Двухступенчатая космическая ракета



Двухступенчатая космическая ракета
Двухступенчатая космическая ракета

 


Владельцы патента RU 2600264:

Лялин Александр Поликарпович (RU)

Изобретение относится к многоступенчатым космическим ракетам. Ракета состоит из разгонного блока с жидкостными или твердотопливными реактивными двигателями и космического модуля с продольным каналом, имеющего торообразную форму с цилиндрическим наружным корпусом. Продольный канал выполнен в форме гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Техническим результатом изобретения является увеличение массы полезного груза при сохранении стартовой массы ракеты. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области космонавтики, а именно к многоступенчатым космическим ракетам, преимущественно транспортным, и может быть использовано для доставки на орбиту Земли как различных полезных грузов, так и конструктивных элементов для строительства космических станций.

Известны многоступенчатые космические ракеты, в которых при движении в плотных слоях атмосферы с целью экономии топлива используются прямоточные воздушно-реактивные двигатели (Патент RU №2492417, а также кн. Интегральные прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твердых топливах, под редакцией Л.С. Яновского, авт. В.Н. Александров и др., Москва, ИКЦ «Академкнига», 2006, с. 192, рис. 4.1). Но в этих ракетах прямоточные воздушно-реактивные двигатели являются дополнительными и не несут конструктивной нагрузки, что снижает эффективность их применения. Кроме того, применение этих двигателей не приводит к снижению аэродинамического сопротивления движению ракеты (в плотных слоях атмосферы, при сверхзвуковых скоростях весьма значительного).

Целью изобретения является устранение этих недостатков, что позволит этому принципу (использование прямоточного воздушно-реактивного двигателя) стать практически привлекательным.

Технически результат достигается тем, что в двухступенчатой космической ракете, содержащей разгонный блок, оснащенный жидкостными или твердотопливными реактивными двигателями, и космический модуль с полезным грузом, по изобретению космическому модулю придана торообразная форма с наружным корпусом, выполненным в виде цилиндра, и с внутренним продольным каналом, имеющим форму гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (далее ГПВРД). При этом воздухозаборный диффузор ГПВРД на время работы разгонного блока закрыт отделяемым головным обтекателем. Задняя часть космического модуля в границах сопла ГПВРД также является отделяемой. В межкорпусном пространстве космического модуля помещаются дополнительные жидкостные или твердотопливные двигатели.

На фиг. изображена двухступенчатая космическая ракета в продольном разрезе.

Двухступенчатая космическая ракета содержит разгонный блок - «Р» и космический модуль - «К», с цилиндрическим корпусом 1 и продольным каналом в виде ГПВРД - «Д». ГПВРД включает в себя воздухозаборный диффузор 2, камеру сгорания 3, выходное сопло 4, топливные форсунки 5 и средства воспламенения воздушно-топливной смеси (вар. факельного типа) 6. Воздухозаборный диффузор 2 закрывается головным обтекателем 7. В межкорпусном пространстве космического модуля - «К» помещаются твердотопливные реактивные двигатели (вар.) 8. Там же, выше твердотопливных реактивных двигателей 8 располагается полезный груз и рабочее оборудование ракеты 9, а ниже - топливо для ГПВРД 10.

Двухступенчатая космическая ракета действует следующим образом. С помощью разгонного блока - «Р» космический модуль - «К» обретает скорость 3÷5 М, после чего происходит отстыковка и отделение разгонного блока - «Р» и головного обтекателя 7 (вар. с помощью встроенных твердотопливных реактивных двигателей) и запускается в работу ГПВРД. Для этого насосом (не показан) топливо (вар. жидкий водород) из емкости 10 подается к форсункам 5, расположенным в передней части воздухозаборного диффузора 2, и в смеси со встречным воздухом воспламеняется «факелами» 6 (вар.). Пройдя камеру сгорания 3, продукты сгорания покидают ГПВРД через сопло 4, обеспечивая разгон космического модуля-«К» до предельной для ГПВРД скорости (10÷12 М). Далее происходит отделение освободившейся от топлива нижней части космического модуля - «К» (по линии А-А), высвобождая при этом сопла твердотопливных реактивных двигателей 8. С их помощью космический модуль - «К» достигает первой космической скорости и выходит на орбиту Земли.

Положительный эффект от такого использования ГПВРД (повышение экономичности космических транспортных операций) может быть еще большим, если в качестве разгонного блока - «Р» использовать не ракету с жидкостным или твердотопливным реактивным двигателем, а пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (ПуВРД) (Заявка №2015123744, дата поступления 18.06.2015).

1. Двухступенчатая космическая ракета, содержащая разгонный блок, оснащенный жидкостными или твердотопливными реактивными двигателями, и космический модуль с полезным грузом, отличающаяся тем, что космический модуль имеет торообразную форму с наружным корпусом, выполненным в виде цилиндра, и с внутренним продольным каналом, выполненным в виде гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя.

2. Ракета по п. 1, отличающаяся тем, что до отделения разгонного блока от космического модуля, воздухозаборный диффузор гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя закрыт отделяемым головным обтекателем.

3. Ракета по п. 1, отличающаяся тем, что задняя часть космического модуля в границах сопла гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя является отделяемой.

4. Ракета по п. 1, отличающаяся тем, что в межкорпусном пространстве космического модуля помещаются твердотопливные реактивные двигатели.

5. Ракета по п. 1, отличающаяся тем, что в межкорпусном пространстве космического модуля помещаются жидкостные реактивные двигатели.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к бортовому оборудованию космических аппаратов. В способе парирования перегрузок по току в электронном блоке космического аппарата, при перегрузке по току сигнализируют об отказе канала электронного блока и отключают его, затем включают.

Изобретение относится к области космической техники. Обслуживаемый на орбите космический аппарат (КА) содержит штатную двигательную установку с топливными баками, систему подачи топлива с заправочной горловиной, целевую аппаратуру, систему управления движением, систему электропитания, силовые стыковочные узлы для стыковки с космическим аппаратом обслуживания, систему информационной связи с наземным пунктом управления и с космическим аппаратом обслуживания (КАО).

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ выведения на орбиту полезной нагрузки ракетой-носителем с полиблочным пакетом ракетных блоков комбинированной схемы включает несколько этапов.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Предложенное теплозащитное покрытие (ТЗП) корпуса возвращаемого ЛА содержит намотанную на силовую оболочку по спирали ленту.

Изобретение относится к космической технике. Способ очистки околоземного космического пространства от космического мусора включает формирование тормозного экрана, торможение элементов космического мусора вследствие соударения с экраном, перевод элементов космического мусора на более низкую орбиту, постепенное торможение элементов космического мусора об атмосферу Земли и последующее сгорание элементов космического мусора в атмосфере Земли.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетных блоках (РБ). Универсальный водородно-кислородный ракетный модуль (РМ) содержит топливные баки горючего и окислителя, межбаковый отсек с нишами и разделяемым узлом, ферменный межступенчатый отсек с теплозащитным отражателем и съемной пылевлагозащитной оболочкой, сопряженный с ракетой-носителем (РН), кислородно-водородные двигатели (КВД) с входными штуцерами подачи азота, средства продувки КВД азотом, трубопроводы, разъемные соединения, приборы служебных систем, системы управления и радиосистем РКН, узлы крепления, пневмогидравлическую систему с агрегатами и управляющими клапанами для взаимодействия с агрегатом связи бортового и наземного оборудования, герметичные корпуса, защитные устройства, баллоны бортового наддува гелием топливного бака окислителя с выходными патрубками, фланцевые соединения, узлы герметизации, заборные устройства, съемные трубопроводы наземного газоанализатора.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при проектировании посадочных аппаратов (ПА). ПА содержит корпус, тороидальную посадочную опору, научную и служебную аппаратуру, выдвижной приборный контейнер и аккумулятор давления.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно, к конструкции ракетных разгонных блоков. Ракетный разгонный блок содержит криогенный бак окислителя и бак горючего в виде сегментов полого тора, двухконтурную ферму, корпусной отсек и маршевый двигатель.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для передачи телеметрической информации со спускаемого космического аппарата (СКА). Устройство передачи телеинформации со СКА содержит камеру телезонда с теплозащитной оболочкой, телезонд, крышку камеры, два вышибных заряда.

Изобретение относится к области ракетной техники и касается вопросов обеспечения безопасности пуска ракеты. Способ пуска космической ракеты заключается в превентивном выведении на режим предельного или частичного форсирования всех двигателей до отрыва ракеты от стартового стола или в начале движения с уровнем тяги, превышающим номинальный уровень на величину, достаточную для исключения возможности зависания или обратного движения ракеты в случае отказа, по крайней мере, одного неисправного двигателя.
Наверх