Воздушно-реактивная стартовая система космической ракеты



Воздушно-реактивная стартовая система космической ракеты
Воздушно-реактивная стартовая система космической ракеты
Воздушно-реактивная стартовая система космической ракеты
Воздушно-реактивная стартовая система космической ракеты
Воздушно-реактивная стартовая система космической ракеты
Воздушно-реактивная стартовая система космической ракеты
Воздушно-реактивная стартовая система космической ракеты

 


Владельцы патента RU 2620173:

Лещенко Василий Васильевич (RU)

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.

 

Изобретение относится к авиационно-космической технике, а именно к воздушным стартовым системам для запуска космических ракетоносителей и воздушно-космических самолетов, к авиационным ракетно-космическим комплексам - средствам выведения космических объектов.

Аналогом изобретения является известный «Авиационный ракетный комплекс», Патент №2401779 РФ, B64G 5/00, B64D 3/00, B64G 1/14, 04.05.2009, который включает планер, трос-фал, самолет, приспособленный для буксировки планера с помощью троса-фала, ракету-носитель для выведения космического аппарата. Ракета-носитель содержит головной обтекатель, внутри которого смонтирован космический аппарат, сопряженный с корпусом ракеты-носителя, наземную транспортно-разгонную платформу, снабженную двигательной установкой, для погрузки на нее планера, а также обеспечения взлета самолета и планера, системы, обеспечивающие их функционирование. Ракета-носитель размещена внутри фюзеляжа планера, имеющего нижнюю часть, отделяемую от его верхней части перед отделением от этой верхней части и пуском ракеты-носителя. Трос-фал сопряжен с корпусом головного обтекателя ракеты-носителя. Космический аппарат сопряжен с корпусом головного обтекателя ракеты-носителя с возможностями отделения троса-фала от планера, космического аппарата и корпуса головного обтекателя от корпуса ракеты-носителя для последующего втягивания их вовнутрь фюзеляжа самолета через задний грузовой люк самолета с помощью троса-фала и лебедки, сопряженной с тросом-фалом, установленной в фюзеляже самолета. Достоинство этого изобретения состоит в сохранении космического аппарата в случае срыва запуска ракеты-носителя.

Но недостатком является необходимость длительного времени для подготовки старта. Кроме того, ограничен вес космической ракеты, которая может быть запущена с его помощью.

Другим аналогом изобретения является известная «Комплексная система для запуска тяжелых воздушно-космических самолетов многоразового использования на околоземную орбиту, супертяжелый реактивный самолет-амфибия для нее (варианты) и способ осуществления запуска», Патент №2397922 РФ, B64G 1/14, В64С 35/00, B64D 5/00, 30.07.2008, которая относится к области авиационно-космической техники, а именно к комплексной системе для запуска тяжелых воздушно-космических самолетов многоразового использования на околоземную орбиту, к тяжелому реактивному самолету-амфибии для комплексной системы и к способу введения в действие комплексной системы запуска тяжелых воздушно-космических самолетов на околоземную орбиту. Комплексная система содержит самолет подъема с отделяющимся разгонным блоком, находящимся на нем воздушно-космическим самолетом, инфраструктуру наземного базирования и обеспечения. В качестве самолета подъема использован супертяжелый реактивный самолет-амфибия бесконтактного взлета и посадки, двигатели которого переведены на природный газ. Инфраструктура наземного обеспечения включает в себя несколько прибрежных стояночных площадок с гидроспусками, размещенными в независимых по метеоусловиям автономных пунктах экваториального побережья океана вблизи пустынных районов суши. Такая комплексная система обеспечивает уменьшение загрязнения экологии Земли при запуске супертяжелых элементов системы в космос. Недостатками этого изобретения являются необходимость длительного времени для подготовки старта, низкая надежность и сложные требования к обеспечению места подготовки старта и пуска летательного аппарата.

Прототипом изобретения является известная «Система воздушного пуска космических ракет», Патент №2268209 РФ, B64G 5/00, 16.04.2003, которая относится к стартовым сооружениям ракет-носителей космического назначения. Такая система содержит жесткую пространственную решетку, например, состоящую из нескольких секций, одновременно горизонтально смещаемых относительно вертикальной оси симметрии решетки. На верхних узловых точках решетки смонтированы многолопастные вертолетные винты регулируемого шага с электромеханическим высоковольтным приводом. На общей с ними оси установлены немноголопастные винты с реактивным приводом, а по периметру решетки - воздушные винты с изменяемым направлением тяги, также снабженные электромеханическим приводом. С краю от оси симметрии решетки (в частности, на отдельно летящей решетке с несущими винтами) закреплены высоковольтные провода токоподвода, а на противоположном краю смонтирована шумозащищенная кабина управления. К нижним узловым точкам решетки прикреплены стропы, нижние концы которых присоединены с возможностью отделения к приспособлению для удержания космической ракеты. Технический результат изобретения направлен на повышение надежности пуска тяжелых и сверхтяжелых космических ракет с расчетной высоты их подъема в тропосфере. Однако недостатком такой системы является необходимость длительного времени для подготовки старта, ее сложность, что обуславливает снижение ее надежности и экономичности в эксплуатации.

Целью настоящего изобретения является повышение надежности, экономичности и уменьшение времени запуска космической ракеты. Поставленная цель достигается простотой технического решения, экономичностью его реализации и времени на подготовку и пуск космической ракеты. Для этого воздушно-реактивная стартовая система космической ракеты содержит основание, выполненное из верхнего невращающегося кольца, к которому крепятся опорные штанги для космической ракеты. Невращающееся кольцо содержит систему управления воздушно-реактивной стартовой системы космической ракеты и батареи ее электроснабжения. Оно 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 космической ракеты и баками для топливных компонентов. К другим концам лопастей прикреплены воздушно-реактивные двигатели для создания вращения лопастей вокруг оси перпендикулярной плоскости подвижного кольца.

Сущность изобретения поясняется чертежами:

Фиг. 1 - Воздушно-реактивная стартовая система космической ракеты;

Фиг. 2 - Воздушно-реактивная стартовая система космической ракеты на наземной площадке вертикального взлета;

Фиг. 3 - Вид спереди в разрезе основания воздушно-реактивной стартовой системы космической ракеты;

Фиг. 4 - Вид сверху основания воздушно-реактивной стартовой системы космической ракеты;

Фиг. 5 - Вид сверху воздушно-реактивной стартовой системы космической ракеты;

Фиг. 6 - Воздушно-реактивная стартовая система космической ракеты с уходящей с нее ракетой;

Фиг. 7 - Воздушно-реактивная стартовая система космической ракеты, снижающаяся для посадки после ухода с нее ракеты.

Перечень элементов на прилагаемых чертежах следующий:

1 - основание;

2 - лопасти;

3 - воздушно-реактивные двигатели;

4 - шарнир опорной штанги;

5 - опорная штанга;

6 - космическая ракета;

7 - ферма опоры ракеты;

8 - наземная площадка;

9 - верхнее невращающееся кольцо;

10 - нижнее вращающееся кольцо;

11 - топливный компонент;

12 - магнитный подвес невращающегося кольца;

13 - магнитный подвес вращающегося кольца;

14 - рабочий зазор системы магнитного подвеса;

15 – реактивные двигатели космической ракеты.

Работа воздушно-реактивной стартовой системы космической ракеты описывается следующим образом. Воздушно-реактивная стартовая система космической ракеты (см. Фиг. 1), состоящая из основания 1, включающего в себя (см. Фиг. 3 и Фиг. 4) нижнее вращающееся кольцо 10 с его магнитным подвесом 13 и верхнее вращающееся кольцо 9 с его магнитным подвесом 12, устанавливают на наземной площадке вертикального взлета (см. Фиг. 2), включающей в себя фермы опоры ракеты 7 и наземную площадку 8. Загружают в нее на опорные штанги 5 космическую ракету 6. Затем заправляют топливными компонентами космическую ракету 6 и емкости в лопастях 2. При готовности всех систем воздушно-реактивной стартовой системы космической ракеты и космической ракеты 6 дают команду на пуск воздушно-реактивной стартовой системы космической ракеты. По этой команде включаются воздушно-реактивные двигатели 3, прикрепленные к концам лопастей 2, другие концы которых прикреплены к нижнему вращающемуся кольцу 10 основания 1 (см. Фиг. 5). Создаваемая расположенными под углом к горизонтальной плоскости основания 1 воздушно-реактивными двигателями 3 тяга приводит к вращению лопастей 2, создающих подъемную силу в атмосфере, и созданию реактивной силы подъема воздушно-реактивной стартовой системы космической ракеты вместе с космической ракетой 6. Система магнитного подвеса, состоящая из магнитного подвеса невращающегося кольца 12 и магнитного подвеса вращающегося кольца 13, обеспечивает практически без трения движение нижнего вращающегося кольца 10. При достижении воздушно-реактивной стартовой системой космической ракеты стратосферы Земли воздушно-реактивные двигатели 3с управляемым вектором реактивной тяги изменяют свой вектор тяги по направлению к поверхности планеты. Разреженность атмосферы в стратосфере обеспечивает уже незначительную подъемную силу воздушно-реактивной стартовой системы космической ракеты. Космическая ракета 6 по инерции продолжает движение вверх (см. Фиг. 6), а воздушно-реактивная стартовая система космической ракеты отстает от нее под действием изменившейся реактивной тяги. Через несколько секунд, на расстоянии примерно километра космической ракеты 6 от воздушно-реактивной стартовой системы космической ракеты, происходит включение реактивных двигателей 15 космической ракеты 6, под действием которых она продолжает полет к орбите вокруг Земли. Воздушно-реактивная стартовая система космической ракеты под действием воздушно-реактивных двигателей 3 совершает приземление на его опорные штанги 5 (см. Фиг. 7) с помощью его системы управления в режиме, например, авторотации.

Таким образом, воздушно-реактивная стартовая система космической ракеты позволяет экономично, с повышенной надежностью и оперативно осуществлять запуск космических ракет.

Воздушно-реактивная стартовая система космической ракеты, отличающаяся тем, что содержит основание, выполненное из верхнего невращающегося кольца, к которому крепятся опорные штанги для космической ракеты, содержащего систему управления воздушно-реактивной стартовой системы космической ракеты и батареи ее электроснабжения, и опирающегося на нижнее подвижное вращающееся кольцо посредством системы магнитного подвеса, к которому радиально крепятся одним своим концом лопасти, служащие для создания подъемной силы воздушно-реактивной стартовой системы космической ракеты и баками для топливных компонентов, а на другом конце к лопастям прикреплены воздушно-реактивные двигатели для создания вращения лопастей вокруг оси перпендикулярной плоскости подвижного кольца.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.

Использование: в области электротехники при эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей (АБ) в автономных системах электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), функционирующих на низкой околоземной орбите.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при разработке ускоренного режима восстановления ориентации орбитального космического аппарата (КА) с применением астродатчика.

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.

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.

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.

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.

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.
Наверх