Гравитационный старт тяжелых ракет

Авторы патента:

B64G1/00 - Космические летательные аппараты

Владельцы патента RU 2609180:

Ахмеров Марат Серажетдинович (RU)

Изобретение относится к космической технике, а именно к способам старта ракет. В способе старта тяжелой ракеты разгоняется ракета на стартовой тележке по наклонной прямой с направляющими рельсами. Тележка соединена тросом-леером, перекинутым через блок, с противовесом. Противовес массой гораздо тяжелее ракеты сбрасывают с обрыва. Тележка с ракетой разгоняется посредством преобразования потенциальной энергии падающего противовеса в кинетическую энергию движения ракеты с тележкой. При достижении околозвуковой скорости ракета отсоединяется от тележки и переходит в автономный полет с помощью собственных двигателей. Противовес с леером и стартовой тележкой падают в водоём. Техническим результатом изобретения является уменьшение стартовой массы ракеты и увеличение массы полезной нагрузки. 1 ил.

Изобретение относится к космическому старту тяжелых ракет с использованием реактивной тяги ускорителей, прикрепленных к ракете, и основных маршевых двигателей. Известно, что реактивная тяга очень энергоемка и обладает очень малым КПД в сравнении с двигателями малой тяги (фотонными и ионными двигателями). Почему на сегодня «пробуксовывает» тяжелая техника ракетостроения? С увеличением массы выводимого полезного груза в космос в геометрической прогрессии возрастает масса стартуемой части ракеты, которая для «лунной программы» ракеты (Н-1) составляла 137 т. А это для космического корабля - слишком. Даже при оснащении его десятками ракетных двигателей.

В свое время С.П. Королев пытался решить проблему большей массы вывода полезного груза в космос за счет применения многоступенчатой ракеты. И это ему удалось, не умаляя его заслуги, по-моему он решал проблему не с того конца. Надо было думать о тяжелой части стартуемой ракеты, когда вес ракеты максимальный и начальная скорость старта равна нулю. Не думаю, что я пионер в предлагаемой изобретением задаче, скорее всего у него мысль зациклилась на реактивной тяге при старте ракет тяжелого класса. Вероятнее всего были дельные предложения по старту ракет с различными способами старта, но все они специалистами серьезно не рассматривались и лежат в архивах до лучших времен.

Мое изобретение относится к космическому старту тяжелых ракет с использованием механического привода гравитационной составляющей старта ракеты (Рис. 1).

Движение ракеты (1) на тележке (2) начинается по направляющим рельсам от состояния покоя до примерно скорости звука, по склону (3) горы вверх под расчетным углом. Противовес (6), который гораздо тяжелее, чем сама ракета, (1) с транспортной тележкой (2) соединены гибким тросом-леером (7), перекинутым через блок (8) над обрывом (шахтным стволом).

Ракета (1) с транспортной тележкой (2) получает равномерно-ускоренное движение вверх по склону горы (3) за счет свободного падения противовеса (6), снятого с тормоза, до автономного старта ракеты (1) в атмосферу при скорости, близкой к скорости звука. Противовес (6), поднятый к перекидному блоку (8), установленному над обрывом (шахтным стволом) (3), обладает большим запасом потенциальной энергии, которая при свободном падении противовеса в водоем (9) через леер преобразуется в кинетическую энергию движения ракеты с ускорением по прямой подъема. По достижении движения ракеты на тележке, близкой к скорости звука, включаются реактивные маршевые двигатели, ускорители и ракета (1) переходят в автономный полет в атмосферу. Таким образом, замена реактивной составляющей старта ракет на начальной стадии на гравитационный старт при достижении звуковых скоростей (сравнительно бесплатно) позволяет решить существенную проблему сокращения составляющей общего старта за счет замены реактивной тяги ракет тяжелого класса на механическую тягу через леер противовеса.

Предлагаемый изобретением способ старта тяжелых ракет позволит:

1. Экономить значительное количество топлива и окислителя, особенно в начальной стадии стартуемой ракеты.

2. Обеспечить щадящий режим по перегрузкам космонавтов и конструкции ракет.

К недостаткам этого изобретения следует отнести большие финансовые и материальные затраты на разработку, строительство и опытно-промышленные испытания стартового комплекса, которые со временем окупятся.

Гор с высотой и равномерным уклоном для создания скорости ракет, близкой к скорости звука, в России достаточно.

Разность высот между блоком и поверхностью водоема (лимитирующая длину леера) ограничена высотой горы и поверхностью водоема.

Остальные недоработки, не отраженные в настоящей заявке на патент, - это: расчетная масса противовеса, угол наклона ракеты при старте в автономный полет, безопасное торможение стартовой тележки после старта ракеты, торможение и падение ее в водоем, а также прочностный расчет троса-леера, захватного узла соединения, а также конструкция и количество блоков для движения торса-леера с транспортной тележкой к месту старта ракеты, момент включения маршевых ракетных двигателей ракеты для автономного полета в атмосферу.

Эти задачи должны решаться специализированными организациями и институтами корпорации Роскосмоса.

Способ старта тяжелой ракеты, включающий разгон ракеты на стартовой тележке по направляющим рельсам с помощью усилия, передаваемого леером, перекинутым через блок, отличающийся тем, что усилие, передаваемое леером, создается падающим с обрыва разгонной горы противовесом гораздо тяжелее ракеты со стартовой тележкой, при этом используется преобразование потенциальной энергии противовеса в кинетическую энергию движения ракеты с равномерным ускорением по прямой подъёма от состояния покоя до скорости, близкой к скорости звука, при достижении которой ракета переходит в автономный полет с помощью собственных ускорителей и реактивных двигателей, одновременно противовес с леером и стартовой тележкой во избежание разрушения освобождаются от ракеты и падают в водоём.

Группа изобретений относится к космической технике. Способ запуска микро- и наноспутников заключается в том, что после установки запускаемого спутника с одноосным гироскопом на основании и после выбора с помощью электромеханической системы ориентации заданного направления производится раскрутка гироскопа и запуск аппарата.

Двухступенчатая космическая ракета // 2600264

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.

Способ парирования перегрузок по току в электронном блоке космического аппарата, обусловленных внешними воздействующими факторами, включая тиристорный эффект, и устройство для его осуществления // 2599089

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.

Обслуживаемый на орбите автоматический космический аппарат // 2595352

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).

Способ выведения на орбиту полезной нагрузки ракетой-носителем // 2595092

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

Теплозащитное покрытие корпуса летательного аппарата // 2593184

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

Способ очистки околоземного космического пространства от космического мусора // 2586434

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.

Универсальный водородно-кислородный ракетный модуль // 2585210

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.

Космический посадочный аппарат // 2584552

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.

Ракетный разгонный блок и способ его сборки // 2584045

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.

Ракета-носитель, возвращаемая ступень ракеты-носителя и способ ее запуска при возвращении и система вертолетного подхвата возвращаемой ступени // 2609539

Группа изобретений относится к ракетной технике. Ракета-носитель (РН) содержит как минимум одну возвращаемую ступень с крыльями и хвостовым оперением, маршевую и управляющую двигательные установки. Маршевая двигательная установка выполнена в виде по меньшей мере одного ЖРД и установлена в нижней части фюзеляжа возвращаемой ступени. Управляющая двигательная установка выполнена в виде по меньшей мере одного ГТД, установленного параллельно ЖРД. Возвращаемая ступень ракеты-носителя содержит фюзеляж, баки окислителя и горючего, крылья, хвостовое оперение, по меньшей мере один маршевый ЖРД. В фюзеляже установлен по меньшей мере один ГТД с управляемым вектором тяги. Камера сгорания ГТД соединена с газогенератором. ГТД может содержать перед основной камерой сгорания кольцевой коллектор. Система вертолетного подхвата возвращаемой ступени включает парашют, трос зацепления и вертолет с грузовым тросом к крючком на конце. В верхней части силового троса может быть установлен датчик веса. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение работоспособности ГТД на больших высотах. 4 н. и 7 з.п. ф-лы, 24 ил.

Силовой каркас для космической аппаратуры // 2610070

Изобретение относится к конструкции космической техники. Силовой каркас состоит из цилиндрических стержней, расположенных под углом друг к другу, с узлами соединения в местах их пересечения. Каркас выполнен на основе тепловых труб. Диаметр и толщина стенок тепловых труб выбраны из условий обеспечения напряжений, не превышающих предел текучести, и обеспечения частоты собственного резонанса труб не менее 150 Гц. Каждый из узлов соединения тепловых труб представляет собой единую деталь с отверстиями для установки концов стыкуемых тепловых труб. Техническим результатом изобретения является повышение прочности, надежности и теплоустойчивости конструкции. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Способ восстановления ориентации орбитального космического аппарата // 2610766

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при разработке ускоренного режима восстановления ориентации орбитального космического аппарата (КА) с применением астродатчика. Восстановление ориентации КА производится из демпфированного относительно инерциальной - геоцентрической абсолютной системы координат произвольного положения КА. При этом демпфирование осуществляется до угловых скоростей КА, при которых восстанавливается работоспособность астродатчика. Восстановление ориентации КА выполняется одним поворотом вокруг оси Эйлера с упреждающим отключением программного поворота для снижения угловой скорости КА и снятия ограничений на включение контура коррекции от астродатчика. Техническим результатом изобретения является сокращение времени восстановления ориентации КА. 3 ил.

Способ эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей системы электропитания космического аппарата с большим сроком активного существования // 2611568

Использование: в области электротехники при эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей (АБ) в автономных системах электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), функционирующих на низкой околоземной орбите. Технический результат - повышение эффективности управления зарядом/разрядом АБ. Согласно способу в случае отказа передающего устройства штатной бортовой системы телеметрической информации (БСТИ) в силу каких-либо технических причин для контроля состояния СЭП, в том числе и формуемой АБ, используют информацию контрольного и рабочего подмассивов из состава массива информации оперативного контроля (ИОК), формируемых и отображаемых в нем по исходным данным, выдаваемым БСТИ в бортовой комплекс управления. При этом в процессе проведения режима разряда формуемой АБ организуют не менее трех сеансов связи с КА со съемом ИОК на каждом сеансе связи. Указанные подмассивы, составленные из аналоговых и сигнальных параметров АБ, разбивают на отдельные информационные группы, отличающиеся друг от друга комбинацией параметров АБ, причем группы параметров АБ одного из подмассивов, представляющего собой контрольную телеметрическую информацию, формируют и отображают в составе массива ИОК по факту срабатывания либо сигнальных датчиков давления любой из n АБ, либо по факту срабатывания пороговых датчиков минимального напряжения любой АБ или минимального напряжения любого аккумулятора. Группы параметров АБ другого подмассива, представляющего собой рабочую телеметрическую информацию, формируют и отображают в составе массива ИОК в определенной временной последовательности, причем количество групп параметров АБ и временные промежутки между ними задают в составе рабочей программы (РП). Скорость разряда формуемой АБ вычисляют, используя данные массива ИОК, как минимум, с двух сеансов связи с КА, а по известной скорости разряда формуемой АБ определяют расчетный номер витка орбиты N для принудительной отмены режима глубокого разряда формуемой АБ. Разовые команды (РК), необходимые для фактического завершения режима разряда формуемой АБ, выдают в сеансе связи на витке (N+1) либо (N+2), причем в сеансах связи, в которых выдаются РК по управлению режимами функционирования формуемой АБ или изменению конфигурации СЭП с использованием коммутационной аппаратуры аварийной шины, осуществляют второй съем ИОК. При этом параметры АБ, отображаемые в составе ИОК, соответствуют моменту времени выдачи РК для второго съема ИОК. 2 ил.

Летательный аппарат // 2616095

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат содержит блок управления с возможностью выдачи импульсных или непрерывных напряжений, прямоугольную камеру с амортизатором внутри с закруглениями между стенками. В конце камеры расположены два полукруглых магнита, жестко связанные с ее боковыми стенками позади пружин пружинных клапанов с закруглением в конце, находящиеся перед этими закруглениями между стенками амортизатора этой камер. Входы полукруглых электромагнитов соединены с выходами блока управления. Техническим результатом изобретения является увеличение ускорения летательного аппарата. 1 ил.

Способ и летательный аппарат для перемещения в атмосфере планет со скоростями выше первой космической и высокоинтегрированный гиперзвуковой летательный аппарат (варианты) для осуществления способа // 2618831

Группа изобретений относится к технологиям осуществления сверхбыстрых полетов в атмосфере планет. Конструкция и рабочие режимы летательных аппаратов для этой цели обеспечивают высокую синергию теплофизических и газодинамических процессов взаимодействия с атмосферой. Технический результат состоит в возможности сохранить целостность указанных конструкций при их допустимой температуре и получить достаточную тягу для полёта и спуска в атмосфере. 4 н. и 12 з.п. ф-лы, 18 ил.

Воздушно-реактивная с электрическим запуском стартовая система космической ракеты // 2620172

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Воздушно-реактивная с электрическим запуском стартовая система космической ракеты содержит основание, выполненное из верхнего невращающегося кольца, к которому крепятся одними своими концами опорные штанги для космической ракеты. К вращающемуся кольцу радиально крепятся одним своим концом лопасти, служащие для создания подъемной силы воздушно-реактивной стартовой системы и содержащие баки для топливных компонентов. К другим концам авиационных плоскостей прикреплены воздушно-реактивные двигатели для создания подъемной силы. На вращающемся кольце расположен ротор электропривода вращающегося кольца, статор которого размещен в наземном блоке электрического запуска старта космической ракеты. Техническим результатом изобретения является повышение надежности и оперативности запуска. 6 ил.

Воздушно-реактивная стартовая система космической ракеты // 2620173

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Воздушно-реактивная стартовая система космической ракеты содержит основание, выполненное из верхнего невращающегося кольца, к которому крепятся опорные штанги для космической ракеты. Верхнее кольцо содержит систему управления воздушно-реактивного стартовой системы и батареи ее электроснабжения. Верхнее кольцо опирается на нижнее вращающееся кольцо посредством системы магнитного подвеса. К нижнему кольцу радиально крепятся одним своим концом лопасти, служащие для создания подъемной силы воздушно-реактивной стартовой системы и баками для топливных компонентов, а на другом конце к лопастям прикреплены воздушно-реактивные двигатели для вращения лопастей вокруг оси перпендикулярной плоскости подвижного кольца. Техническим результатом изобретения является повышение надежности и оперативности запуска. 7 ил.

Узел крышки транспортно-пускового контейнера // 2620630

Изобретение относится к космической технике. В узле крышки транспортно-пускового контейнера (ТПК), состоящем из поворотной крышки, закрепленной на неподвижном элементе ТПК, размещено по меньшей мере по одному установленному на оси вращения поворотному упору с выступами, один из которых плоский, а другой сферический. Плоский выступ с одной стороны взаимодействует с элементом фиксации, размещенным на поворотной крышке, а с другой стороны - с малым космическим аппаратом (МКА), сферический выступ размещен выше оси вращения поворотного упора и взаимодействует в рабочем положении с пластиной, установленной на поворотной крышке, причем ось вращения пластины смещена относительно оси вращения поворотной крышки. Техническим результатом изобретения является обеспечение начала движения МКА. 2 з.п. ф-лы, 9 ил.

Посадочное устройство космического корабля // 2621416

Изобретение относится к области машиностроения, где необходимо осуществить мягкую посадку объекта с помощью посадочного устройства по вертикальной схеме. Посадочное устройство содержит посадочные опоры с центральными стойками, содержащими главный цилиндр с сотовым энергопоглотителем и узел крепления к корпусу космического корабля, телескопический шток с механизмом выдвижения, шарнирно связанную с телескопическим штоком опорную тарель. Посадочная опора снабжена тросами из высокомодульного материала. Пневматический раздвижной упор штоком соединен с главным цилиндром, а корпусом – с поперечной балкой, закрепленной в нише посадочной опоры. Техническим результатом изобретения является увеличение области устойчивости к опрокидыванию космического корабля при его посадке. 3 ил.