Результат интеллектуальной деятельности: АЭРОСТАТНЫЙ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и летательных аппаратов легче воздуха. Оно может быть использовано для запуска космических аппаратов (КА) с применением доработанных конверсионных баллистических твердотопливных ракет в доработанных транспортно-пусковых контейнерах (ТПК).

Известны способ переоборудования боевых твердотопливных ракет в твердотопливную ракету космического назначения и ракета космического назначения (см. патент РФ №2142898, кл. B64G, 1999 г. [1]).

Известны космический ракетный комплекс и способ обеспечения услуг по запуску космических аппаратов с использованием космического ракетного комплекса (см. патент РФ №2179941, кл. B64G 1/00, B64G 1/40, 2002 г. [2]).

Основным недостатком данных технических решений является отсутствие так называемой «нулевой ступени», в качестве которой может рассматриваться дирижабль или самолет. «Нулевая ступень» увеличивает возможности ракеты космического назначения за счет вывода ее на определенную высоту до включения своей двигательной установки, что позволяет увеличить массу запускаемого КА или выводить прежние КА на более энергоемкие орбиты.

Известны авиационно-космические системы, содержащие самолет-носитель, выносимые им ракету-носитель (РН) и полезную нагрузку, размещенные в ТПК, устройство пневматического десантирования, обеспечивающее выход РН из самолета-носителя (см. патент РФ №2160215, кл. B64G 1/00, 1/14; F41F 3/06, 2000 г. [3], патент РФ №2385829, кл. B64G 1/00; B64D 5/00; F41F 3/042, 2010 г. [4], патент РФ №2399561, кл. B64G 1/00; F42B 15/00; F17C 3/00, 2010 г. [5].

К недостаткам таких систем относятся:

- использование самолета-носителя предполагает ограничение по массе транспортируемых самолетом-носителем РН и полезной нагрузки, что обусловлено, в том числе, необходимостью размещения на борту самолета-носителя системы хранения и заправки компонентами топлива;

- неоптимальное нагружение РН в процессе ее горизонтального пневматического десантирования из самолета-носителя и сложность стабилизации положения РН в период свободного падения до запуска жидкостных ракетных двигательных установок;

- высокая опасность операций по заправке и/или дозаправке компонентами топлива, в том числе криогенными, РН в процессе полета самолета-носителя с экипажем на борту.

Известен авиационный ракетный комплекс, описание которого с соответствующими отличительными признаками приведено в патентах РФ №2309090, кл. B64G 1/14; В64С 37/02, 2007 г. [6], №2314975, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. [7], №2317920, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. [8], №2317921, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. [9], №2317923, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. [10], №2318700, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. [11], №2319643, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. [12], №2319644, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. [13], №2323854, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. [14], №2323855, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. [15], №2323856, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. [16], №2355601, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2009 г. [17], №2355602, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2009 г. [18].

Общим для перечисленных технических решений является наличие в составе авиационного ракетного комплекса планера, самолета, приспособленного для буксировки планера с помощью троса-фала, РН для выведения КА и транспортно-разгонной платформы для установки на ней планера. При этом, транспортно-разгонная платформа снабжена двигательной установкой (ракетным двигателем твердого топлива), либо представляет собой самолет, имеющий остаточный ресурс и срок службы, доработанный под размещение и наземное транспортирование на нем планера с РН. Планер может быть конструктивно совмещен с РН путем добавления к последней отделяемых обтекателя с установленным на нем крыла, а также носового и хвостового обтекателей.

Основными недостатками приведенной группы технических решений авиационного ракетного комплекса являются:

- ограничение по максимальной массе РН и выводимых на орбиты КА;

- недостаточная безопасность экипажа самолета и самолета при осуществлении пусковой миссии;

- сложность конструкции планера, размещения в нем РН и других систем авиационного ракетного комплекса, а также способа пуска РН;

- недостаточная надежность и сложность эксплуатации авиационного ракетного комплекса;

- необходимость выполнения большого объема вычислительных и натурных экспериментальных работ по отработке технологии запуска КА.

Известен проект «Высокий старт» воздушного запуска малых КА с помощью геофизических ракет и высотных дирижаблей [19]. По оценкам специалистов масса транспортно-пускового контейнера вместе с ракетой составит около 350 кг, а масса выводимого в космос малого КА - до 5 кг [19].

К недостаткам данного проекта относятся недостаточная масса РН и соответственно - выводимого КА, невозможность с помощью предлагаемого дирижабля без существенных конструктивных изменений и доработок пускать конверсионные баллистические ракеты различных типов.

Также известен дирижабль для запуска ракет, включающий оболочку и пусковую шахту. Оболочка дирижабля выполнена в виде тора, с установленной внутри его пусковой шахты ракеты, при этом оболочка и пусковая шахта закреплены на жесткой платформе, на которой расположены все системы дирижабля и управления запуском ракеты (см. патент РФ на полезную модель №57239, кл. B64D 1/00, 2006 г. [20]).

Основными недостатками приведенного технического решения являются:

- техническая сложность реализации, недостаточные надежность и безопасность операций по установке ТПК с РН и КА на платформу внутри объемной тороидальной оболочки;

- незащищенность верхней части оболочки дирижабля от теплового воздействия порохового аккумулятора давления (в случае его использования для выбрасывания РН из ТПК) или продуктов сгорания топлива ракетных двигателей РН (в случае запуска двигателей непосредственно в ТПК).

Известно универсальное транспортное средство повышенной грузоподъемности (варианты), включающее (в соответствии с п. 5 формулы (см. патент РФ №2585380, кл. В64В 1/30; B64D 1/22; B63G 8/14, 2016 г. [21])) транспортирующий модуль и соединенный с ним посредством узла соединения транспортируемый модуль, при этом транспортное средство использует в качестве движителя архимедову силу и двигатели с пропеллерными движителями. Транспортирующий модуль транспортного средства для воздушной среды большого разряжения выполнен в виде мобильной стартовой площадки. Транспортируемым модулем является запускаемый объект. Транспортирующий модуль содержит основание, выполненное в виде эллипса, с расположенными по его периметру несколькими группами оболочек постоянного и переменного объема, оснащенными системами управления плавучестью, включающими запасы гелия и оборудование для его реверсивного перекачивания, двигатели с электроприводами, снабженные системами подзарядки их аккумуляторных батарей от возобновляемых источников энергии на проточных электрогенераторах, системы управления движением и внешнего контроля и устройства для перемещения транспортного средства по земле.

Указанный аналог, как наиболее близкий по технической сути, принят за прототип.

К недостаткам данного транспортного средства относятся:

- в связи с конструктивной сложностью и затрудненным доступом к мобильной стартовой площадке (через специально предназначенную демонтируемую купольную конструкцию) в данном техническом решении:

- установка РН с космической головной частью (КГЧ), включающей в себя КА с адаптером и головной обтекатель, внутри объемной тороидальной конструкции с использованием существующих в настоящее время транспортно-установочных агрегатов и подстыковка к РН электрических и пневмогидравлических разъемов характеризуется трудностями сборки составных частей транспортного средства;

- не обеспечивается безопасность обслуживающего персонала при выполнении технологических операций по подготовке к пуску РН и КА, особенно в условиях ветровых воздействий;

- в случае возникновения на земле сбоев, неисправностей, отказов, приводящих к отмене пуска РН, проведение операций по возвращению РН в исходное положение для последующей транспортировки на технический комплекс с целью устранения неисправностей и отказов затруднено;

- объем демонтируемой купольной конструкции примерно в два раза больше стационарных купольных конструкций, что может привести к смещению центра тяжести относительно продольной оси симметрии транспортного средства, для компенсации чего необходимо применять соответствующие дополнительные технические меры;

- не предусмотрено термостатирование КГЧ в процессе подъема РН транспортным средством в точку старта, что существенно понижает надежность КА.

Технической задачей является повышение эксплуатационных качеств (эксплуатационной технологичности, безопасности и надежности) аэростатного ракетно-космического комплекса.

Поставленная задача решается, в том числе за счет:

- выполнения дирижабля дискообразной тороидальной формы с жесткой разборной на две идентичные части конструкцией, при этом на плоскостях, разделяющих дирижабль на две половины, установлены управляемые стыковочные механизмы для соединения частей дирижабля в единую конструкцию, а также соединения электрических, гидравлических и газовых разъемов, а внутри тороидального пространства дирижабля имеются опорные пояса с автоматическими узлами крепления ТПК к силовому каркасу дирижабля и автоматическое стыковочное устройство для стыковки коммуникаций дирижабля с коммуникациями ТПК.

- применения оборудованной в инженерном отношении наземной стартовой площадки с размещенными на ней опорно-удерживающим устройством и разобранным на две идентичные части дирижаблем;

- возможности проведения операций по установке ТПК с ракетой космического назначения (РКН), включающей в себя РН и КГЧ, на опорно-удерживающее устройство на стартовой площадке вне конструкции дирижабля с использованием штатных средств установки ТПК с РКН;

- применения доработанного ТПК с открывающейся торцевой крышкой в нижней части ТПК, управляемыми удерживающими РКН в ТПК устройствам и установленными на боковой поверхности ТПК опорными поясами;

- применения в составе дирижабля известных средств для создания регулируемой аэростатической подъемной силы, двигателей с винтами вертикальной и горизонтальной тяги, позволяющими, в том числе, осуществлять маневр увода дирижабля с траектории полета РКН, а также оборудования, предназначенного для поддержания во внутреннем объеме ТПК заданного тепло-влажностного режима во время подъема в атмосфере к точке старта, проведения предстартовых проверок РКН на дирижабле непосредственно перед пуском, приемо-передачи телеметрической и траекторной информации;

- возможности проведения операций на наземной стартовой площадке по приведению аэростатного ракетно-космического комплекса в исходное состояние в случае возникновения сбоев, неисправностей и отказов в составных частях комплекса, в том числе благодаря применению автоматических узлов крепления ТПК к силовому каркасу дирижабля и автоматического стыковочного устройства коммуникаций дирижабля и ТПК.

Сущность изобретения поясняется рисунками на фиг. 1-6.

На фиг. 1 показана оборудованная в инженерном отношении наземная стартовая площадка 1, на которой размещено опорно-удерживающее устройство 2, предназначенное для приема ТПК 3 с транспортно-установочного агрегата 4 и последующего удержания ТПК в вертикальном положении.

На фиг. 2 показаны аналогичные позиции аэростатного ракетно-космического комплекса в момент, когда с помощью транспортно-установочного агрегата 4 ТПК 3, содержащий РКН, устанавливается в вертикальное положение на опорно-удерживающее устройство 2 и удерживается на нем с помощью автоматизированных фиксирующих устройств 5.

На фиг. 3 показаны ТПК 3 и РКН в составе РН 6, КА 7 с адаптером 8 и головного обтекателя 9. При этом, РН 6 имеет опорно-ведущие пояса 10 и плату 11 механической расстыковки коммуникаций РКН с коммуникациями ТПК.

ТПК 3 выполнен в виде оболочки с верхней 12 и нижней 13 крышками и снабжен опорными поясами 14, а также кабельной, гидравлической, газовой сетями и воздуховодами (на рисунке не показаны). Нижний опорный пояс 15 предназначен для установки ТПК на опорно-удерживающее устройство 2.

Интерфейс дирижабля и ТПК осуществляется с использованием автоматического стыковочного устройства 16, обеспечивающего многократную реализацию циклов соединения-разъединения кабельной, гидравлической, газовой сетей и воздуховодов дирижабля и ТПК.

Нижняя крышка 13 и управляемые удерживающие устройства 17 предназначены для сброса РКН из ТПК.

На фиг. 4 показан вид сбоку на аэростатный ракетно-космический комплекс в момент, когда ТПК 3 установлен на опорно-удерживающее устройство 2 и удерживается на нем с помощью автоматизированных фиксирующих устройств 5, а две симметричные части 18 дирижабля готовы к выполнению операции стыковки с ТПК 3. В состав дирижабля входят автоматические узлы крепления 19 опорных поясов 14 ТПК 3 на опорных поясах дирижабля, управляемые стыковочные механизмы 20 для соединения двух частей дирижабля в единую конструкцию, управляемые стыковочные механизмы 21 для соединения электрических, гидравлических и газовых разъемов, электродвигатели с воздушными винтами 22, изменяющими свое положение из горизонтального в вертикальное, убирающиеся колесные шасси 23 с управляемой гидравлической подвеской.

На фиг. 5 показан вид сбоку на аэростатный ракетно-космический комплекс в состыкованном положении его составных частей. На данном рисунке дирижабль 18 с ТПК 3 готов к подъему в воздух, автоматизированные фиксирующие устройства 5 (см. фиг. 4) убраны.

На фиг. 6 показан вид сбоку на конструкцию аэростатного ракетно-космического комплекса в разрезе. Основу дирижабля составляет пространственный каркас 24, состоящий из двух симметричных частей и выполненный, например, в виде ферм из легких сплавов. Внутри каркаса 24 размещены мягкие рабочие оболочки 25 и мягкие резервные оболочки 26, система управления плавучестью 27, емкости с жидким гелием 28, компрессоры 29, трубопроводы с управляемыми клапанами (на рисунке не показаны), аккумуляторные батареи 30, системы подзарядки аккумуляторных батарей 31, система дистанционного управления движением дирижабля 32, система дистанционного управления подготовкой к пуску и пуском РКН 33, система термостатирования РКН 34, средства приемо-передачи телеметрической и траекторной информации 35, система электроснабжения оборудования, предназначенного для подготовки к пуску и пуска РКН 36, автоматическое стыковочное устройство 16, убирающиеся колесные шасси 23 с управляемой гидроподвеской, ТПК 3. С внешней стороны каркас 24 покрыт твердой оболочкой, выполненной, например, из легких композиционных материалов (на рисунке не показана) и на нем размещены автоматические узлы крепления 19 опорных поясов 14 ТПК 3 на опорных поясах 37 дирижабля, а также электродвигатели с воздушными винтами 22.

Функционирование аэростатного ракетно-космического комплекса производится следующим образом.

Исходное состояние аэростатного ракетно-космического комплекса: проведена циклограмма полготовки КА 7 к запуску; КА 7 установлен на адаптер 8 и закрыт головным обтекателем 9; КГЧ пристыкована к РН 6, образуя РКН; проведены проверки РКН; РКН находится в ТПК 3; ТПК 3 размещен в транспортно-установочном агрегате 4 в горизонтальном положении (перечисленные операции по подготовке РКН к пуску аналогичны операциям, приведенным в патенте РФ №2179941 [2]); опорно-удерживающее устройство 2 готово к приему ТПК 3 с транспортно-установочного агрегата 4; две части 18 дирижабля находятся на стартовой площадке 1 в местах симметричных относительно опорно-удерживающего устройства 2, подготовлены к полету и к выполнению операции стыковки с ТПКЗ.

По команде руководителя работ транспортно-установочный агрегата 4 с размещенным на нем ТПК 3 подъезжает к опорно-удерживающему устройству 2 (см. фиг. 1). Далее ТПК 3 поднимается в вертикальное положение, устанавливается на опорно-удерживающее устройство 2 и закрепляется на нем с помощью автоматизированных фиксирующих устройств 5 (см. фиг. 2), после чего транспортно-установочный агрегат 4 отъезжает на такое расстояние, чтобы не мешать последующим операциям по стыковке частей 18 дирижабля друг с другом и с ТПК 3.

После отъезда транспортно-установочного агрегата 4 на требуемое расстояние симметричные части дирижабля 18 начинают движение навстречу друг другу, при этом необходимая высота конструкции дирижабля над уровнем поверхности стартовой площадки 1 устанавливается, в том числе, с помощью управляемых гидравлических подвесок колесных шасси 23. В процессе стыковки симметричных частей 18 дирижабля друг с другом и с ТПК 3 происходит заход опорных поясов 37 дирижабля под опорные пояса 14 ТПК 3 и закрепление последних на опорных поясах 37 дирижабля с помощью автоматических узлов крепления 19. Кроме того, благодаря управляемым стыковочным механизмам 20, 21 происходит соединение двух частей дирижабля в единую конструкцию, а также соединение электрических, гидравлических и газовых разъемов дирижабля.

После образования единой конструкции мобильной части аэростатного ракетно-космического комплекса происходит срабатывание автоматического стыковочного устройства 16 (см. фиг. 3, фиг. 6), обеспечивая соединение кабельной, гидравлической, газовой сетей и воздуховодов дирижабля и ТПК.

После проведения проверок правильности стыковочных операций, включается система термостатирования РКН 34, обеспечивая тем самым заданный температурно-влажностный режим для РН 6 и КА 7 при нахождении мобильной части аэростатного ракетно-космического комплекса на стартовой площадке 1 и в полете к месту пуска РКН.

После набора стартовой готовности мобильной части аэростатного ракетно-космического комплекса на стартовой площадке 1 убираются автоматизированные фиксирующие устройства 5 и начинается подъем дирижабля (см. фиг. 2, фиг. 4). Для создания архимедовой силы происходит наполнение оболочек 25 или 26 газообразным гелием в количестве, необходимом для подъема дирижабля на заданную высоту. Наполнение данных оболочек происходит путем использования компрессоров 29 (см. фиг. 6), трубопроводов с управляемыми клапанами (на рисунке не показаны), емкостей с жидким гелием 28 и системы управления плавучестью 27, функционально являющейся подсистемой системы дистанционного управления движением дирижабля 32.

Электродвигатели с воздушными винтами 22, изменяющими свое положение из горизонтального в вертикальное, предназначены для создания тяги в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Снабжение электродвигателей 22 электрической энергией осуществляется от аккумуляторных батарей 30, соединенных с системами подзарядки аккумуляторных батарей 31. Кроме того, системы подзарядки аккумуляторных батарей 31 обеспечивают электрической энергией систему электроснабжения оборудования, предназначенного для подготовки к пуску и пуска РКН 36 (см. фиг. 6).

При достижении дирижаблем заданной точки старта РКН при необходимости системой дистанционного управления подготовкой к пуску и пуском РКН 33 проводятся предстартовые электрические проверки КА 7 и РН 6. После чего последовательно происходит открытие нижней крышки 13 ТПК 3 и срабатывание управляемых удерживающих устройств 17, обеспечивая тем самым условия сброса РКН из ТПК 3 (см. фиг. 3). При движении РКН вниз из ТПК 3 осуществляется последовательный сброс ее опорно-ведущих поясов 10 и отсоединение платы 11 механической расстыковки коммуникаций РКН с коммуникациями ТПК 3.

Запуск ракетного двигателя на твердом топливе РН осуществляется через расчетное время, за которое дирижабль осуществляет маневр ухода с траектории полета РКН и начинает возвращение на стартовую площадку 1. Для снижения дирижабля по сигналам системы управления плавучестью 27 происходит отбор гелия из оболочек 25 или 26 и последующее его сжатие компрессорами 29.

Прием телеметрической и траекторной информации от РН 6 и КА 7 может осуществляться измерительными пунктами наземного, морского и воздушного базирования, при этом средства приемо-передачи телеметрической и траекторной информации 35 располагаются и на дирижабле.

Источники информации

1. Патент РФ №2142898, кл. B64G, 1999 г.

2. Патент РФ №2179941, кл. B64G 1/00; B64G 1/40, 2002 г.

3. Патент РФ №2160215, кл. B64G 1/00, 1/14; F41F 3/06, 2000 г.

4. Патент РФ №2385829, кл. B64G 1/00, B64D 5/00; F41F 3/042, 2010 г. Бюл.№10.

5. Патент РФ №2399561, кл. B64G 1/00; F42B 15/00; F17C 3/00, 2010 г. Бюл. №26.

6. Патент РФ №2309090, кл. B64G 1/14; В64С 37/02, 2007 г. Бюл. № 30.

7. Патент РФ №2314975, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. Бюл. №2.

8. Патент РФ №2317920, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. Бюл. №6.

9. Патент РФ №2317921, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. Бюл. №6.

10. Патент РФ №2317923, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. Бюл. №6.

11. Патент РФ №2318700, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. Бюл. №7.

12. Патент РФ №2319643, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. Бюл. №8.

13. Патент РФ №2319644, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. Бюл. №8.

14. Патент РФ №2323854, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. Бюл.№13.

15. Патент РФ №2323855, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. Бюл. №13.

16. Патент РФ №2323856, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. Бюл. №13.

17. Патент РФ №2355601, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2009 г. Бюл. №14.

18. Патент РФ №2355602, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2009 г. Бюл. №14.

19. Макриденко Л.А., Волков С.Н., Ходенко В.П. (ФГУП «НЛП ВНИИЭМ») Концептуальные вопросы создания и применения малых космических аппаратов. Вопросы электромеханики Т. 144. 2010, с. 15-26.

20. Патент РФ на полезную модель №57239, кл. B64D 1/00, 2006 г. Бюл. №28.

21. Патент РФ №2585380, кл. В64В 1/30; B64D 1/22; B63G 8/14, 2016 г. Бюл. №15.