении предложенного способа в процессе разгона на активном участке траектории верхние части баков (на чертеже изображен - чтобы не загромождать его излишними и ненужными в данном случае деталями - только один бак) - по мере их опорожнения - становятся излишними, а их массы лишь препятствуют более эффективному разгону ракеты-носителя. Поэтому в соответствии с предлагаемым способом сразу после начала активного участка траектории производят (осуществляют) постоянное (в течение всего активного участка траектории) удаление становящихся избыточными (и даже вредными и уже ненужными) частей элементов конструкции: верхних частей баков и верхних частей несущих силовых элементов.

По мере опорожнения баков блок полезной нагрузки смещают вниз и приближают его к блоку ракетных двигателей.

Темп удаления (общую ежесекундную массу М ˙ у д . всех удаляемых в данную секунду элементов ракеты-носителя) устанавливают пропорциональным общему текущему секундному расходу ( m ˙ T ) всех расходуемых компонентов ракетного топлива (КРТ):

где k - коэффициент пропорциональности.

При этом величину указанного коэффициента пропорциональности k определяют по формуле:

где: Мудал.общ - значение общей (т.е. начальной) массы удаляемых за весь отрезок активного участка траектории (данной ступени) частей и элементов топливных баков и силовых (несущих) конструкций;

МТН - общая начальная (стартовая) масса всех заправленных в данную (действующую на данном активном участке траектории) ступень ракеты-носителя КРТ.

Пример 2. Разгон ракеты-носителя (его ступеней) осуществляют за счет создания реактивных сил на активном участке траектории и при этом производят удаление становящихся излишними элементов баков для КРТ, но указанное удаление осуществляют пропорционально текущему (мгновенному) значению перегрузок (ускорения) в текущий момент времени.

Пример 3. Разгон ракеты-носителя (его ступеней) осуществляют за счет создания реактивных сил на активном участке траектории и при этом производят удаление становящихся излишними элементов баков для КРТ, но указанное удаление осуществляют по рассчитанной заранее программе, определяемой задачами и целями данного конкретного старта. При этом в процессе разгона программу корректируют в соответствии с текущими параметрами активного участка траектории.

Пример 4. Баки ракеты-носителя выполнены несущими. В этом случае в ее конструкции отсутствуют элементы 4, 5, 9 и 10 (указанные на фиг.1). В полете осуществляют механическое удаление лишь только излишних частей баков - при этом указанные части измельчают в мелкую стружку или в мелкие порошкообразные крупицы - а затем выбрасывают их во внешнее пространство.

Пример 5. Удаление указанных избыточных масс конструкции на активном участке траектории осуществляют последовательно в процессе действия каждой ступени многоступенчатой ракеты-носителя.

Для доказательства достижения с помощью предложенного способа заявленной цели ниже приведен вывод формулы для вычисления конечных (характеристических) скоростей (Vx), с помощью которой и может производиться оценка эффективности предложенного. Следует отметить, что в рассматриваемом случае формула Циолковского неприменима.

При этом примем, что секундное, текущее (в данный момент времени) общее значение удаляемой массы ( М ˙ у д . ) и всех баков и (если баки не являются несущими) частей несущих элементов конструкции пропорционально общему текущему секундному расходу ( m ˙ T ) всех расходуемых компонентов ракетного топлива (КРТ):

где k - указанный выше коэффициент пропорциональности.

Это означает, что:

где: Мудал.общудал.начальн - соответственно общая, удаляемая за все время разгона данной ступени ракеты-носителя, масса и общая начальная, удаляемая в процессе полета, масса данной ступени ракеты-носителя (они, по определению, одинаковы);

МТН - общая начальная масса всех КРТ данной ступени.

Используя формулу (37.9) из книги «Механика и теория относительности», автор А.Н. Матвеев, Москва, изд-во «Высшая школа», 1986 год, стр.212, запишем:

где: М - текущее (мгновенное) значение массы всей ракеты-носителя;

u - скорость истечения продуктов сгорания;

v и t - текущие значения скорости и времени полета соответственно.

где: МТОПЛ.тек - текущее значение массы КРТ данной ступени (в момент времени t; отсчет времени осуществляют с момента начала активного участка действующей ступени);

Мудал.тек - текущее значение массы удаляемых элементов конструкции;

М0 - общая стартовая масса ракеты-носителя;

МПН - масса полезной нагрузки;

МРД - масса всех ракетных двигателей данной ступени;

МК.ОСТ - масса остаточной части конструкции ступени, т.е. тех ее частей, которые не удаляют при осуществлении предложенного способа (днищ баков, локальных систем управления и т.п.);

МОСТ - остаточная масса ракеты-носителя после окончания действия данной ступени (при этом для многоступенчатых ракет-носителей в состав полезной нагрузки (МПН) включают и массу всех вышерасположенных ступеней).

Следует особо отметить, что ввиду того, что механическим путем удаляемая в процесс разгона и ставшая избыточной масса не вносит никакого вклада в создание реактивных сил, то слагаемое m ˙ T k t не должно входить в правую часть формулы (3).

Подставляя (с учетом вышесказанного) значения из (6) в (3), получаем:

Разделяя переменные, получаем:

Характеристическая скорость Vx (для данной, работающей на данном этапе разгона, ступени) достигается при полном исчерпании всех запасов топлива в данной ступени ракеты-носителя и поэтому момент tкон его (топлива) исчерпания определяется (в общем случае) следующим образом:

Интегрируя (11), получаем:

Здесь v0 начальная скорость ракеты-носителя или ее текущей (работающей на данном этапе разгона) ступени.

Для одноступенчатых ракет и для первых ступеней многоступенчатых ракет-носителей при старте с Земли (при v0=0) формула (12) приобретет вид:

Для осуществления сравнения заявленного способа и способа-прототипа формула Циолковского должна быть преобразована к следующему виду:

где vЦ - характеристическая скорость (при v0=0), достигаемая в соответствии со способом-прототипом.

На фиг.2 приведены графики зависимостей, vx0 (вычисляется по формуле (12а)) и vЦ. (вычисляется по приведенной выше модифицированной формуле Циолковского) от параметра k. Этот параметр определяется степенью совершенства конструкций ракет-носителей. Зависимости vx0 от к соответствует непрерывная кривая, а зависимости vЦ от k - штриховая кривая. При этом было принято, что МОСТ=21 тонне, МТН=120 тоннам, u=4600 метрам в секунду.

В результате сравнения указанных графиков следует сделать следующие выводы:

1) предложенный способ существенно эффективнее способа-прототипа;

2) предложенный способ, при использовании только одноступенчатой ракеты-носителя, на которой используются лишь только жидкий водород и жидкий кислород, позволяет выводить полезные нагрузки на низкие околоземные орбиты;

3) предложенный способ позволяет обеспечить достижение либо не менее чем на 20-30% более высокие значения массового коэффициента (КМПД) полезного действия, либо не менее чем на 20-30% более высокие значения характеристических скоростей vx;

4) в частности, достижение vx0, равной 8100 метрам в секунду, обеспечивается при использовании предложенного способа при k=0,15 (т.е. при массе баков для КРТ, составляющей 15% от массы топлива), а вот для достижения того же значения vx0 при использовании способа-прототипа необходимо, чтобы - при всех остальных неизменных параметрах - масса баков с КРТ была бы равна 3,3% от общей массы топлива, что при современном уровне развития материаловедения просто невозможно.

Итак, предложенный способ позволяет создавать одноступенчатые ракеты-носители, выводящие полезные нагрузки сразу на низкие околоземные орбиты, причем - со значительными массами.

Так, например, возможно использование в качестве единственного разгонного блока такой одноступенчатой ракеты-носителя блока Ц, от разработанной в СССР ракеты-носителя «Вулкан» (см. книгу «Триумф и трагедия “Энергии”», автор - ее главный конструктор Б.И. Губанов, том 3, глава «Перспективный ряд ракет-носителей», раздел, посвященный ракете «Вулкан»; страница не указывается, так как был использован электронно-цифровой вариант книги, свободно распространяемый в Сети). Этот блок (без 8 боковых блоков А) необходимо лишь дооборудовать еще четырьмя ракетными двигателями (желательно, усовершенствованными, разработанными в конце 80-х годов, а не теми, которые использовались в летных образцах ракеты-носителя «Энергия») РД-0120, что необходимо для обеспечения превышения суммарной стартовой тяги от всех восьми РД-0120 стартового веса такой ракеты-носителя.

Усовершенствованный РД-0120 (см. статью «О маршевом кислородно-водородном двигателе РД-0120» на www.buran.ru/htm/11-3.htm) имеет следующие характеристики: тяга у земли - 224 тонны; тяга в вакууме - 230 тонн; удельный импульс у земли - 443 с; удельный импульс в вакууме - 460,5 с.

Стартовая масса указанного (разработанного) блока Ц - 934 тонны; масса конструкции - 89,7 тонн; рабочий запас топлива - 832 тонны (713 тонн жидкого кислорода и 119 тонн жидкого водорода).

При предлагаемой модернизации блока Ц - с учетом массы 4 дополнительных РД-0120 и с учетом и того, что при этом при использовании предложенного способа будет реализовано значение k=0,15 (это заведомо завышенная его величина), и того, что масса узлов (устройств) для удаления и сброса избыточной массы и донных частей баков будет равна, например, 12 тоннам (МК.ОСТ=12) - общая начальная масса модернизированного блока Ц (без топлива) составит 164,8 тонн; масса его после окончания разгона будет равна 40 тоннам.

В итоге общая стартовая масса (заправленного КРТ) модернизированного блока Ц (без блока полезной нагрузки) станет равной 996,8 тоннам.

Значение vx0 назначим равным 8000 метрам в секунду. Тогда при скорости истечения продуктов сгорания (u), равной 4500 метрам в секунду, доставляемая при использовании предложенного способа на необходимую траекторию масса полезной нагрузки будет равна 102,278 тоннам, а значение массового коэффициента полезного действия (КМПД) будет равно 0,093 (что более чем в 2 раза больше, чем у ракеты-носителя «Энергия», и в 3 раза больше, чем у «Протона-М»).

Предложенный способ позволяет существенно (по самым грубым оценкам, примерно в 2 раза) уменьшить стоимость космических запусков и, следовательно, существенно снизить удельную стоимость выведения в космос одного килограмма полезного груза.

1. Способ разгона ракеты-носителя на активном участке ее траектории, заключающийся в том, что его осуществляют путем продуцирования реактивных сил от действия ракетных двигателей, во время всего того промежутка времени, когда осуществляют разгон, отличающийся тем, что на активном участке траектории производят постоянное удаление становящихся излишними, избыточными и ненужными для осуществления дальнейшего полета частей баков для компонентов ракетного топлива - в особенности их верхних, уже не несущих компонентов, частей - и излишних частей несущих элементов конструкции ракеты-носителя и сбрасывают их - например, в виде стружки или порошка - во внешнее пространство.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что постоянное ежесекундное удаление становящейся излишней массы ракеты-носителя производят пропорционально текущему общему массовому расходу компонентов ракетного топлива.



 

Похожие патенты:
Изобретение относится к средствам и методам управления траекторией движения космических объектов, в частности астероидов. Способ заключается в том, что на поверхность астероида локально наносят по меньшей мере одно вещество в твердом или жидком состоянии.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в разгонных блоках ракет-носителей (РН). Ракетный криогенный разгонный блок (РБ), выполненный по тандемной схеме, содержит бак горючего с приборным отсеком и переходной системой для крепления космического аппарата, бак окислителя (БО), проставку межбаковую, маршевый двигатель (МД) РБ, промежуточный отсек, систему пожаровзрывопредупреждения, средства обеспечения теплового режима с блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием и разделяемых подводящих трубопроводов, коллекторы продувки застойных зон и обеспеспечения теплового режима зоны и аппаратуры РБ, разделительную мембрану, сбрасываемый головной обтекатель (ГО) с окнами сброса системы пожаровзрывопредупреждения и средств обеспечения теплового режима газов продувки зоны РБ, дополнительной теплоизоляцией зоны РБ, частью разделяемых подводящих труб коллекторов с разъемными стыками и блоком разъемных соединений связи с наземным оборудованием, межбаковой проставкой, сопряженной с межбаковой фермой для крепления БО с МД и сопряженной с верхней проставкой отделяемого промежуточного отсека с узлами соединения и разделения с РН и ГО.

Изобретение относится к способам управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения на стартовой позиции. Способ включает зажигание топлива в камерах сгорания двигателей, выход на режим предварительной ступени, проверку работоспособности на этом режиме и выдачу команды на перевод тяги всех двигателей на главную ступень.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для защиты хвостовых отсеков ракет-носителей от газодинамического воздействия струй работающих жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Группа изобретений относится к ионному двигателю (ИД) для космического аппарата и способу его эксплуатации. ИД (1) включает в себя ионизационную камеру (2) с высокочастотным генератором (4) ионизирующего электромагнитного поля.

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 системе хранения криогенной жидкости, в частности, для двигательной установки космического аппарата. Система содержит по меньшей мере один резервуар (1А) для жидкости и внешнюю оболочку (1В), отделенную от резервуара (1А) вакуумным пространством.

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 пневмогидравлической системе подачи компонентов топлива реактивной двигательной установки космического аппарата. Топливный бак содержит герметичный корпус, выполненный из двух полусфер с входным и выходным штуцерами и элементами внешнего крепления.

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.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для управления выведением ракеты космического назначения. Устройство для управления выведением ракеты космического назначения содержит систему управления и навигации, газореактивные сопла, систему газификации с автономным газогенератором с мембранной системой подачи компонентов топлива, возбудителями акустических колебаний, магистрали подачи продуктов газификации, соединенные через управляемые заслонки с системой подачи топлива в соответствующие газогенераторы. Изобретение позволяет снизить массу активной бортовой системы спуска отработанной ступени. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к двигательным установкам космических аппаратов и разгонных блоков. Модульная двигательная установка малой тяги содержит силовые рамы с закрепленными на них сферическими топливными баками с осями, имеющими наклон к оси установки, и деформируемыми металлическими перегородками, разделяющими их на жидкостные и газовые полости, емкости для хранения сжатого газа, жидкостные реактивные двигатели ориентации и стабилизации, корректирующе-тормозной реактивный двигатель, агрегаты автоматики и управления, трубопроводы, соединяющие между собой элементы системы, закрепленные на силовых рамах. Устройство образовано из трех автономных модулей - модуля топливных баков, модуля системы наддува и корректирующего тормозного реактивного двигателя, модуля двигателей ориентации и стабилизации. Первый и второй модули соединены между собой пневмомагистралями и гидромагистралями, в которых установлены мембраны прорыва и разъемные соединения. Техническим результатом изобретения является расширение эксплуатационных возможностей, повышение надежности работы двигательной установки и обеспечение безопасности работ при обслуживании. 6 ил.

Изобретение относится к двигательным установкам (ДУ) малой тяги для коррекции орбит космических аппаратов (КА). ДУ содержит размещенные друг над другом ускорители плазмы (УП) с ускоряющими электродами: катодом (3) и анодом (4), а также узлами подачи рабочего тела: шашек (7), снабженных пружинными толкателями (8). Для инициирования плазмообразующего разряда служат электроды (9) в отверстии катода (3). Между электродами (3, 4) выполнен торцевой керамический изолятор (ТКИ). С электродами связан через анодную и катодную шины (на панели (15)) блок (13) накопительных конденсаторов (14). Отвод тепла от УП осуществляется тепловыми трубами (ТТ). Испарительная часть (22) ТТ примыкает к электродам (3, 4) и ТКИ, а конденсационная часть (23) ТТ закреплена на раме крепления ДУ к корпусу КА. В окне этой рамы размещена теплонапряженная плоская стенка блока питания и управления. Техническим результатом изобретения является повышение надежности и тяговой эффективности ДУ за счет улучшенной системы теплоотвода. 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в бесконтактной транспортировке космических объектов (КО) на разных орбитах. Выводят на исходную расчетную орбиту космический аппарат (КА) с ионной пушкой с газоразрядной камерой с плоским индуктором для возбуждения индукционного высокочастотного электрического разряда, двигательной установкой в виде электрического ракетного двигателя (ЭРД), шарнирным механизмом со штангами и шарнирами или виде карданного шарнира для перемещения ЭРД в плоскости, ортогональной оси, проходящей через центр масс КА в направлении вектора тяги ионной пушки, сближают и ориентируют КА относительно транспортируемого КО с помощью изменения направления вектора тяги и точки приложения вектора тяги перемещаемого ЭРД, измеряют координаты транспортируемого КО и расстояние между КА и транспортируемым КО, воздействуют на поверхность транспортируемого КО квазинейтральным ионным пучком с помощью ионной пушки, производят динамическую компенсацию возмущающих сил и моментов, действующих на КА, производят динамическую ориентацию КА относительно транспортируемого КО, перемещают транспортируемый КО на орбиту захоронения, осуществляют перемещение КА по спиральной траектории на орбиту следующего транспортируемого КО. Изобретение позволяет повысить эффективность бесконтактной транспортировки КО. 13 з.п. ф-лы, 10 ил.

Группа изобретений относится к авиационно-космической технике и может быть использована для осуществления полетов в атмосфере и космическом пространстве, при взлёте с Земли и возвращении на неё. Аэрокосмический самолёт (АКС) выполнен по аэродинамической схеме «утка-бесхвостка». Носовые плоскости и крылья образуют совместно с фюзеляжем дельтообразную несущую поверхность. Ядерный ракетный двигатель (ЯРД) содержит теплообменную камеру, состыкованную с ядерным реактором через радиационную защиту. В качестве рабочего тела используется (частично) атмосфера, сжижаемая бортовыми установками ожижения. Питающие и охлаждающие бортовые турбоагрегаты и турбоэлектрогенераторы, а также управляющие реактивные двигатели подключены к теплообменной камере с возможностью работы непосредственно на маршевом рабочем теле. При отключенном маршевом сопле в ЯРД предусмотрено специальное запорное устройство. В долговременных аэрокосмических полетах АКС периодически дозаправляется сжижаемой атмосферной средой. Техническим результатом группы изобретений является повышение эффективности АКС с ЯРД за счет повышения их тяговооруженности и термодинамического качества при обеспечении устойчивости и управляемости полета. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к электроракетным двигательным системам космических аппаратов (RF). Система содержит несколько независимо управляемых двигателей, например, ионных ускорителей (TW1, TW2, TW3). Анодные системы (AN) отдельных ускорителей подключены к общему высоковольтному генератору (HGO) или к резервному генератору (HGR). Образование плазмы в ионизационной камере (IK) обеспечивается подачей в неё нейтрального рабочего газа из резервуара (GQ) через управляемые клапаны (GV). Избирательной подачей газа обеспечивается управление величиной и направлением суммарной тяги двигателей. При отсутствии плазмы в камере ускоритель является высокоомным элементом своего контура. Техническим результатом изобретения является упрощение и повышение надежности двигательной системы данного типа. 13 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к авиакосмической технике и может быть использовано в летательных аппаратах (ЛА). ЛА содержит корпус, два жестко связанных с корпусом реактивных двигателя, блок управления, малоудлиненный расширенный амортизатор с прямоугольным основанием, увеличенные по вертикали два пружинных клапана с закругленными оконечностями, две плоские пластины. Изобретение позволяет повысить надёжность ЛА. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в двигателях космических объектов (КО). Капиллярная система хранения и отбора жидкости в ракетный двигатель КО содержит топливный бак с крышкой и нижним днищем, радиальные перфорированные перегородки, кронштейны, трубопровод с теплообменником, хомуты, коническую обечайку, гайку, стрежень с резьбой и площадкой, заборное устройство с корпусом в виде расположенных друг над другом и соединённых ребрами верхнего плоского кольца с внутренней кромкой, выполненной в виде утолщения с лабиринтными кольцевыми выступами, и нижнего кольца с центральными отверстиями или корпусом с большим конусом, переходящим в малый конус с расходным фланцем, накопителем капиллярного типа с капиллярной сеткой, теплообменником, тарелью в виде плоского кольца, конической обечайкой, дозирующим устройством, капиллярной сеткой, крепежными элементами, расходным клапаном, несущим диском с периферийными и центральным отверстиями и радиальными окнами, полой осью с верхней чашей с прорезами и нижней чашей с прорезями и площадкой. Изобретение позволяет повысить надежность двигательной установки (ДУ) КО, уменьшить массу ДУ КО. 2 н.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигателях космических объектов (КО). Система отбора жидкости в ракетный двигатель КО содержит бак с нижним днищем с приямком, расходным клапаном с дополнительной полостью, заборное устройство, крепежные элементы. Приямок выполнен в виде большой сферической оболочки, переходящей в малую сферическую оболочку с расходным фланцем, и содержит опорные площадки с полой сферой с приваренными ребрами, кронштейны, перфорированную сферическую оболочку. Заборное устройство содержит корпус в виде расположенных друг над другом верхнего плоского кольца и нижнего кольца с центральными отверстиями, размещенными на общей оси, ребра, втулки, фильтрующий элемент, выполненный двумя контурами, содержит кольцевую мелкоячеистую решетку, кольцевой сетчатый ловитель. Изобретение позволяет повысить надежность работы двигательной установки (ДУ) КО и уменьшить массу ДУ КО. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к космическим двигательным системам и может использоваться при создании в будущем орбитального заправочного комплекса (ОЗК) или лунной базы. Способ включает доставку на ОЗК воды и получение из неё электролизом водорода и кислорода. Эти газы предварительно охлаждают при контакте с холодной поверхностью ОЗК, затем компримируют и повторно охлаждают, сжижают дросселированием и собирают в виде жидких компонентов топлива. Процессы электролиза воды и компримирования осуществляют поочередно, пневматически изолируя электролизер от получаемых газов. При компримировании сначала сжимают водород электрохимическим способом, а затем этим водородом сжимают кислород. После сжижения кислорода использованный для его компримирования водород перед дросселированием охлаждают полученным жидким кислородом до температуры ниже температуры инверсии при данном давлении. Техническим результатом изобретения является повышение технологичности производства жидкого ракетного топлива, увеличение срока его хранения на ОЗК с повышением надежности и ресурса ОЗК в целом.
Наверх