Способ и устройство для многократного вывода в космос и возвращения негабаритного груза и способ использования негабаритного груза на других планетах

Группа изобретений относится к методам и средствам доставки негабаритных грузов (НГ) в космос и их возвращения на поверхность небесного тела. Выводимый НГ опоясывают ступенями носителей торообразной формы, повторяющей очертания НГ. Ракетные двигатели ступеней создают тягу, равномерную по экватору торов. Обтекатель НГ и другие оболочечные элементы (например, центральное тело нижней части ракетной системы носителя) выполняют по газоопорной схеме, используя (жаро)прочные ткани, пленки или фольгу. При наддуве оболочек гелием создается аэростатическая сила на участке полета в атмосфере. При использовании для спуска НГ капсул в форме «фары», на поверхности небесного тела могут быть созданы многокупольные объекты с общим внутренним пространством путем герметичного соединения капсул по вырезам их боковых стенок. Техническим результатом является расширение функциональных возможностей носителей НГ и снижение затрат, потребных для вывода в космос, эксплуатации и возвращения НГ. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Группа изобретений относится к области космонавтики и касается создания ракет-носителей сверхтяжелого класса, выводящих в космос грузы больших размеров и сложной конфигурации, а также - создания индустрии космических аттракционов, орбитальных отелей для космических круизов без кораблей обслуживания (туристы находятся в люксовых каютах кольцевой станции при старте на орбиту и при его возвращении) межпланетных станций, больших астрофизических научных комплексов в открытом космосе и даже целых университетов с астрофизическими инструментами, лабораториями, жилыми отсеками и аудиториями. Изобретения позволят максимально использовать части негабаритного груза, которые используют при перелетах между планетами, и которые становятся ненужными в конце полета - для строительства поселений на других планетах, что может даже конкурировать с проектами строительства обитаемых баз из местных ресурсов, с использованием строительных 3D-принтеров.

Предшествующий уровень техники

Из уровня техники известен способ многократного вывода в космос и возвращения негабаритных грузов, когда их делят на отдельные модули или используют сложные складные конструкции, которые выводят поэтапно в космос многочисленными запусками ракет носителей и там производят сборку со сложными и энергетически затратными операциями, многодельностью и ограниченным качеством конструкций собранных в космосе. Кроме того ракеты носители для вывода в космос имеют только частичную многоразовость использования ступеней (Спейс Шаттл) а орбитальные возвращаемые средства, имеют большие удельные нагрузки на несущую площадь От 100 кг/м.кв до 200 кг/м.кв для крылатых аппаратов Типа Спэйс Шаттл, и более 200 кг/м.кв для капсул кораблей Аполлон или Союз. Что делает необходимым применение теплозащитных плиток или специальных тяжелых абляционных покрытий. Которые резко снижают полезный вес возвращаемого груза и создает значительные перегрузки.

Также данный способ и устройства не позволяют выводить космические конструкции, которые значительно превышают габариты грузовых отсеков, а также данные устройства ограничивают применение для вывода грузов значительной массы, вследствие, особенностей конструкций таких ракет носителей иметь сосредоточенные в одном месте ракетные двигатели очень высокой мощности а также сфокусированные в одном месте акустические и вибрационные нагрузки которые резко ограничивают грузоподъемность ракет и подъем грузов массой свыше 200 тонн. Известен также способ и устройство перемещения грузов в космическом пространстве, где груз помещают внутрь тороидальной емкости, с эллиптическим сечением разгонный блок Бриз-М который имеет ограниченное применение только как одноступенчатый разгонный блок на последних ступенях ракет носителей или взлета с планет лишенных атмосферы, но не позволяет выводить грузы с планет имеющих атмосферу.

Кроме того известны устройства в который используют подъемную силу воздушных шаров для подъема ракеты на максимально возможную высоту после чего осуществляют запуск ракеты носителя. Недостатком такого способа является большие размеры оболочек аэростатов и небольшой вес ракет носителей, а также нулевая скорость высотного старта. Кроме того данный способ не позволяет осуществлять управляемое возвращение использованных ступеней к месту старта используя ту же оболочку что и во время подъема, и без использования дорогих транспортно-спасательных средств.

Ближайшими аналогами являются технические решения, описанные в заявке на изобретение RU 2005108919 A1.

Целью настоящей группы изобретений является устранение указанных выше недостатков, это достигается тем, что ракетные двигатели выполняют в виде линейного кольцевого блока двигателей по всей нижней торцевой части тороидальной ступени, а а для защиты негабаритного груза на атмосферном участке выведения обтекатель негабаритного груза выполняют в виде газоопорной конструкции, состоящей из герметичной силовой оболочки, жесткость которой обеспечивают избыточным давлением газа легче воздуха, например, гелия при этом обтекатель используют для дополнительной аэростатической тяги на начальном участке полета в атмосфере и на участке спасения отработанной верхней тороидальной ступени, к которой он крепиться, причем для исключения донного сопротивления и улучшения условий истечения ракетной струи нижнюю часть ракетной системы, образованной указанными элементами, снабжают газоопорной конструкцией в виде центрального тела, выполненного из жаропрочной тонкостенной оболочки, жесткость которой придают так же избыточным давлением газа легче воздуха, при этом оболочку центрального тела используют для спасения другой ступени, к которой ее крепят, а для управления и улучшения путевой устойчивости часть передней вспомогательной камеры оболочки снабжают кольцевой топливной емкостью, на которой крепят ракетные двигатели по окружности, при этом управление курсом указанной ракетной системы осуществляют изменением вектора тяги двигателей и выходом избыточного газа при увеличении давления внутри оболочки обтекателя при наборе высоты ракетной системы, при этом соблюдают условие того, чтобы статическая подъемная сила внутри вспомогательной камеры была больше веса оболочки обтекателя вместе с кольцевой емкостью и управляющими двигателями по меньшей мере на участке предварительного набора высоты, кроме того, спасение указанных торовых ступеней осуществляется путем их торможения в атмосфере посредством газоопорных оболочек и парашютирования, с частичной аэростатической подъемной силой, которую обеспечивает газоопорный газ, например, гелий или горячий атмосферный газ, поступающий внутрь оболочки обтекателя или центрального тела при торможении через специальные воздухозаборные карманы с обратными клапанами, а возвращение негабаритного груза производят путем помещения его внутрь герметичной аэродинамической капсулы в форме «фары», выполненной из тонкой жаропрочной оболочки, жесткость которой обеспечивают избыточным давлением газа легче воздуха, например, гелием или горячим воздухом, поступающим внутрь оболочки через воздухозаборные карманы с обратными клапанами, причем соблюдено условие отношения массы капсулы с грузом к ее площади от 0,1 до 50 кг/м2, для комфортного входа в атмосферу для, например, туристов находящихся внутри негабаритного груза, и его конструктивных элементов, причем спуск в атмосфере, парашютирование и мягкое приземление негабаритного груза и ступеней производят, используя аэростатическую силу, для чего в качестве газовой опоры герметичной оболочки капсулы или обтекателей используют гелий или горячий воздух, например, наполняя ими оболочку на конечном этапе входа в атмосферу, при этом, возвращение модуля с грузом и ступеней к месту старта могут осуществлять путем висением в подвижных слоях атмосферы с использованием аэростатической подъемной силы, при этом выбирают попутное направление течения воздушного слоя к месту базирования, например, экваториальные пассаты, причем в непосредственной близости от места старта аэростатическую силу модуля и возвращаемых ступеней уменьшают для обеспечения точной посадки, например, на водную поверхность возле места старта, возможно создание устройства для многократного вывода в космос и возвращения негабаритного груза, содержащее ракетные ступени с тороидальными топливными емкостями, тандемно соединенные друг с другом, а также аэростатические и аэродинамические средства защиты, торможения в атмосфере и плавного спуска на Землю, которое будет снабжено центральным телом, газоопорным обтекателем, количество указанных ступеней равно двум, при этом полезный груз выполнен с возможностью крепления только к верхней ступени, а нижняя ступень является платформой, на которой он лежит, газоопорный обтекатель закреплен на торце или периферии верхней тороидальной емкости, а центральное тело - на торце или периферии нижней тороидальной емкости, причем для обеспечения жесткости верхнюю часть газоопорного обтекателя снабжают отдельной вспомогательной камерой, выполненной из тонкого жаропрочного металла или композиционного материала, например, типа углерод-углерод, которую заполняют гелием или водородом под давлением большим чем в остальной части обтекателя, при этом центральное тело может быть выполнено в виде топливной емкости, негабаритный груз расположен на торообразной топливной емкости второй ступени, причем для равномерного распределения тяговой нагрузки от маршевых ракетных двигателей топливная емкость центрального тела первой ступени имеет форму конуса, основание которого равномерно подпирает груз по всей площади, а боковая поверхность конусной емкости снабжена многоярусными кольцевыми блоками ракетных двигателей с кольцевыми щелевыми соплами, распределенными по высоте емкости, причем, конусная емкость ступенчато сужается к нижней части каждого яруса, находящейся под кольцевым щелевым соплом так, что внешняя поверхность оболочки выполняет функцию поверхности центрального тела, организующего расширение истекающей из щелевого сопла реактивной струи и обеспечивающего охлаждение находящимися внутри компонентами топлива стенки емкости, при этом давление внутри емкости, полученное в результате теплообмена, используется для наддува этой емкости, устройство может быть приспособлено для негабаритного груза в виде кольцевой космической станции с рефлектором и центробежной гравитацией, размещаемой внутри герметичной оболочечной конструкции, выполненной в форме «фары», форму и жесткость которой придают и поддерживают избыточным давлением газа легче воздуха, экваториальную часть выполняют в виде полого тора, являющегося грузовым или обитаемым отсеком космической станции, причем донная часть сегмента выполнена в виде параболического рефлектора в оптическом или радиодиапазонах а верхняя коническая прозрачная, вершина купола конической части снабжена облучателем и внешним стыковочным модулем с узлом противовращения и имеет фокальную высоту от параболического дна, точность которой регулируют осевой трубчатой осью с внутренним герметичным каналом для перемещения людей и грузов, один конец которого крепят к облучателю, а другой - к центру силовой многолучевой крестовины, концы лучей которой крепятся внутри экваториального торового отсека, причем крестовина имеет герметичные полости для перемещения пассажиров и грузов, связанные с тором, центральная осевая часть крестовины имеет герметичный цилиндрический отвод за пределы внутреннего пространства капсулы и выходит из параболического днища, оканчиваясь стыковочным отсеком для приема космических аппаратов в космосе, с узлом противовращения, предназначенным для компенсации вращения всей капсулы, которую закручивают в космосе для создания центробежной гравитации в отсеках торового кольца, при этом для вывода в космос такая капсула прикреплена к замкнутым пустотелым торовым ступеням, заполненных ракетным топливом, в нижней торцевой части таких торовых ступеней располагают ракетные двигатели, причем к верхней кольцевой ступени по периферии крепят герметичную оболочку обтекателя, выполненного из жаропрочного материала, верхняя часть которого разделена на два отсека диафрагмой, которая образует верхнюю вспомогательную камеру, заполненную гелием или водородом с избыточным давлением и создающую статическую подъемную силу, по окружности диафрагмы закреплено силовое кольцо в виде узкого пустотелого тора с топливом и ракетными двигателями, расположенными по периферии кольца, причем двигатели крепят шарнирно к кольцу для управления вектором тяги, нижняя кольцевая ступень снабжена газоопорным центральным телом, выполненным из жаропрочной тонкостенной оболочки, которая крепиться к периферийной части нижней кольцевой ступени, причем основание газоопорного центрального тела усилено дополнительным жаропрочным покрытием, например, аблирующим лаком на длину критической температуры факела двигателя, а в нижней части центрального тела располагают дренажные клапаны для сброса давления, при подъеме ракетной системы в атмосфере, при этом облучатель можно снабдить теплообменником для нагрева рабочего тела или теплового агента, при этом нагретое рабочее тело, например, водород, гелий, воздух или вода - нагретые в теплообменнике, использованы для создания реактивной струи для ориентации и маневров в космосе, а тепловой агент использован для энергетических нужд, например, для работы электрогенератора, при этом капсула полезного груза имеет возможность ориентации рефлектором на Солнце, фокусируя его лучи на теплообменнике, кроме того, после спуска груза на другую планету с помощью капсул в форме «фары», оболочки капсул можно объединить в многокупольные объекты с общим герметичным внутренним пространством путем их герметичного соединения боковыми сторонами, для чего на боковых поверхностях капсул по окружности, располагают арки снабженные устройствами для герметичного соединения с другими арками, расположенными на других капсулах, при этом указанное внутреннее пространство образуют путем удаления частей поверхности оболочек внутри арок, капсулу можно спустить так же и на поверхность небесного тела лишенного атмосферы, например на астероид.

Краткое описание чертежей.

На Фиг. 1 схематично представлен способ вывода в космос негабаритных грузов, возможных конфигураций.

На Фиг. 2 схематично представлен общий вид устройства и расположения ракетных ступеней с двигателями для вывода в космос и возвращения обратно, негабаритного груза в виде возвращаемой капсулы «фары».

На Фиг. 3 - схема основных этапов полета многоразового устройства вывода в космос и возвращения негабаритных грузов.

На Фиг. 4 - общий вид устройства для многоразового вывода в космос и возвращения обратно негабаритного груза в виде, кольцевого объекта со сплошной внутренней плоской, двояковыпуклой или выпукло-вогнутой поверхностью - рефлектором с силовым тороидальным кольцом с внутренним пространством для размещения пассажиров и грузов.

На фиг. 5 - схематичное представление этапов предстартовой подготовки устройства для вывода негабаритных грузов в космос при старте с водной поверхности и с грунта без использования дорогих стартовых комплексов.

На фиг. 6 показано многоярусное расположение кольцевых ракетных двигателей с кольцевыми щелевыми соплами с распределением их по конусообразному днищу первой ступени.

На Фиг. 7 показан способ объединения значительного количества негабаритных грузов в виде отдельных капсул в один герметичный обитаемый купол.

На фиг. 8 изображены варианты доставки в космос негабаритных грузов различных назначения и конфигурации.

ВАРИАНТЫ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЙ

Негабаритный груз 1 размещают на торовых ступенях 3 и 4, количество которых выбирают от 2 до 10 с конфигурацией, близкой к экваториальному его сечению Фиг. 1 данные ступени состоят из топливных емкостей и ракетных двигателей 2 Возможно размещение дополнительных разгонных ступеней 5 на выводимом в космос грузе 1. К верхней торовой ступени 4 крепят газоопорный обтекатель 6 с внутренним избыточным давлением Р2 выполненный из тонкостенной оболочки, а нижнюю ступень 3 снабжают газоопорным центральным телом, выполненным также из тонкостенной газоопорной оболочки с давлением Р3, являющимся соплом ракетных двигателей нижней торовой ступени 3.

Возможно устройство для многоразового вывода в космос и возвращения негабаритного груза в виде параболических или отражающих поверхностей, в которых силовое кольцо выполняют пустотелым, с герметичным внутренним пространством в виде обитаемых или грузовых отсеков Фиг. 2, причем негабаритный груз выполняют в виде «фары», где оболочка капсулы выполнена из фольги или эластичного материала, пленки, ткани и приобретает жесткость избыточным давлением газа Р4 легче воздуха например гелием. При этом капсула 1 и ступени 3 и 4 Фиг. 3 имеют отношение веса к площади 0,1-50 кг.м.кв. что позволяет обходится без дополнительной парашютной системы приземления. Капсула и ступени при возвращении используют площадь газоопорных оболочек для торможения ориентации и спуска в атмосфере планет используя частичную аэростатическую подъемную силу, что позволяет например подхватывать ступени при спуске буксировочными вертолетами и транспортировать их для повторного использования.

Кроме того устройство 1 многоразового использования для вывода в космос и возвращения негабаритного груза в виде орбитальной кольцевой станции выполненной в виде капсулы «фара» (Фиг.4) содержит параболический рефлектор 18 являющийся днищем капсулы, радиальные лучи 17 с внутренним герметичным пространством для перемещения людей и грузов, из торового отсека, в осевую часть выполненную в виде ступицы 16 и струны 14 которая регулирует и фиксирует фокусное расстояние от чаши отражателя 18 до облучателя 15, внутреннее пространство которого соединяется с отсеком противовращения 13 имеющего стыковочные узлы и шлюзовую камеру. Капсулу помещают внутрь кольцевых ступеней 4 и 3 имеющих ракетные двигатели 2 и закрепляют пиро-крепежными элементами 19. При этом к верхней ступени 4 крепят газоопорный обтекатель 6 а к нижней газоопорное центральное тело в виде осевого сопла 7.

Газоопорный обтекатель разделен на два отсека диафрагмой 11 с периферийным силовым кольцом 9 являющимся топливной емкостью для двигателей ракетных или воздушно-реактивных 8, вектором тяги которых управляют путем поворота сопел на различные углы, тем самым управляя путевой устойчивостью всей ракетной системы. Вспомогательный отсек заполнен гелием с давлением Р1 и по мере подъема в атмосфере на активном участке, стравливается через клапаны 12. Для защиты оболочки от раскаленных струй двигателей часть оболочки имеет защитную накладку 10.

В облучателе 15 также размещают теплообменники для нагрева рабочего тела для ракетных двигателей маневрирования и нагрева теплового агента, для энергетических нужд, для работы, которых капсулу ориентируют внутренней чашей днища капсулы на Солнце.

На Фиг. 5 показан возможный способ подготовки к старту газоопорного обтекателя. Здесь емкости с топливом и полезным грузом размещают на поверхности воды или грунта, причем для обеспечения безопасного расстояния среза сопел маршевых двигателей над поверхностью стартовой площадки, под двигателями делают радиальные газоотводные каналы при старте с грунта или ставят емкости на поплавки при старте с воды, возможен так же запуск двигателей под водой.

Для исключения воздействия ветра на газоопорный обтекатель в процессе приготовления к запуску полузаполненную подъемным газом его часть придерживают у поверхности причальными концами и непосредственно перед запуском концы освобождают и поднимают вспомогательную камеру 11 с обтекателем 6 в вертикальное положение после чего сначала включают ракетные двигатели 8 на вспомогательном отсеке 11 обтекателя 6 затем после необходимого натяжения в вертикальном направлении оболочки обтекателя запускают стартовые двигатели 2 на взлетной ступени 3, по мере подъема ракеты ее можно закрутить вокруг продольной оси для гиростабилизации, при подъеме оболочка расправляется под действием внутреннего давления Р2 и уже на высоте около 3-5 км приобретает плотную обтекаемую форму, а при максимальном скоростном напоре набегающего потока давление во вспомогательной камере и жесткий аэродинамический наконечник 19 в ее верхней части, обеспечивает необходимую жесткость формируя устойчивый конус скачка уплотнения. Избыток давления газа в обтекателе понижают по мере подъема, стравливая газ через автоматические клапаны 12.

Далее на высоте около 40 км оболочка 6 с вспомогательной камерой 11 снабженной жестким наконечником 19 и форсажными двигателями управления по курсу 8 отделяется в месте ее соединения 20 Фиг. 4 со второй ступенью и спускается на планету в парашютно-аэростатическом режиме, за счет газа Р1 внутри вспомогательной камеры 11. в то время как ступени с грузом продолжают дальнейший разгон, после отработки первой ступени 3 Фиг. 3 ее отделяют и спускают на землю также в парашютно-аэростатическом режиме предварительно расправив вкладыш 21 давлением Р3. При этом аэродинамические нагрузки на ступень не превышают 10-50 кг/м2.

После выработки второй ступени ее отделяют от груза и третьей ступени и так же спускают на землю, как и первую, предварительно расправив вкладыш 22 давлением Р6. Далее полезная нагрузка осуществляет довывод на орбиту используя емкость 5. А также солнечные лучи для подогрева водорода который пропускают через чашу излучателя 15 и испускают через сопла. На орбите полезный груз если это кольцевой объект с пассажирами может быть закручена для искусственной гравитации. Для стыковки с другими объектами предусмотрены стыковочные узлы противовращения 13.

Осуществив орбитальную задачу, груз 1 спускают, используя аэродинамическую форму оболочки 23 сформированной давлением Р4. при этом ее ориентируют к потоку под необходимым углом и закручивают относительно вертикальной оси для гиростабилизации. При попадании в слой с попутным ветровым потоком во время снижения груз может совершать горизонтальные перелеты на длинные дистанции, более 200 км. при этом возможна установка тяговых воздушно реактивных двигателей 24 для вертикального маневрирования, (управления высотой, разворотами и т.п.). Посадку ступени и негабаритного груза осуществляют на воду или твердую поверхность.

Посадку можно также совершать на других небесных телах Фиг. 7. При этом после посадки возможно объединение внутреннего пространства оболочек 23 с другими аналогичными путем их соединения с помощью, например, специальных герметичных замков 25 типа молния, причем с помощью такого модульного наращивания герметичного пространства, а после удаления площадей объединения 26 внутри линии замков 25 внутри него возможно строительство целых поселков с искусственным климатом и общим герметичным пространством., что не маловажно для создания садов на Марсе и его спутниках или например на спутнике Сатурна Титане. На фиг. 8 изображены варианты доставки грузов различной конфигурации в космос.

ЛИТЕРАТУРА

С.П. Уманский Ракеты-носители. Космодромы. М., Изд-во Рестарт +. 2001 - 216 с.

К. Гэтланд. Ракетно-Космическая Техника. М. 1989. Изд. Мир.

1. Способ многократного вывода в космос и возвращения негабаритного груза, включающий размещение негабаритного груза на ракетных ступенях, тандемно соединённых друг с другом, выполненных в виде торов с формой, повторяющей очертания негабаритного груза, и снабжённых ракетным двигателями, расположенными на взаимном максимальном расстоянии так, чтобы обеспечить равномерное распределение тяги и вибро-акустических нагрузок ракетных двигателей по нижней окружной поверхности в соответствии с концентрацией массы по периметру выводимого негабаритного груза, а также использование аэростатических и аэродинамических средств защиты, торможения в атмосфере и плавного спуска на Землю, отличающийся тем, что ракетные двигатели выполняют в виде линейного кольцевого блока двигателей по всей нижней торцевой части тороидальной ступени, а для защиты негабаритного груза на атмосферном участке выведения обтекатель негабаритного груза выполняют в виде газоопорной конструкции, состоящей из герметичной силовой оболочки, жесткость которой обеспечивают избыточным давлением газа легче воздуха, например, гелия, при этом обтекатель используют для дополнительной аэростатической тяги на начальном участке полета в атмосфере и на участке спасения отработанной верхней тороидальной ступени, к которой он крепится, причем для исключения донного сопротивления и улучшения условий истечения ракетной струи нижнюю часть ракетной системы, образованной указанными элементами, снабжают газоопорной конструкцией в виде центрального тела, выполненного из жаропрочной тонкостенной оболочки, жесткость которой придают также избыточным давлением газа легче воздуха, при этом оболочку центрального тела используют для спасения другой ступени, к которой её крепят, а для управления и улучшения путевой устойчивости часть передней вспомогательной камеры оболочки снабжают кольцевой топливной емкостью, на которой крепят ракетные двигатели по окружности, при этом управление курсом указанной ракетной системы осуществляют изменением вектора тяги двигателей и выходом избыточного газа при увеличении давления внутри оболочки обтекателя при наборе высоты ракетной системы, при этом соблюдают условие того, чтобы статическая подъемная сила внутри вспомогательной камеры была больше веса оболочки обтекателя вместе с кольцевой емкостью и управляющими двигателями по меньшей мере на участке предварительного набора высоты.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что спасение указанных торовых ступеней осуществляется путем их торможения в атмосфере посредством газоопорных оболочек и парашютирования с частичной аэростатической подъемной силой, которую обеспечивает газоопорный газ, например гелий или горячий атмосферный газ, поступающий внутрь оболочки обтекателя или центрального тела при торможении через специальные воздухозаборные карманы с обратными клапанами, а возвращение негабаритного груза производят путем помещения его внутрь герметичной аэродинамической капсулы в форме «фары», выполненной из тонкой жаропрочной оболочки, жесткость которой обеспечивают избыточным давлением газа легче воздуха, например гелием или горячим воздухом, поступающим внутрь оболочки через воздухозаборные карманы с обратными клапанами, причём соблюдено условие отношения массы капсулы с грузом к её площади от 0,1 до 50 кг/м2, причём спуск в атмосфере, парашютирование и мягкое приземление негабаритного груза и ступеней производят, используя аэростатическую силу, для чего в качестве газовой опоры герметичной оболочки капсулы или обтекателей используют гелий или горячий воздух, например, наполняя ими оболочку на конечном этапе входа в атмосферу.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что возвращение модуля с грузом и ступеней к месту старта осуществляют путём висения в подвижных слоях атмосферы с использованием аэростатической подъемной силы, при этом выбирают попутное направление течения воздушного слоя к месту базирования, например экваториальные пассаты, причем в непосредственной близости от места старта аэростатическую силу модуля и возвращаемых ступеней уменьшают для обеспечения точной посадки, например, на водную поверхность возле места старта.

4. Устройство для многократного вывода в космос и возвращения негабаритного груза, содержащее ракетные ступени с тороидальными топливными емкостями, тандемно соединённые друг с другом, а также аэростатические и аэродинамические средства защиты, торможения в атмосфере и плавного спуска на Землю, отличающееся тем, что снабжено центральным телом, газоопорным обтекателем, количество указанных ступеней равно двум, при этом полезный груз выполнен с возможностью крепления только к верхней ступени, а нижняя ступень является платформой, на которой он лежит, газоопорный обтекатель закреплен на торце или периферии верхней тороидальной емкости, а центральное тело – на торце или периферии нижней тороидальной емкости, причем для обеспечения жесткости верхнюю часть газоопорного обтекателя снабжают отдельной вспомогательной камерой, выполненной из тонкого жаропрочного металла или композиционного материала, например, типа углерод-углерод, которую заполненяют гелием или водородом под давлением большим, чем в остальной части обтекателя.

5. Устройство по п.4, отличающееся тем, что центральное тело выполнено в виде газоопорной топливной емкости, негабаритный груз расположен на торообразной топливной емкости второй ступени, причем для равномерного распределения тяговой нагрузки от маршевых ракетных двигателей топливная емкость центрального тела первой ступени имеет форму конуса, основание которого равномерно подпирает груз по всей площади, а боковая поверхность конусной емкости снабжена многоярусными кольцевыми блоками ракетных двигателей с кольцевыми щелевыми соплами, распределенными по высоте емкости, причем конусная емкость ступенчато сужается к нижней части каждого яруса, находящейся под кольцевым щелевым соплом так, что внешняя поверхность оболочки выполняет функцию поверхности центрального тела, организующего расширение истекающей из щелевого сопла реактивной струи и обеспечивающего охлаждение находящимися внутри компонентами топлива стенки емкости, при этом давление внутри емкости, полученное в результате теплообмена, используется для наддува этой емкости.

6. Устройство по п.4, отличающееся тем, что приспособлено для негабаритного груза в виде кольцевой космической станции с рефлектором и центробежной гравитацией, размещаемой внутри герметичной оболочечной конструкции, выполненной в форме «фары», форму и жесткость которой придают и поддерживают избыточным давлением газа легче воздуха, экваториальную часть выполняют в виде полого тора, являющегося грузовым или обитаемым отсеком космической станции, причем донная часть сегмента выполнена в виде параболического рефлектора в оптическом или радиодиапазонах, а верхняя коническая прозрачная вершина купола конической части снабжена облучателем и внешним стыковочным модулем с узлом противовращения и имеет фокальную высоту от параболического дна, точность которой регулируют осевой трубчатой осью с внутренним герметичным каналом для перемещения людей и грузов, один конец которого крепят к облучателю, а другой - к центру силовой многолучевой крестовины, концы лучей которой крепятся внутри экваториального торового отсека, причем крестовина имеет герметичные полости для перемещения пассажиров и грузов, связанные с тором, центральная осевая часть крестовины имеет герметичный цилиндрический отвод за пределы внутреннего пространства капсулы и выходит из параболического днища, оканчиваясь стыковочным отсеком для приема космических аппаратов в космосе, с узлом противовращения, предназначенным для компенсации вращения всей капсулы, которую закручивают в космосе для создания центробежной гравитации в отсеках торового кольца, при этом для вывода в космос такая капсула прикреплена к замкнутым пустотелым торовым ступеням, заполненным ракетным топливом, в нижней торцевой части которых располагают ракетные двигатели, причем к верхней кольцевой ступени по периферии крепят герметичную оболочку обтекателя, выполненного из жаропрочного материала, верхняя часть которого разделена на два отсека диафрагмой, которая образует верхнюю вспомогательную камеру, заполненную гелием или водородом с избыточным давлением и создающую статическую подъемную силу, по окружности диафрагмы закреплено силовое кольцо в виде узкого пустотелого тора с топливом и ракетными двигателями, расположенными по периферии кольца, причём двигатели крепят шарнирно к кольцу для управления вектором тяги, нижняя кольцевая ступень снабжена газоопорным центральным телом, выполненным из жаропрочной тонкостенной оболочки, которая крепится к периферийной части нижней кольцевой ступени, причем основание газоопорного центрального тела усилено дополнительным жаропрочным покрытием, например аблирующим лаком, на длину критической температуры факела двигателя, а в нижней части центрального тела расположены дренажные клапаны для сброса давления при подъеме ракетной системы в атмосфере.

7. Устройство по п.6, отличающееся тем, что облучатель снабжают теплообменником для нагрева рабочего тела или теплового агента, при этом нагретое рабочее тело, например водород, гелий, воздух или вода, нагретые в теплообменнике, использовано для создания реактивной струи для ориентации и маневров в космосе, а тепловой агент использован для энергетических нужд, например для работы электрогенератора, при этом капсула полезного груза имеет возможность ориентации рефлектором на Солнце, фокусируя его лучи на теплообменнике.

8. Способ использования негабаритного груза на других планетах, включающий торможение и спуск груза на планету, отличающийся тем, что после спуска груза на планету с помощью капсул в форме «фары», оболочки капсул объединяют в многокупольные объекты с общим герметичным внутренним пространством путем их герметичного соединения боковыми сторонами, для чего на боковых поверхностях капсул по окружности располагают арки, снабженные устройствами для герметичного соединения с другими арками, расположенными на других капсулах, при этом указанное внутреннее пространство образуют путём удаления частей поверхности оболочек внутри арок.

9. Способ по п. 8, отличающийся тем, что указанные капсулы спускают на поверхность небесного тела, лишенного атмосферы, например на астероид.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области космической техники, касается средств для увода объектов, находящихся на орбитах искусственных спутников Земли, и погружения их в атмосферу.

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере. Способ включает изменение аэродинамического качества КА, обеспечивающее его посадку в заданную область поверхности планеты.

Изобретение относится к управлению подготовкой и осуществлением спуска космического аппарата (КА). Способ включает построение требуемой для проведения наблюдений ориентации КА, определение остатка топлива на борту КА, а также орбиты спуска, проходящей максимальное число раз над заданными наземными пунктами и отвечающей требованиям светотеневой обстановки на орбите КА и в этих пунктах.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для снижения площадей районов падения отделяющихся частей (ОЧ) ракет космического назначения (РКН).

Изобретение относится к области космической техники. Посадочное устройство содержит, по крайней мере, одну посадочную опору, включающую в себя центральную телескопическую стойку.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), главным образом на атмосферном участке траектории выведения. Способ включает автономное оперативное определение бортовыми средствами КА высоты условного перицентра траектории сразу после входа КА в атмосферу.

Изобретение относится к управлению выведением космического аппарата (КА) с подлетной траектории на орбиту искусственного спутника планеты (ИСП) с атмосферой. В способе используются аэродинамическое торможение КА и реактивная коррекция орбиты КА на внеатмосферном участке.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при отделении отработанных ступеней ракет-носителей (РН) типа «Союз». Оснащают ракетные блоки (РБ) первой ступени гибкой тросовой механической связью, отделяют РБ от второй ступени РН, запускают парашютную систему, стабилизируют РБ, производят гашение гиперзвуковых скоростей РБ, снижают РБ с помощью воздушно-космической парашютной системы, приземляют РБ на земную поверхность в районы падения.

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 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 конструкции и компоновке космических аппаратов. Модуль содержит корпус с размещенными внутри блоками служебной аппаратуры, аккумуляторную батарею, антенну радиосвязи (12), радиаторы-охладители (6, 9) и поворотные панели (8) солнечных батарей.

Изобретение относится к космической технике. Блок двигателей малой тяги разгонного блока содержит корпус коробчатой формы, два закрепленных на нижнем основании корпуса двигателя стабилизации, двигатель стабилизации, закрепленный на одной из боковых стенок корпуса, и кронштейн.

Изобретение относится преимущественно к космическим аппаратам (КА) с малыми космическими модулями (КМ) для оптико-электронного наблюдения Земли. КМ включает в себя призматический силовой корпус блочного типа.

Группа изобретений относится к двигательным системам транспортных средств, использующим внешние ресурсы космической среды. Система включает в себя компрессоры (6, 8, 10) для засасывания и сжатия атмосферного газа, первый (2) и второй (4) баки-хранилища сжиженного (например, в теплообменнике (12)) газа.

Изобретение относится к средствам управления движением космических аппаратов, а именно к электрическим (плазменным) ракетным двигателям для коррекции орбиты искусственного, преимущественно низкоорбитального спутника планеты с атмосферой.

Изобретение относится к способам приведения в движение тел в различных средах, в т.ч. в космосе.

Группа изобретений относится к орбитальной заправке космических аппаратов (КА), например искусственных спутников. Система дозаправки содержит обслуживаемый (14) и обслуживающий (12) КА со средствами транспортировки топлива из баков КА (12) в баки КА (14).

Изобретение относится к космической технике и может использоваться для корректировки орбиты обитаемых космических аппаратов (КА). Импульсная реактивная двигательная установка космического аппарата включает твердополимерный электролизер воды, вход водородной полости которого гидравлически связан с герметичным резервуаром с водой, имеющим штуцер наддува, газожидкостной сепаратор, подключенный к выходу водородной полости электролизера и связанный с ее входом байпасной гидромагистралью, на которой установлен насос, баллон для хранения водорода и реактивный двигатель, соединенные пневмомагистралью с клапаном, а также управляемый источник тока, подключенный к электролизеру.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть применено для многоразовых возвращаемых ракетно-космических систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере.

Изобретение относится к ракетным двигательным средствам для орбитальных маневров и/или спуска космических аппаратов (КА) на Землю. Предлагаемое устройство в значительной степени автономно и соединяется с КА перед его запуском.

Группа изобретений относится к ракетной технике и может быть применена для многоразовых возвращаемых ракетно-космический систем. Возвращаемая ступень РН содержит фюзеляж, баки окислителя и горючего, крылья, по меньшей мере один ЖРД и не менее двух рулевых двигателей.

Группа изобретений относится к методам и средствам доставки негабаритных грузов в космос и их возвращения на поверхность небесного тела. Выводимый НГ опоясывают ступенями носителей торообразной формы, повторяющей очертания НГ. Ракетные двигатели ступеней создают тягу, равномерную по экватору торов. Обтекатель НГ и другие оболочечные элементы выполняют по газоопорной схеме, используя прочные ткани, пленки или фольгу. При наддуве оболочек гелием создается аэростатическая сила на участке полета в атмосфере. При использовании для спуска НГ капсул в форме «фары», на поверхности небесного тела могут быть созданы многокупольные объекты с общим внутренним пространством путем герметичного соединения капсул по вырезам их боковых стенок. Техническим результатом является расширение функциональных возможностей носителей НГ и снижение затрат, потребных для вывода в космос, эксплуатации и возвращения НГ. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 8 ил.

Наверх