Стартовый комплекс для ракет малого и сверхмалого класса

Изобретение относится к космической технике, а именно к стартовым комплексам ракет. В стартовом комплексе для ракет малого и сверхмалого класса для придания ракете начального ускорения используется сила тяжести ускоряющей цистерны с водой, которая через несущие тросы и систему блоков соединяется с пусковой клетью с размещенной в ней ракетой. Ракета внутри клети фиксируется с помощью пневмобаллонов, симметрично обжимающих ракету по всей высоте. Разгон клети с ракетой и ускоряющее падение цистерны происходят в специально оборудованных шахтах. В момент разъединения ракеты с пусковой клетью и включения маршевых двигателей открываются сбросовые клапаны для опорожнения ускоряющей цистерны. Для остановки системы применяются тормозящие тросы, соединяющие пусковую клеть с тормозными цепями, расположенными на дне стартовой шахты, а также тросовые тормоза. Техническим результатом изобретения является увеличение массы полезной нагрузки, выводимой ракетой при прежних запасах топлива. 6 ил.

 

Изобретение относится к области космической техники, а именно к средствам для осуществления запуска ракет малого и сверхмалого класса на жидком и твердом топливе для вывода на орбиту непилотируемых космических аппаратов.

Состояние техники

При традиционном способе запуска ракеты-носителя со стартового стола на всех этапах старта (включая этап отрыва от стартового стола) используется энергия топлива, заключенного в самой ракете, при этом расход топлива первой ступени составляет от 0,5 тонны до 1 тонны в секунду. Таким образом, расход топлива за первые 5-10 секунды старта составляет несколько тонн и сравним с весом полезной нагрузки ракеты, который обычно составляет 2%-2,5% от стартового веса ракеты.

Суть изобретения заключается в том, чтобы для разгона ракеты на начальном участке траектории использовать внешнюю силу, в частности силу земного тяготения, что позволит при прежнем весе топлива в ракете увеличить полезную нагрузку либо увеличить высоту орбиты.

Для осуществления разгона ракеты-носителя используется стартовый комплекс, схема и принцип работы которого представлены в описании и на прилагаемых рисунках.

Автору неизвестны аналогичные конструкции стартовых комплексов как действующие, так и на стадии проекта.

Краткое описание чертежей

Фигура 1. Общий вид стартового комплекса при подготовке ракеты.

1 Башня предстартового обслуживания

2 Пусковая клеть

3 Ракета

4 Стартовая шахта

5 Шахта для ускоряющей цистерны

6 Ускоряющая цистерна

7 Система блоков

8 Несущие тросы

9 Тросовые тормоза

10 Тормозящие тросы

11 Тормозные цепи

12 Направляющие рельсы

13 Стопоры для ускоряющей цистерны

14 Насосы для воды

15 Резервуар для воды

Фигура 2. Стартовая клеть с ракетой.

3 Ракета

7 Система блоков

8 Несущие тросы

10 Тормозящие тросы

16 Несущая платформа

17 Фиксирующий каркас

18 Пневмобаллоны

19 Пиропатроны

20 Направляющие ролики

Фигура 3. Ускоряющая цистерна.

6 Ускоряющая цистерна

8 Несущие тросы

21 Секция цистерны

22 Сбросовое отверстие

23 Сбросовый клапан

24 Блок управления сбросовым клапаном

25 Труба наполнения

26 Датчик уровня воды

27 Узлы крепления несущих тросов

Фигура 4. Состояние элементов стартового комплекса перед пуском ракеты.

Фигура 5. Состояние элементов стартового комплекса во время разгона пусковой клети с ракетой.

Фигура 6. Состояние элементов стартового комплекса в момент разделения ракеты с пусковой клетью.

Описание конструкции стартового комплекса

Башня предстартового обслуживания (1). Кроме своего прямого назначения по обеспечению предстартового обслуживания ракеты (3), башня является несущей конструкцией для системы блоков (7), через которые несущие тросы (8) вытягивают пусковую клеть (2) с ракетой, что определяет конструкцию и прочность башни.

Пусковая клеть (2). Представляет собой конструкцию, состоящую из несущей платформы (16) и закрепленного на ней фиксирующего каркаса (17). Несущая платформа имеет круглую в плане форму с отверстием в центре. К нижней части несущей платформы крепятся несущие тросы (8) и тормозящие тросы (10). Несущая платформа предназначена для размещения на ней ракеты (3) и при минимальном весе должна обладать прочностью, чтобы передать ускоряющий момент от несущих тросов к ракете весом 200 тонн, а также выдерживать ускорения, возникающие при торможении пусковой клети. Фиксирующий каркас является ажурной конструкцией цилиндрической формы с полостью посередине и состоит из двух половин, которые раскрываются для установки ракеты в полости. После установки ракеты половины фиксирующего каркаса соединяются и ракета центрируется и закрепляется с помощью пневмобаллонов (18), которые обжимают ракету симметрично и по всей длине. Такая фиксация ракеты равномерно передает ускоряющий импульс на все тело ракеты, а также позволит избежать колебаний ракеты при разгоне. В момент запуска двигателей ракеты пневмобаллоны подрываются пиропатронами (19) по определенной программе либо все одновременно, что позволяет практически мгновенно разъединить ракету с пусковой клетью.

Стартовая шахта (4). Участок разгона пусковой клети (2) с ракетой (3) размещается в шахте глубиной 150-200 метров, т.к. изготовление шахты технически проще и экономически выгоднее, чем возведение башни соответствующей высоты и прочности. По всей глубине шахты выполнены четыре направляющих рельса (12), по которым катятся направляющие ролики (20) пусковой клети, что позволит устранить боковые колебания пусковой клети и ракеты при разгоне.

Тормозные цепи (11). На дне стартовой шахты (4) лежат тормозные цепи, которые тормозящими тросами (10) соединены с несущей платформой (16) пусковой клети (2). Длина тросов отрегулирована так, чтобы пусковая клеть начала вытягивать тормозные цепи сразу же после подрыва пиропатронов (19). Плавное увеличение веса тормозящего груза позволит подобрать оптимальный режим торможения пусковой клети.

Система блоков (7). Предназначена для размещения несущих тросов (8).

Несущие тросы (8). Предназначены для передачи импульса силы падающей ускоряющей цистерны (6) на пусковую клеть (2) с ракетой (3). Толщина и количество тросов определяются максимальным весом ускоряющей цистерны и ракеты и запасом прочности.

Тросовые тормоза (9). Обеспечивают фиксацию либо плавное изменение скорости движению системы пусковая клеть (2) - несущие тросы (8) - ускоряющая цистерна (6).

Ускоряющая цистерна (6). Представляет собой цилиндрическую емкость объемом 200-300 м.куб., прикрепленную к несущим тросам (8) с помощью узлов крепления тросов (27) вертикально и размещенную в специальной шахте для ускоряющей цистерны (5). Емкость разделена на несколько секций (21), которые заполняются водой через трубы наполнения (25). Уровень воды в каждой секции контролируется датчиком уровня воды (26). В каждой секции в боковых стенках выполнены сбросовые отверстия (22) в количестве 6 шт., оборудованные автоматическими сбросовыми клапанами (23). В момент подрыва пиропатронов и отделения ракеты от клети все клапаны автоматически открываются для максимально быстрого опорожнения ускоряющей цистерны, что резко уменьшает импульс силы, передаваемый на пусковую клеть (2). Тормозные цепи (11) в стартовой шахте (4) и тросовые тормоза (9) обеспечат плавную остановку пустой ускоряющей цистерны в нижней части шахты.

Шахта для ускоряющей цистерны (5). Обеспечивает пространство для движения ускоряющей цистерны (6). Глубина шахты практически равна глубине стартовой шахты (4). Вода из шахты откачивается насосами (14) в резервуар для воды (15).

Процесс запуска ракеты

Предстартовая подготовка (Фиг. 1). В процессе подготовки ракета (3) помещается в пусковую клеть (2), размещенную в башне предстартового обслуживания (1). В пусковой клети ракета жестко фиксируется с помощью пневмобаллонов (18), которые обжимают ее по всей длине.

Ускоряющая цистерна (6) в это время находится в нижней части шахты (5), вес ее составляет около 90% от суммарного веса ракеты и пусковой клети. В статическом подвешенном состоянии ускоряющую цистерну удерживают тросовые тормоза (9).

(Фиг. 4) Непосредственно перед запуском ракеты пусковую клеть с ракетой плавно опускают на несущих тросах (8) на дно стартовой шахты (4), используя тросовые тормоза и ускоряющую цистерну как противовес.

По достижении ускоряющей цистерной верхней точки ее закрепляют с помощью тормозов и стопоров (13) и дозаполняют водой до необходимого веса, который обеспечит заданное стартовое ускорение ракете.

Разгон пусковой клети с ракетой (Фиг. 5). Для пуска ракеты (3) ускоряющую цистерну (6) снимают со стопоров и, используя тормоза (9) для плавного начала движения, позволяют ускоряющей цистерне под действием своего веса опускаться в шахту (5). Разница в весе между ускоряющей цистерной и пусковой клетью вместе с ракетой составляет силу, которая придает стартовое ускорение ракете через несущие тросы (8) и систему блоков (7). Изменяя разницу в весе между ускоряющей цистерной и ракетой, регулируют ускорение ракеты и, следовательно, скорость ракеты в момент разделения ее с пусковой клетью (2).

Разделение ракеты с пусковой клетью (Фиг. 6). При достижении пусковой клети (2) точки отделения ракеты (3) (которая расположена ниже верхних блоков (7) на величину тормозного пути пусковой клети) в системе практически одновременно происходят следующие процессы: а) включаются маршевые двигатели ракеты, б) с помощью пиропатронов (19) подрываются пневмобаллоны (18), чем обеспечивается разъединение ракеты и пусковой клети, в) открываются сбросовые клапаны (23) на ускоряющей цистерне (6), что обеспечивает резкое уменьшение веса цистерны и, как следствие, уменьшение силы, обеспечивающей ускорение пусковой клети, г) тормозящие тросы (10) начинают вытягивать тормозные цепи (11), что обеспечивают плавное увеличение тормозящей силы, действующей на пусковую клеть, д) включаются тросовые тормоза (9), что также способствует скорейшей остановке системы *пусковая клеть - несущие тросы - ускоряющая цистерна*.

Особенности проектирования стартового комплекса

Для проверки и отработки работоспособности данного проекта рекомендуется на всех стадиях проектирования и испытаний использовать уменьшенные модели данного комплекса, начиная с моделей с характерными размерами до 10 метров, что позволит существенно снизить расходы на этапе проектирования.

Технический результат

Применение данного стартового комплекса при запуске ракет малого и сверхмалого классов позволит на начальном участке траектории (150-200 м) разгонять ракеты с выключенными маршевыми двигателями, используя только внешнюю силу - силу земного притяжения. За счет сэкономленных при этом нескольких тонн ракетного топлива возможно существенное увеличение веса полезной нагрузки либо увеличение высоты орбиты. Использование воды в качестве балласта для создания требуемой силы позволит при многократных запусках достичь большого экономического эффекта и быстро окупить затраты на разработку и постройку данного стартового комплекса. Эксплуатация данного комплекса позволит с большей эффективностью использовать конверсионные баллистические ракеты для запуска космических аппаратов малого веса, которые находят все большее применение в космической сфере.

Стартовый комплекс для ракет малого и сверхмалого классов, характеризующийся использованием силы земного притяжения для придания ракете начального ускорения и включающий в себя пусковую клеть с пневмобаллонами для фиксации ракеты и ускоряющую цистерну, перемещающиеся в специальных шахтах, соединенные между собой тросами через систему блоков и оборудованные соответственно системой торможения и системой заправки и сброса балластной воды.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике. В стартовой системе для космических летательных аппаратов старт летательного аппарата, закрепленного на стартовой платформе с электродвигателем, осуществляется из горизонтального положения.

Изобретение относится к средствам воздушного запуска в космос ракет, спутников, орбитальных самолетов и других объектов. Стратосферная платформа содержит корпус в виде нескольких соединённых в кольцевую структуру шаров с оболочками из ультратонкой плёнки, заполняемыми гелием.

Изобретение относится к ракетной технике и может использоваться для подготовки ракетного топлива. Способ подготовки компонентов ракетного топлива для заправки двигательных установок ракетной техники включает процесс термостатирования и газонасыщения.

Изобретение относится к средствам наземной эксплуатации солнечных батарей (СБ), в частности для проверки их работоспособности. Устройство содержит кожух, включающий корпуса (2) из термостойкой пластмассы со светодиодными излучателями (5).

Изобретение относится, преимущественно, к наземным электротехническим испытаниям космических аппаратов (КА). Циклограммы электрических проверок КА (1) заложены в блок (4.1) формирования директив оператора.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может использоваться для запуска полезных грузов на околоземную орбиту. В устройстве запуска ракет с лазерным ракетным двигателем (ЛРД) имеется платформа, на которой расположено поворотное зеркало с механизмом управления.

Изобретение относится к области промышленного и специального строительства, в частности к объектам, предназначенным для подготовки и обеспечения космических запусков.

Изобретение относится к устройствам установочно-обслуживающего наземного оборудования космических ракетных комплексов. Устройство установочно-обслуживающее содержит подвижную платформу с механизмами передвижения, механизмами фиксации и опорами для закрепления на фундамент стартового сооружения.

Изобретение относится к разъемным соединениям и может быть использовано для подсоединения с последующим отделением воздуховодов системы термостатирования космической головной части при нахождении ракеты-носителя с последней на стартовой позиции.

Изобретение относится к области управления качеством продукции, в частности, крупногабаритных топливных баков ракет. Способ заключается в выборе информативных параметров качества (ИПК) изготовления тонкостенной оболочки бака.

Изобретение относится к способу электрических проверок космического аппарата (КА). Для электрической проверки производят включение и выключение КА, подключение и отключение наземных имитаторов бортовых источников электропитания, автоматизированную выдачу команд управления, допусковое телеизмерение и контроль параметров бортовой вычислительной системы, контроль сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формирование директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формирование протокола испытаний, отображение текущего состояния процесса испытаний. В случае недостатка мощности солнечных батарей для питания нагрузки отключают функцию распределения токов разряда, контролируют разницу токов разряда для проверки исправности разрядных преобразователей. Обеспечивается надежность проведения электрических проверок КА. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к стартовым комплексам ракет. В стартовом комплексе для ракет малого и сверхмалого класса для придания ракете начального ускорения используется сила тяжести ускоряющей цистерны с водой, которая через несущие тросы и систему блоков соединяется с пусковой клетью с размещенной в ней ракетой. Ракета внутри клети фиксируется с помощью пневмобаллонов, симметрично обжимающих ракету по всей высоте. Разгон клети с ракетой и ускоряющее падение цистерны происходят в специально оборудованных шахтах. В момент разъединения ракеты с пусковой клетью и включения маршевых двигателей открываются сбросовые клапаны для опорожнения ускоряющей цистерны. Для остановки системы применяются тормозящие тросы, соединяющие пусковую клеть с тормозными цепями, расположенными на дне стартовой шахты, а также тросовые тормоза. Техническим результатом изобретения является увеличение массы полезной нагрузки, выводимой ракетой при прежних запасах топлива. 6 ил.

Наверх