Космическая ракета /варианты/ и способ ее посадки



Космическая ракета /варианты/ и способ ее посадки
Космическая ракета /варианты/ и способ ее посадки

 


Владельцы патента RU 2568630:

Староверов Николай Евгеньевич (RU)

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 ракетам, преимущественно космическим и боевым стратегическим.

Известна космическая ракета, состоящая из двигателя/двигателей и полезной нагрузки, пат. №РФ 2233772. Однако некоторые конструктивные решения не являются оптимальными.

Задача и технический результат изобретения - экономия массы ракеты и спускаемого аппарата.

ВАРИАНТ 1. С изобретением бескорпусного бессоплового двигателя необходимость в многоразовых системах практически отпала, так как нечего спасать для повторного использования - нет ни дорогих корпусов ступеней ракет, нет сложных, мощных и дорогих жидкостных двигателей. А из одноразовых деталей - только простенький и маленький (примерно 0,3-0,5% от объема ракеты) бак для жидкого топлива вспомогательного двигателя и, возможно, тканевый обтекатель. Основной двигатель, состоящий на 99-99,9% из твердого ракетного топлива, как и положено топливу, сгорает (это еще одно достоинство такого двигателя - космос не загрязняется космическим «мусором»), сгорает также и топливо из рулежного бака или рулежного твердотопливного двигателя.

Но темнее менее, если полезная нагрузка возвращаемая, то сначала следует определиться с расположением многоразового аппарата. В данном изобретении предложена нетрадиционная для многоразовых аппаратов схема расположения: многоразовый аппарат имеет форму оживального конуса с затупленной жаропрочной частью в основании конуса (практически - форму снаряда). То есть в таком аппарате невозможно назвать, где - перед, где - зад. Аппарат взлетает острым концом вперед-вверх, хорошо обтекаясь аэродинамически (что, кстати, выгодно отличает его от «Шаттла», «Бурана» и прочих существующих и проектируемых аппаратов). В космосе «переда» и «зада», естественно - нет. А приземляется аппарат, выставив почти плоское термозащищенное основание конуса - своеобразный щит, и, желательно сменный (одноразовый). И вот из этих соображений ПГО (переднее горизонтальное оперение, выражаясь авиационной терминологией), удобно расположить в передней (по ходу полета ракеты) части полезной нагрузки. То есть при посадке оно станет ЗГО (задним горизонтальным оперением). Дело в том, что у аэродинамической схемы «Регрессивная флюгерная утка» по пат. №РФ 2410286 есть одна особенность - она одинаково хорошо работает при обтекании и «спереди», и «сзади» - цельноповоротное оперение, повинуясь команде датчика скольжения, просто поворачивается на 180 градусов и продолжает работать как ни в чем не бывало. Только управляющее воздействие надо поменять с «+» на «-«, что при электродистанционном управлении легко сделать с помощью тумблера.

То есть такой аппарат, если покрыть теплозащитным составом и пилоны-рули (например, пирографитом, модифицированным нейтронным облучением), будет легко управляться при спуске в условиях высоких температур по тангажу, крену и, оперируя тангажом и креном, - по направлению. Даже не нужен киль или его подобие. Хотя если применить трех- или четырех рулевое управление, то один или два из них как раз и будут килями. Аппарат может входить в атмосферу, нагреваться, а потом выходить из нее для того, чтобы остыть. И так несколько раз. Или, поставив два оперения немного ножницами, можно закрутить аппарат для стабилизации при спуске на «горячем» участке траектории.

ВАРИАНТ 2. У всех имеющихся и проектируемых многоразовых аппаратов предусмотрены крылья, причем не убирающиеся и не изменяемой геометрии. Это ухудшает обтекаемость и увеличивает массу аппарата. В предлагаемой ракете многоразовая полезная нагрузка (МКК) имеет крылья, служащие в сложенном состоянии крышками грузового отсека. Причем здесь возможны два подварианта:

ВАРИАНТ 2а. Ракета имеет грузовой люк с одной стороны полезной нагрузки, закрывающийся двумя движущимися навстречу крышками, поворачивающимися относительно осей, пересекающихся с продольной осью и служащих крыльями.

ВАРИАНТ 2б. Ракета имеет два грузовых люка напротив друг друга (то есть отсек сквозной), и каждый из них закрывается одной крышкой, поворачивающейся относительно оси, пересекающейся или перпендикулярной с продольной осью ракеты, и служащие крыльями. Крылья при этом становятся в непривычное положение - одно крыло - как верхнеплан, а другое - как низкоплан, но это при соответствующей доводке не помешает их устойчивой работе. Зато площадь крыла («крыльев», как неточно говорят неспециалисты) в этом подварианте увеличивается вдвое. Правда, чуть уменьшается жесткость фюзеляжа МКК.

Так как грузовой отсек при этом становится колодцем без дна, то если в нем есть что-то крупное, то оно привязывается к ложементам, а мелкие предметы убираются в запирающиеся шкафчики.

ВАРИАНТ 2в. Задний торец грузового отсека при этом тормозит набегающий поток, поэтому его части между створками закреплены с возможностью отклоняться внутрь отсека, а сам отсек закрывается шторкой из высокопрочного материала (например, из зайлона, дайнимы, спектры, вектрана, углеволокна).

ВАРИАНТ 3. Однако наименьшим «мертвым» грузом будет обладать парашютная система, имеющая нетрадиционное устройство мягкой посадки (см. отдельное изобретение «Система парашютной посадки»), сбрасываемый термозащитный тормозной щит и совершающая посадку в воду в положении «конусом вниз». Американцы - не дураки, что сажали свои «Аполлоны» в воду - так они сэкономили на ракетном устройстве мягкой посадки. Надо выбрать на акватории земного шара 2-3 места с малым судоходством и хорошей погодой и сажать корабли туда.

Для того чтобы конус не смялся ударом воды, перед посадкой надо поднять давление внутри МКК до 2,25 атмосферы (именно этот перепад организм человека может безболезненно перенести при неожиданной разгерметизации аппарата). Если человека внутри нет, то и больше. Причем давление можно поднять испарением воды, если спускаемая полезная нагрузка выдержит температуру около 150° С.

При посадке «конусом в воду» рули, кили, пилоны и тормозные двигатели оказываются в носовой части МКК и поэтому могут дестабилизировать вход в воду. Чтобы этого избежать, они должны быть сбрасываемыми, то есть присоединены к полезной нагрузке управляемым отсоединяемым креплением.

На фиг. 1 показан вариант посадки МКК на двух крыльях 1, составляющих одну верхнюю крышку грузового отсека корабля 2. Крылья показаны в разложенном состоянии с углом стреловидности около 85 градусов по передней кромке, флюгерная «утка» 3 повернута в обратную сторону и играет роль заднего V-образного оперения. Регулируя стреловидность крыльев, можно менять положение аэродинамического фокуса. На крыльях желательны элероны.

На фиг. 2 показана посадка парашютированием в воду, где 2 - МКК со сброшенным теплозащитным щитом.

Работает ракета по варианту 1 так: после выхода на орбиту МКК выполняет программу полета, затем тормозится и входит в атмосферу своим тупым концом. Снизив скорость ниже температурного барьера, выпускаются крылья 1, и МКК переходит в горизонтальный или снижающийся полет с последующей горизонтальной посадкой.

По варианту 3 МКК при посадке после отработки тормозных двигателей сбрасывает их в космосе. По мере снижения после уменьшения скорости ниже теплового барьера МКК делает кабрирование и сбрасывает теплозащитный щит и рули и кили. Затем выпускает парашют, желательно регулируемый, позволяющий плавно увеличивать усилие торможения от нуля до 100% (см. пат. №РФ 2343090), и приближается к воде. Перед входом в воду по команде радиовысотомера должно сработать устройство мягкой посадки (отдельное изобретение - заявка №2013136180), которое затормозит МКК до нулевой скорости за 1 м до воды, и затем будет опускать со скоростью 1-2 м/сек до соприкосновения с водой.

Предусмотрен нештатный случай - не сработала система мягкой посадки. Тогда МКК врежется в воду на сравнительно большой скорости. Но если космонавты будут находиться в противоперегрузочных устройствах, пат. №2400403, то они не пострадают. Останется лишь не дать им утонуть в разбитом МКК, для чего им следует воспользоваться индивидуальными дыхательными аппаратами и, конечно, организовать быструю помощь. Перед посадкой парашютированием противоперегрузочные устройства (кресла, ложементы) следует развернуть на 180 градусов из взлетного положения в посадочное (в невесомости это нетрудно).

1. Космическая ракета, содержащая ракетный двигатель и полезную нагрузку, отличающаяся тем, что 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.

2. Космическая ракета, содержащая ракетный двигатель и полезную нагрузку, отличающаяся тем, что многоразовая полезная нагрузка имеет крылья, служащие в сложенном состоянии крышками грузового отсека.

3. Ракета по п. 2, отличающаяся тем, что имеет грузовой люк с одной стороны полезной нагрузки, закрывающийся двумя движущимися навстречу крышками, поворачивающимися относительно осей, пересекающихся с продольной осью и служащих крыльями.

4. Ракета по п. 2, отличающаяся тем, что содержит два грузовых люка напротив друг друга, и каждый из них закрывается одной крышкой, поворачивающейся относительно оси, пересекающейся или перпендикулярной с продольной осью ракеты, и служащих крыльями.

5. Ракета по п. 2, отличающаяся тем, что части заднего торца грузового отсека между створками закреплены с возможностью отклоняться внутрь отсека, а сам отсек закрывается шторкой из высокопрочного материала.

6. Способ посадки ракеты, отличающийся тем, что она совершает посадку в воду в положении «конусом вниз».

7. Способ по п. 6, отличающийся тем, что внутри полезной нагрузки перед посадкой поднимается давление газа, в частности, испарением воды.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к управлению движением связанных тросом космических объектов. Способ включает расстыковку указанных объектов с сообщением спускаемому аппарату (СА) начальной скорости расхождения против вектора орбитальной скорости.

Изобретение относится к космонавтике, в частности к области управления космическими аппаратами (КА). Бортовыми средствами аппарата определяются координаты включения двигательной установки, величины и ориентации импульсов характеристической скорости КА.

Изобретение относится к управлению космическим аппаратом (КА) на внеатмосферном участке его схода с орбиты искусственного спутника Земли (ИСЗ). Способ заключается в двукратном включении реактивной двигательной установки КА: на орбите ИСЗ и при входе КА в атмосферу Земли.

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.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при спуске в атмосфере космического аппарата (КА). Осуществляют вход КА в атмосферу с максимальным значением эффективного аэродинамического качества, измеряют текущие значения параметров движения КА в процессе его спуска в атмосфере, уменьшают текущую скорость движения КА до значения скорости входа КА в атмосферу, устанавливают текущие значения балансировочного аэродинамического качества КА в зависимости от параметров движения КА в процессе его спуска в атмосфере, управляют в зависимости от параметров движения КА на изовысотном участке балансировочным аэродинамическим качеством и углом крена, осуществляют сход КА с изовысотного участка и дальнейший его полет в атмосфере с максимальным значением аэродинамического качества и нулевым углом крена.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в посадочных устройствах (ПУ) космических аппаратов (КА). ПУ КА содержит стойку, состоящую из стакана с внутренним амортизирующим элементом, соединенного с цилиндрическим шарниром и телескопически с подвижным штоком, сферический шарнир, опорную тарель, закрепленные без слабины два троса из сверхвысокомодульного материала, ограничивающие угловое перемещение опоры и взведение ее в исходное положение, механизм, допускающий односторонний поворот опоры.

Изобретение относится к авиакосмической технике и может быть использовано при мягкой посадке летательного аппарата (ЛА). Спускают и приземляют ЛА с помощью парашютно-реактивной системы, измеряют скорость и направление ветрового сноса ЛА, рассчитывают уровень тяги ракетного двигателя твердого топлива обнуления ветрового сноса (РДТТ ОВС), включают не менее одного многосоплового РДТТ ОВС с фиксированной массой, геометрией топливного заряда и осями сопел в плоскости поперечного сечения ЛА, разворачивают ЛА к моменту касания земли базовой плоскостью.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в отделяемых ракетных двигателях (ОРД). Устройство торможения ОРД содержит парашют в контейнере в виде тонкостенной трубы с заглушкой, пирозамедлитель, пороховую навеску, канат для соединения ОРД и поршня со стропами парашюта, узел фиксации парашюта в виде срезного элемента, пенал.

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере планеты путем регулирования его аэродинамического качества (АК). На начальном участке полета скорость КА в атмосфере увеличивается (КА движется к условному перицентру орбиты).

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере планеты путем регулирования его аэродинамического качества (АК). Способ заключается в выборе условий переключения угла крена на нулевое значение, с обеспечением перевода КА с изотемпературного участка (ИТУ) спуска на рикошетирующую траекторию.

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.

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.

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 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 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