Электрическая воздушная стартовая система космической ракеты

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Электрическая воздушная стартовая система космической ракеты содержит основание с системой управления стартовой системой и батареи ее электроснабжения. Основание выполнено в виде невращающегося кольца. К кольцу крепятся одними своими концами опорные штанги, содержащие на других своих концах пяты опорных штанг, взаимодействующие с катапультами, содержащими роторы катапульт, статоры которых размещены на опорных штангах, и пяты катапульт для опоры космической ракеты. На верхнее вращающееся кольцо с прикрепленными к нему лопастями опирается посредством системы магнитного подвеса верхняя часть невращающегося кольца с электроприводом верхнего вращающегося кольца. На нижнее вращающееся кольцо с прикрепленными к нему лопастями опирается посредством системы магнитного подвеса нижняя часть невращающегося кольца. Электропитание электроагрегатов основания осуществляется с помощью наземного источника электропитания. Техническим результатом изобретения является повышение надежности, экономичности и экологической безопасности стартовой системы. 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.

Известен «Авиационный ракетный комплекс», Патент РФ №2401779, 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.

Известна «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 РФ№2397922, B64G 1/14, B64C 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 отделяющимися 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. Достигается 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.

Известна «Система воздушного пуска космических ракет», Патент РФ №2268209, B64G 5/00, 16.04.2003, которая относится к стартовым сооружениям ракет-носителей космического назначения. Предлагаемая 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, безопасности, экономичности, экологичности запуска космической ракеты. Поставленная цель достигается простотой технического решения, экономичностью его реализации и времени на подготовку стартовой системы для пуска космической ракеты.

Для этого электрическая воздушная стартовая система космической ракеты содержит основание с системой управления электрической воздушной стартовой системы космической ракеты и батареи ее электроснабжения. Основание выполнено из невращающегося кольца, к которому крепятся одними своими концами опорные штанги, содержащие на других своих концах пяты опорных штанг, взаимодействующие с катапультами, содержащими роторы катапульт, статоры которых размещены на опорных штангах, и пяты катапульт для опоры космической ракеты. На верхнее вращающееся кольцо с прикрепленными к нему лопастями опирается посредством системы магнитного подвеса верхняя часть невращающегося кольца с электроприводом верхнего вращающегося кольца. На нижнее вращающееся кольцо с прикрепленными к нему лопастями опирается посредством системы магнитного подвеса нижняя часть невращающегося кольца с электроприводом нижнего вращающегося кольца. Электропитание электроагрегатов основания осуществляется через пантографы, взаимодействующие через полозы с контактными проводами, крепящимися к аэростатам, через изоляторы к бетонному основанию наземной площадки и подключенные к наземному источнику электропитания.

Сущность изобретения поясняется чертежами:

Фиг. 1 - Подвижная часть электрической воздушной стартовой системы космической ракеты с космической ракетой.

Фиг. 2 - Вид сверху подвижной части электрической воздушной стартовой системы космической ракеты.

Фиг. 3 - Электрическая воздушная стартовая система космической ракеты с космической ракетой в процессе подъема.

Фиг. 4 - Электрическая воздушная стартовая система космической ракеты с космической ракетой на наземной площадке вертикального взлета.

Фиг. 5 - Вид спереди в разрезе фрагмента электрической воздушной стартовой системы космической ракеты.

Фиг. 6 - Электрическая воздушная стартовая система космической ракеты с катапультируемой с нее космической ракетой.

Фиг. 7- Подвижная часть электрической воздушной стартовой системы космической ракеты, снижающаяся для посадки после катапультирования с нее космической ракеты.

Перечень элементов на прилагаемых к описанию чертежах следующий:

1 - основание;

2 - лопасти;

3 - невращающееся кольцо;

4 - верхнее вращающееся кольцо;

5 - нижнее вращающееся кольцо;

6 - верхний магнитный подвес невращающегося кольца;

7 - нижний магнитный подвес невращающегося кольца;

8 - магнитный подвес верхнего вращающегося кольца;

9 - магнитный подвес нижнего вращающегося кольца;

10 - ротор электропривода верхнего вращающегося кольца;

11 - статор электропривода верхнего вращающегося кольца;

12 - ротор электропривода нижнего вращающегося кольца;

13 - статор электропривода нижнего вращающегося кольца;

14 - опорная штанга со статором катапульты;

15 - пята опорной штанги;

16 - шарнир опорной штанги;

17 - катапульта;

18 - ротор катапульты;

19 - пята катапульты;

20 - пантограф;

21 - полоз;

22 - космическая ракета;

23 - реактивный двигатель космической ракеты;

24 - ферма опоры ракеты;

25 - бетонное основание наземной площадки;

26 - аэростат;

27 - контактный провод;

28 - изолятор;

29 - наземный источник электроснабжения.

Электрическая воздушная стартовая система космической ракеты включает в себя следующие составляющие ее части. Основание 1 с системой управления электрической воздушной стартовой системы космической ракеты и батареи ее электроснабжения (Фиг. 1). Основание 1 выполнено из невращающегося кольца 3, верхнего вращающееся кольца 4 и нижнего вращающегося кольца 5 (Фиг. 1 и 5). К верхнему вращающемуся кольцу 4 и нижнему вращающемуся кольцу 5 радиально с внешней стороны по окружности прикреплены лопасти 2 (Фиг. 2). К невращающемуся кольцу 3 снизу прикреплены через шарниры опорных штанг 16 одними своими концами опорные штанги со статорами катапульт 14 (Фиг. 1). На других концах опорных штанг со статорами катапульт 14 выполнены пяты опорных штанг 15. В исходном положении на пяты опорных штанг 15 пятами катапульт 19 опираются катапульты 17 (Фиг. 4). Роторы катапульт 18, встроенные в катапульты 17, взаимодействуют при подаче на них электропитания через скользящие контакты, не показанные на рисунках, со статорами катапульт, выполненными на опорных штангах со статорами катапульт 14. На пяты катапульт 19 опирается космическая ракета 22. На верхнее вращающееся кольцо 4 с прикрепленными к нему лопастями 2 опирается посредством верхнего магнитного подвеса невращающегося кольца 6 верхняя часть невращающегося кольца 3 (Фиг. 5). На нижнее вращающееся кольцо 5 с прикрепленными к нему лопастями 2 опирается посредством нижнего магнитного подвеса невращающегося кольца 7 нижняя часть невращающегося кольца 3 (Фиг. 5). Пантографы 20 прикреплены одним своим концом к нижней части невращающегося кольца 3 основания 1 (Фиг. 4). Другими своими концами пантографы 20 через полозы 21 подключены к контактным проводам 27 (Фиг. 3), крепящимися к аэростатам 26, через изоляторы 28 к бетонному основанию наземной площадки 25 и подключенные к наземному источнику электроснабжения 29. Подъемную силу подвижной части электрической воздушной стартовой системы космической ракеты создают лопасти 2, вращаемые с помощью электроприводов, состоящих из ротора электропривода верхнего вращающегося кольца 10, статора электропривода верхнего вращающегося кольца 11, ротора электропривода нижнего вращающегося кольца 12 и статора электропривода нижнего вращающегося кольца 13 (Фиг. 5). Причем лопасти 2 верхнего вращающегося кольца 4 и нижнего вращающегося кольца 5 вращаются в противоположных направлениях друг относительно друга. На наземной площадке вертикального взлета подвижную часть электрической воздушной стартовой системы космической ракеты поддерживают фермы опоры ракеты 24 (Фиг. 4).

Работа электрической воздушной стартовой системы космической ракеты описывается следующим образом. Подвижная часть электрической воздушной стартовой системы космической ракеты установлена на основании 25 и поддерживается фермами опоры ракеты 24 (Фиг. 4). На аэростатах 26 верхние концы контактных проводов 27 подняты на высоту, до которой выполняется разгон подвижной части электрической воздушной стартовой системы космической ракеты. Космическая ракета 22 установлена вертикально и заполнена компонентами ракетного топлива. После выполнения предпусковых технологических операций от наземного источника электроснабжения 29 через контактные провода 27, полоза 21 и пантографы 20 к основанию 1 подают электроснабжение электроагрегатов основания 1. Верхнее вращающееся кольцо 4 и нижнее вращающееся кольцо 5 с помощью вращения прикрепленных к ним лопастей 2 создают подъемную силу подвижной части электрической воздушной стартовой системы космической ракеты вместе с установленной на ней космической ракетой 22. При движении вверх с ускорением под действием подъемной силы полоза 21 скользят по контактному проводу 27 и через пантограф 20 обеспечивают бесперебойное электропитание от наземного источника электроснабжения 29 электроагрегатов основания 1. За 10-15 секунд до конца контактного провода 27 включается электропитание ротора катапульты 18, при взаимодействии которого со статором катапульты, выполненного на опорной штанге со статором катапульты 14, происходит движение катапульты 17 вместе с космической ракетой 22, опирающейся на пяты катапульты 19 относительно подвижной части электрической воздушной стартовой системы космической ракеты (Фиг. 6).

На подвижную часть электрической воздушной стартовой системы космической ракеты воздействует импульс силы, уменьшающий скорость ее подъема и увеличивающий скорость полета вверх космической ракеты 22. После выхода катапульты 17 вместе с космической ракетой 22 из опорных штанг со статором катапульты 14 катапульты отпадают от космической ракеты 22. Через несколько секунд, на расстоянии примерно километра от космической ракеты 22 до подвижной части электрической воздушной стартовой системы космической ракеты, происходит включение реактивных двигателей космической ракеты 23, под действием которых она продолжает полет на активном участке к орбите вокруг Земли. Электрическая воздушная стартовая система космической ракеты под действием лопастей 2 совершает приземление на его опорные штанги со статором катапульты 14 (Фиг. 7), разведенные в стороны для устойчивой посадки, с помощью ее системы управления в режиме, например, в режиме авторотации.

Таким образом, электрическая воздушная стартовая система космической ракеты позволяет надежно, с максимальной степенью экологической и технической безопасности, экономично и оперативно осуществить запуск космической ракеты.

Электрическая воздушная стартовая система космической ракеты, отличающаяся тем, что она содержит основание с системой управления электрической воздушной стартовой системы космической ракеты и батареи ее электроснабжения, выполненное из невращающегося кольца, к которому крепятся одними своими концами опорные штанги, содержащие на других своих концах пяты опорных штанг, взаимодействующие с катапультами, содержащими роторы катапульт, статоры которых размещены на опорных штангах, и пяты катапульт для опоры космической ракеты, верхнее вращающееся кольцо с прикрепленными к нему лопастями, на которое опирается посредством системы магнитного подвеса верхняя часть невращающегося кольца с электроприводом верхнего вращающегося кольца, нижнее вращающееся кольцо с прикрепленными к нему лопастями, на которое опирается посредством системы магнитного подвеса нижняя часть невращающегося кольца с электроприводом нижнего вращающегося кольца, подключенные для электропитания электроагрегатов основания пантографы, взаимодействующие через полозы с контактными проводами, крепящимися к аэростатам, через изоляторы к бетонному основанию наземной площадки и подключенные к наземному источнику электропитания.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к системам стабилизации и управления ориентацией космических аппаратов (КА) и может найти применение для управлении угловым движением малого КА.

Изобретение относится к изготовлению и наземным испытаниям космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. Система электропитания КА содержит солнечную батарею (1), подключенную к нагрузке (3) через соединители (1-3, 1-2), и стабилизированный преобразователь напряжения (2), а также аккумуляторную батарею (5), подключенную к стабилизатору (2).

Изобретение относится к стыковке двух космических объектов на околокруговой орбите, например пилотируемого выводимого космического корабля (ВКК) и международной космической станции (МКС) в качестве цели.

Изобретение относится к способам ускорения твердых тел. В способе магнитоиндукционного ускорения снаряда-соленоида энергия для выстрела ускорителя распределяется в батарее ускоряющих сверхпроводящих соленоидов, расположенных вдоль ускорителя соосно стволу.

Изобретение относится к космической технике. Периферийный стыковочный механизм (СтМ) содержит стыковочное кольцо с направляющими выступами и корпусами механизмов защелок для сцепки; штанги со штоками, установленными с возможностью поступательного перемещения вдоль продольных осей корпусов штанг; электропривод вращения барабана намотки тросов.

Пирозамок // 2655978
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для соединения и последующего разъединения полезной нагрузки. Пирозамок содержит подпружиненное устройство, расположенное в скрепляемых элементах, вкладыши, устройство для удержания вкладышей, корпус с отверстиями и демпфирующее устройство.

Изобретение относится к эксплуатации солнечных батарей (СБ) космического аппарата (КА). Способ включает ориентацию нормали к рабочей поверхности СБ на Солнце (под углом αI) и измерение тока СБ.

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). Способ включает ориентацию СБ на Солнце, измерение на последовательных витках орбиты угла между направлением на Солнце и нормалью к плоскости орбиты КА, а также тока СБ в моменты касания верхней границы атмосферы Земли видимым с КА диском Солнца на его восходе.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для определения временной привязки снимков земной поверхности с космического аппарата (КА). В способе определения временной привязки производимых с КА снимков земной поверхности осуществляют генерацию на борту значения времени и передачу его с производимыми снимками в массиве телеметрических данных на наземный приемный пункт, поддерживают на борту КА постоянную температуру для стабильной работы аппаратуры генерации значений времени в процессе съемки, выполняют ортотрансформирование выбранного снимка, определяют по ортотрансформированному снимку положение в пространстве точки, из которой выполнялась съемка.

Изобретение относится к конструкциям изделий космической техники, в частности солнечных батарей и платформ. Каркас выполнен в виде интегральной рамной конструкции из слоистого полимерного углепластика.

Изобретение относится к технологии сборки космических аппаратов (КА), главным образом телекоммуникационных спутников. Способ применим к КА, состоящему из модуля полезной нагрузки (МПН) и модуля служебных систем (МСС), изготавливаемых по отдельности и объединяемых по электрическим, механическим и гидравлическим интерфейсам на заключительном этапе изготовления КА. Часть конструкции МПН охватывает центральную часть конструкции МСС. Сборку МПН производят на съёмной технологической оснастке, эквивалентной по размерам охватываемой части МСС и сопрягаемой с охватывающей частью конструкции МПН. Оси координат оснастки совпадают с осями координат КА. Последовательно монтируют базовые (одну или более), опорные и приборные панели. На панелях собранной конструкции МПН закрепляют приборы, оборудование, интерфейсы и другие элементы. Технический результат - повышение качества и снижение трудоемкости сборочных операций за счет их оптимизации и унификации, а также повышение точности позиционирования элементов МПН. 3 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Электрическая воздушная стартовая система космической ракеты содержит основание с системой управления стартовой системой и батареи ее электроснабжения. Основание выполнено в виде невращающегося кольца. К кольцу крепятся одними своими концами опорные штанги, содержащие на других своих концах пяты опорных штанг, взаимодействующие с катапультами, содержащими роторы катапульт, статоры которых размещены на опорных штангах, и пяты катапульт для опоры космической ракеты. На верхнее вращающееся кольцо с прикрепленными к нему лопастями опирается посредством системы магнитного подвеса верхняя часть невращающегося кольца с электроприводом верхнего вращающегося кольца. На нижнее вращающееся кольцо с прикрепленными к нему лопастями опирается посредством системы магнитного подвеса нижняя часть невращающегося кольца. Электропитание электроагрегатов основания осуществляется с помощью наземного источника электропитания. Техническим результатом изобретения является повышение надежности, экономичности и экологической безопасности стартовой системы. 7 ил.

Наверх