Ракета космического назначения легкого класса с высокой степенью заводской готовности к пусковым операциям и многоразовой первой ступенью



Ракета космического назначения легкого класса с высокой степенью заводской готовности к пусковым операциям и многоразовой первой ступенью
Ракета космического назначения легкого класса с высокой степенью заводской готовности к пусковым операциям и многоразовой первой ступенью
Ракета космического назначения легкого класса с высокой степенью заводской готовности к пусковым операциям и многоразовой первой ступенью
Ракета космического назначения легкого класса с высокой степенью заводской готовности к пусковым операциям и многоразовой первой ступенью
Ракета космического назначения легкого класса с высокой степенью заводской готовности к пусковым операциям и многоразовой первой ступенью

 


Владельцы патента RU 2571890:

Чижухин Владимир Николаевич (RU)

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.

 

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для решения задачи по созданию ракетоносителя легкого класса высокой заводской готовности (РКН ЛК ВЗГ) с многократным использованием ракетного блока первой ступени (РБ 1ст.). РКН ЛК обеспечивает выведение космических аппаратов легкого и сверхлегкого класса массой от 100 кг до 1500 кг на круговые орбиты с высотой Нкр от 200 км до 1500 км без ограничений по трассам запуска, с исключением районов падения РБ 1ст., при ее организованном спуске на воздушно-космической парашютной системе (ВКПС) с вертолетным подхватом или мягкой посадкой (патенты RU 113240 U1 и RU 2495802 С2 с приоритетом от 17.03.2011 г.).

Спасение РБ 1ст. для ее последующего многократного использования реализуется за счет парашютного спуска на ВКПС по всей траектории снижения с конечной скоростью не более 8 м/с, обеспечивающей вертолетный подхват или мягкую посадку на участках приземления. Спасение РБ 1ст. позволяет обеспечить ее комплектование многоразовыми ракетными двигателями и решать задачу многоразового использования ее модульной части в составе: баков, сухих отсеков, арматуры, коммутационных приборов и других элементов.

Проектные параметры РКН ЛК ВЗГ выбираются с учетом ограничений, накладываемых на траекторию активного участка работы РБ 1ст. условиями надежной работы ВКПС при вводе больших куполов на гиперзвуковых скоростях и температурного нагружения их элементов. При этом одновременно решается задача обеспечения энергетических характеристик РКН по выведению на заданные орбиты полезных грузов требуемой массы.

Интегральное решение данных задач для РКН ЛК ВЗГ определило их массогабаритные параметры, которые благоприятно сочетаются с тактико-техническими характеристиками (ТТХ) транспортных самолетов типа Ил-76-МДФ и АН-124-100 «Руслан».

Таким образом, обеспечивается воздушная транспортировка полностью собранной РКН ЛК ВЗГ с завода-изготовителя после ее комплексных приемо-сдаточных испытаний на космодром с непосредственной доставкой на стартовый комплекс для проведения работ только пускового цикла (2-3) дня. При этом исключается традиционный этап технологии подготовки РКН на техническом комплексе космодрома продолжительностью 10-15 дней.

В настоящее время все создаваемые и эксплуатируемые РН доставляются на космодромы железнодорожным или морским транспортом («Зенит - 3SL, «Союз-СТ» на ГКЦ-Куру) в течение длительного времени. Такая схема доставки, помимо дополнительной нагрузки при погрузке и выгрузке РН, подвергает ее элементы длительным циклическим нагрузкам при ж/д или морской транспортировке. После чего необходимо проведение полного комплекса проверочных электрических и пневмогидравлических испытаний и учета дополнительных коэффициентов безопасности при расчетах элементов конструкции РН на прочность для случаев ж/д транспортировки и погрузочно-перегрузочных работ.

В настоящее время широко применяется авиационная доставка космических аппаратов (КА) на космодромы. Кроме обеспечения оперативной доставки этот способ транспортировки реализует необходимые для оптимизации характеристик КА расчетные параметры нагружения.

РКН легкого класса с применением ВКПС характеризуется следующими параметрами.

Массогабаритные параметры РКН ЛК ВЗГ

Длина РКН≈24-28 м

Диаметр РКН≈2,7-3 м

Масса конструкции РКН≈13-15 т

Тактико-технические характеристики тяжелых транспортных самолетов:

ИЛ-76-МДФ

Масса транспортируемого полезного груза ≈56 т

Габаритные размеры погрузки фюзеляжа: длина - 24 м, диаметр - 3,4 м

Дальность полета с грузом 52 т не менее 5000 км.

Высота полета до 11 км.

АН-124-100

Масса транспортируемого полезного груза ≈120 т.

Габаритные размеры погрузки фюзеляжа: длина - 36 м, высота -4 м, ширина до 6,5 м.

Дальность полета с грузом 80 т не менее 7500 км. Высота полета до 11,6 км.

Оценка характеристик РКН ЛК ВЗГ и транспортных самолетов показывает, что гарантировано обеспечивается авиатранспортировка РКН с необходимым контрольным оборудованием на космодромы запуска (Аэродром «Юбиленый» космодрома «Байконур» обеспечивает прием указанных самолетов и обслуживание их по разгрузке и погрузке подобных массогабаритных грузов.)

Аналогами для спасаемого РБ 1ст. РКН ЛК ВЗГ являются:

спасаемые целиком РБ 1ст. массой 36 т РКН «Энергия» «Технический проект ОАО РКК «Энергия»;

спасаемые целиком РБ 1ст. массой 10 т РКН «Ангара» «Проектные проработки ГНП РКЦ им.Хруничева («Новости космонавтики» 2002 г. №3).

В указанных аналогах для выполнения основной задачи по парашютированию РБ 1ст. с высоты примерно 5 км применяется парашютная система из традиционных текстильных капроновых материалов с температурным диапазоном работы от -60°C до 60°C. Для обеспечения сохранности корпуса РБ 1ст., выполненного из тонколистового алюминиевого сплава, необходима его термоизоляция с элементами тепловой защиты, предохраняющей его от термодинамического воздействия набегающего потока и аэродинамическая стабилизация для обеспечения ориентированного входа в плотные слои атмосферы. Применение элементов тепловой защиты и аэродинамической стабилизации дополнительно к основной ПС спасения РБ 1ст. ухудшает весовое совершенство конструкции и, как следствие, уменьшает значение основного целевого параметра РКН - его энергетические возможности по массе выводимого на орбиту груза.

За счет применения различных элементов, каждый из которых выполняет свою узкую функцию, система спасения, в целом, имеет повышенную массу и габариты по сравнению с применяемой в заявляемой РКН ЛК ВЗГ - ВКПС. Снабженные ВКПС РБ первой ступени не нуждаются в дополнительной наружной теплоизоляции корпуса и средствах аэродинамической стабилизации, так как парашюты ВКПС выполнены из термостойких и термопрочных текстильных материалов, имеют рабочий диапазон температуры от -60°C до 1300°C и выполняют целевые функции на одних и тех же парашютах, как по стабилизации РБ сразу после отделения от РКН на высотах 60-80 км, так и по торможению на гиперзвуковых скоростях в разреженных верхних слоях атмосферы на восходящей и нисходящей частях траектории (уменьшения траекторного угла от +25° до -90°) с выходом на вертикальный спуск к высоте 40 км на дозвуковых скоростях и вертикальное снижение РБ 1ст. в течение примерно 30 минут до вертолетного подхвата или приземления его со скоростью не более 8 м/с (RU 113240 U1 и RU 2495802 C2 с приоритетом от 17.03.2011 г.).

Практический интервал времени для выхода вертолета в точку подхвата по схеме действия спасения РБ 1ст. РКН «Ангара» весьма мал и составляет не более 7 минут, что вызывает большие затруднения для экипажа вертолета подхвата по визуальному контакту и его выходу в точку подхвата.

Специалистами вертолетного завода им.Миля условия подхвата РБ 1ст для РКН ЛК с ВКПС: а именно вертикальная скорость не более 10 м/с на высоте 3 км, масса не более 5 т и, особенно, длительный временной интервал порядка 30-35 минут визуального сопровождения с высот порядка 30-40 км до высот вертолетного подхвата 2-3 км - оценены как параметры, однозначно обеспечивающие техническую реализацию режима подхвата на имеющихся серийных вертолетах МИ-8Т.

Малая скорость вертикального снижения позволяет применять отработанную технологию визуализации места положения объекта с маяком («трекером») систем геопозиционирования «ГЛОНАСС - GPS» с определением места положения РБ 1ст. - ВКПС в условиях ограниченной видимости вертолетного подхвата и наземного поиска.

Как вариант, возможно разделение РБ 1ст. после его отделения на двигательный отсек (ДО) и баковый отсек (БО) для уменьшения скорости и нагрузки на ВКПС при снижении наиболее дорогостоящей части - ДО. Менее ответственная часть - БО может снижаться с повышенной скоростью на однокупольной ВКПС меньшей площади. При таком раздельном спуске общая масса и площадь ВКПС также уменьшается.

Таким образом, сущность изобретения и достижение заявляемых отличий и преимуществ РКН ЛК ВЗГ по сравнению с указанными аналогами заключаются в следующем:

- спасение первой ступени или ее двигательной установки (ДУ) за счет применения системы спасения в составе РБ на базе ВКПС;

- создание РКП высокой заводской готовности за счет оптимизации конфигурации и весогабаритных параметров РКН ЛК под авиационную транспортировку;

- обеспечение реализации РКН с завода-изготовителя непосредственно на стартовый комплекс космодрома;

- проведение только пристартовой подготовки РКН к пуску.

Осуществление предложенных отличий и преимуществ данного изобретения реализуется при проектировании и создании РКН ЛК вместо одноразовых РКН типа «Космос», «Рокот», «Днепр», работающих на токсичных компонентах ракетных топлив и имеющих ограничения по техническому ресурсу их применения.

Сущность изобретения поясняется чертежами.

На фиг. 1 представлен общий вид РКН ЛК ВЗГ. РБ 1ст. - 1, баковый отсек РБ 1 ст. (БО) - 2, двигательный отсек РБ 1ст. (ДО) - 3, контейнеры с основными парашютами ВКПС - 4, контейнер с малым парашютом ВКПС и системой подхвата вертолетом - 5, РБ 2 ст. - 6, КГЧ-(ГО - 7, апогейно-разводной бак и полезная нагрузка - 8).

На фиг. 2 показана компоновка контейнеров с основными парашютами ВКПС - 4 на ДО РБ 1ст. - 3 РКН ЛК ВЗГ, контейнер с малым парашютом ВКПС и системой подхвата вертолетом - 5.

На фиг. 3 представлена схема работы ВКПС с РБ 1ст. РКН ЛК ВЗГ. РБ 1ст. - 1, РБ 2 ст. - 6, КГЧ-(ГО - 7, апогейно-разводной блок и полезная нагрузка - 8), парашют системы подхвата ВКПС - 9, основной парашют многокупольной ВКПС - 10, вертолет подхвата - 11. Для сведения указаны расчетные параметры варианта движения РКН на момент разделения ступеней. Время разделения ступеней совпадает с началом ввода ВКПС в действие и условно принято за 0 с.

На фиг. 4 представлена схема работы ВКПС с разделением на БО и ДО для РБ 1ст. РКН ЛК ВЗГ. Разделение корпуса РБ 1 ст. - 1 на БО-2 и ДО-3 происходит после отделения от второй - 6 и третьей ступеней - 7, 8 РКН ЛК ВЗГ. Парашют системы подхвата ВКПС - 9, основной парашют многокупольной ВКПС - 10, вертолет подхвата - 11, однокупольная ВКПС с основным парашютом ВКПС - 10 БО-2. Для сведения указаны расчетные параметры РКН на момент разделения ступеней. Время разделения ступеней совпадает с началом ввода ВКПС в действие и условно принято за 0 с.

На фиг. 5 приведен общий вид ВКПС с вертолетного подхвата ДО РБ 1 ступени РКН ЛК ВЗГ. ДО РБ 1ст - 3, парашют системы подхвата ВКПС площадью 20-50 м2 - 9, основной парашют площадью 500 м2 многокупольной ВКПС - 10, ловитель тросовой петли вертолета - 12, силовое звено транспортировки ДО вертолетом - 13, узлы автоотцепки - 14 основных парашютов от ДО (при переходе основной нагрузки от ДО-3 на ловитель тросовой петли вертолета - 12 и 13).

Ракета космического назначения легкого класса (РКН ЛК) на нетоксичных компонентах топлива с высокой степенью заводской готовности к пусковым операциям на стартовом комплексе космодрома, со спасаемым ракетным блоком (РБ) первой ступени или его двигательной установки, отличающаяся тем, что для выполнения требований высокой степени заводской готовности определен состав, весогабаритные и технические параметры РКН ЛК, обеспечивающие авиационную транспортировку полностью собранной и испытанной в заводских условиях РКН с завода-изготовителя на космодром с последующей ее доставкой непосредственно на стартовый комплекс, а для спасения РБ первой ступени или его двигательной установки РКН оснащается воздушно-космической парашютной системой.



 

Похожие патенты:

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.

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 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.

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 космической связи и может быть использовано при проектировании космических систем оперативной связи различного назначения. Технический результат состоит в повышении оперативности, помехоустойчивости и технологичности связи, Для этого глобальная низкоорбитальная космическая информационная система состоит из космического и наземного сегментов, включает в себя КА-абоненты и через телекоммуникационное и информационное пространство связана с потребителями на суше, на воде и в воздухе пользовательского сегмента.
Наверх