ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА Российский патент 2001 года по МПК B64G1/14 

Описание патента на изобретение RU2165869C1

Изобретение относится к авиационно-космической технике, а именно к воздушно-космическим системам, обеспечивающим вывод на орбиту полезных грузов с использованием ракеты-носителя космического назначения (ракетно-космической системы), стартующей с самолета-разгонщика.

Известна воздушно-космическая система, содержащая самолет-разгонщик и воздушно-космический самолет, связанные между собой с возможностью разделения и снабженные жидкостными ракетными двигательными установками, причем топливные баки воздушно-космического самолета сообщены с топливными баками самолета-разгонщика и снабжены заправочными устройствами для их дозаправки в полете, используя для этого стартующий с аэродрома самолет-заправщик (пат. РФ N 2046076, кл. B 64 D 1/14, 1993 г.). В процессе полета известной воздушно-космической системы в состыкованном состоянии топливо к двигательной установке самолета-разгонщика направляют из топливных баков воздушно-космического самолета, а перед отделением воздушно-космического самолета производят дозаправку его топливных баков, используя для этого стартующий с аэродрома самолет-заправщик. Недостатком известной воздушно-космической системы является невозможность ее использования без самолета-заправщика, а также сложность функционирования системы вследствие необходимости подачи топлива к двигательной установке самолета-разгонщика из топливных баков воздушно-космического самолета и необходимости дозаправки в воздухе топливных баков последнего, что снижает надежность функционирования этой системы.

Известна воздушно-космическая система, содержащая самолет-разгонщик и размещенную на его фюзеляже с возможностью отделения ракету-носитель космического назначения, включающую промежуточную разгонную ступень с жидкостной ракетной двигательной установкой, являющуюся первой ступенью ракеты-носителя, и расположенный на ней орбитальный самолет с полезным грузом, причем разгонная ступень выполнена по самолетной схеме и дополнительно снабжена прямоточным воздушно-реактивным двигателем (пат. РФ N 2061630, МПК6 B 64 D 1/14, 1996 г.).

Наиболее близким аналогом предложенному решению является техническое решение по патенту РФ N 2026798 МПК6 В 64 D 5/00 (патентообладатель "Орбитал Сайензис Корпорейшн", США).

В вышеупомянутом патенте предложена воздушно-космическая система, в которой ракета-носитель с возможностью десантирования размещена в фюзеляже самолета-разгонщика, при этом ракета-носитель космического назначения оснащена жидкостной ракетной двигательной установкой.

Недостатками вышеописанных решений является то, что при отделении ракеты-носителя от самолета-разгонщика на ее конструкцию воздействуют значительные возмущения ускорения, которые приводят к нарушению гидродинамической стабильности объема жидкости в топливных баках. В то же время при выводе ракеты-носителя на высоту старта в баке жидкого кислорода, вследствие теплопритока к нему, образуется значительный объем паровой фазы, и при отделении ракеты-носителя действие этих возмущающих ускорений, при отсутствии тяги первой ступени, вызовет перемешивание жидкой и газовой фаз в баке кислорода, что приведет к попаданию значительных парогазовых включений в магистраль подачи кислорода на ЖРД первой ступени. Эти включения могут вызвать срыв подачи жидкого кислорода на ЖРД первой ступени, незапуск ЖРД или его аварию, и, соответственно, разрушение ракеты-носителя.

Технической задачей, решаемой настоящим изобретением, является обеспечение надежного старта ракеты-носителя с самолета-разгонщика, снижение стоимости изготовления системы и увеличение массы выводимого полезного груза.

Решение поставленной задачи обеспечивается за счет того, что в воздушно-космической системе, включающей самолет-разгонщик и размещенную в его фюзеляже с возможностью десантирования ракету-носитель космического назначения с жидкостной ракетной двигательной установкой первой ступени, в соответствии с изобретением, в фюзеляже самолета-разгонщика установлена вертикальная криогенная емкость с жидким кислородом, при этом в баке жидкого кислорода ракеты-носителя выполнена поперечная разделительная перегородка, ограничивающая замкнутый газожидкостной отсек, в передней части которого через выполненное в перегородке отверстие сообщена с основным объемом этого бака и через трубопровод с насосом жидкого кислорода соединена с нижней частью криогенной емкости, верхняя часть которой через трубопроводы с запорными клапанами соединена с верхними частями газожидкостного отсека и основной полости бака жидкого кислорода, а также сообщена с атмосферой.

Размещение ракеты-носителя в фюзеляже самолета-разгонщика с возможностью десантирования создает оптимальные возможности подготовки ее к воздушному старту, а также облегчает транспортировку ракеты-носителя на высоту старта, упрощает конструкцию и улучшает аэродинамические качества воздушно-космической системы. Наличие на борту самолета вертикальной криогенной емкости с жидким кислородом, верхняя часть которой соединена с верхними частями полостей бака жидкого кислорода ракеты-носителя и сообщена с атмосферой, а нижняя - через трубопровод с насосом соединена с нижней частью бака жидкого кислорода, обеспечивает возможность подготовки ракеты-носителя к воздушному старту десантированием, при ее транспортировке самолетом, за счет отвода образующихся от внешнего теплопритока паров кислорода из бака и одновременной подпитки бака переохлажденным кислородом, а также за счет возможности полного, без газовых включений, заполнения основного объема этого бака жидким кислородом. Наличие в баке жидкого кислорода первой ступени ракеты-носителя поперечной разделительной перегородки с отверстием, ограничивающей замкнутый газожидкостный отсек, нижняя часть которого через отверстие в перегородке сообщена с основным жидкостным объемом (основной полостью) бака, обеспечивает возможность создания в передней части бака локализованного газового объема, находящегося в динамическом контакте с заполняющим бак жидким кислородом и обеспечивающего возможность непрерывного поступления жидкого, без газовых включений, кислорода в ЖРД первой ступени при запуске его. Размещение локализованного газа в передней части бака, т.е. на максимальном удалении от заборного устройства бака, предотвращает попадание в это устройство газа.

Возможность проведения старта в воздухе при десантировании ракеты-носителя позволяет, по сравнению с прототипом, существенно упростить конструкцию и улучшить энергомассовые характеристики первой ступени и, соответственно, увеличить массу выводимого на орбиту полезного груза, упростить функционирование воздушно-космической системы, а также позволяет использовать отработанную при наземных запусках конструкцию (схему) ракеты-носителя, тогда как известные воздушно-космические системы предусматривают значительные конструктивные изменения и доработки вышеназванной конструкции ракеты-носителя, что существенно снижает затраты на изготовление предложенной воздушно-космической системы и повышает надежность ее функционирования.

Конструкция предлагаемой воздушно-космической системы представлена на прилагаемых чертежах, где
на фиг. 1 приведен общий вид воздушно-космической системы;
на фиг. 2 - взаимная связь бака жидкого кислорода ракеты-носителя и криогенной емкости с жидким кислородом на самолете-разгонщике;
на фиг. 3 - закрепление ракеты-носителя в грузовом отсеке самолета-разгонщика, разрез А-А по фиг. 2;
на фиг. 4 - выполнение роликов опор на салазках, узел I.

Воздушно-космическая система включает в себя самолет-разгонщик 1 и расположенную внутри него многоступенчатую ракету-носитель космического назначения 2, размещенную в грузовом отсеке 3 фюзеляжа самолета-разгонщика. Ракета-носитель 2 расположена в фюзеляже самолета 1 на горизонтальных опорных салазках 4, неподвижно установленных на днище фюзеляжа и выполненных в виде форменной конструкции с роликами качения, обеспечивающими возможность движения по ним ракеты-носителя в сторону хвостовой части самолета, имеющей люк десантирования (не показан), при этом в своем исходном положении ракета строго ориентирована и жестко закреплена в грузовом отсеке 3 с помощью упоров 5, снабженных пневмозамками (не показаны), обеспечивающими при срабатывании разрыв силовых связей упоров и ракеты-носителя. Ракета-носитель 2 включает в себя головную часть 6 с полезным грузом и ракетные блоки первой и второй ступеней соответственно 7 и 8 с жидкостными ракетными двигательными установками. Двигательная установка ракетного блока первой ступени 7 содержит топливный бак 9 углеводородного горючего (керосина), топливный бак окислителя - жидкого кислорода 10 и жидкостный ракетный двигатель 11. Внутри самолета-разгонщика 1 размещена также теплоизолированная вертикальная криогенная емкость 12 с жидким кислородом, полость которой трубопроводом 13 с запорным клапаном сообщена с атмосферой. Топливный бак жидкого кислорода 10 имеет заправочный трубопровод 14 и расходной магистралью 15 подключен к жидкостному ракетному двигателю 11. В передней, наиболее удаленной от расходной магистрали 15, части топливного бака 10 установлена поперечная вертикальная разделительная перегородка 16, ограничивающая замкнутый газожидкостной отсек 17 в передней части бака, нижняя (жидкостная) часть которого сообщена с основной полостью 18 этого бака через патрубок 19, установленный в перегородке 16. Верхние части полостей 17 и 18 топливного бака 10 через дренажные клапаны соответственно 20 и 21 и теплоизолированную дренажную магистраль 22 соединены с внутренней полостью криогенной емкости 12 с жидким кислородом, верхняя часть которой посредством трубопровода 13 сообщена с атмосферой. Нижняя часть криогенной емкости 12 теплоизолированной магистралью 23, содержащей насос жидкого кислорода 24 и клапан 25, соединена с нижней (жидкостной) частью газожидкостного отсека 17 бака 10 жидкого кислорода через узел автоматической расстыковки с отсечным клапаном 26, обеспечивающий расстыковку данного соединения перед проведением десантирования ракеты-носителя 2 из самолета-разгонщика. Дренажная магистраль паров кислорода 22 соединена с полостями 17 и 18 бака 10 жидкого кислорода также через аналогичные узлы автоматической расстыковки с обратными клапанами 26, установленными в верхних частях этих полостей и обеспечивающими расстыковку этих соединений перед десантированием ракеты-носителя. К полости отсека 17 бака 10 подключен также трубопровод системы наддува 27. Криогенная емкость 12 имеет трубопровод 28 слива жидкого кислорода. Опорные салазки 4, на которых расположена ракета-носитель внутри самолета-разгонщика, содержат по своей длине несколько рядов опорных роликов 29, установленных на осях вращения 30 и обеспечивающих возможность продольного перемещения по ним ракеты-носителя при проведении ее десантирования.

Воздушно-космическая система функционирует следующим образом. Ракета-носитель 2 устанавливается горизонтально внутри самолета-разгонщика 1 на опорных салазках 4 и жестко крепится в грузовом отсеке 3 с помощью пневмозамков на упорах 5. Затем производится заправка топливом самолета-разгонщика и заправка топливных баков ракетных блоков 7 и 8 первой и второй ступеней ракеты-носителя компонентами ракетного топлива, а также заправка криогенной емкости 12 жидким кислородом. Заправка топливного бака 10 первой ступени ракеты-носителя в условиях аэродрома производится жидким кипящим кислородом с температурой 90-93 К через заправочный трубопровод 14, при этом образующиеся в полостях 17 и 18 бака 10 пары кислорода отводятся через открытые клапаны 20 и 21 по дренажной магистрали 22 в криогенную емкость 12, откуда через дренажный трубопровод 13 сбрасываются в атмосферу. По достижении заданной высоты столба жидкости в отсеке 17 бака 10 закрывают дренажный клапан 20 и через клапан 27 вдувают газообразный гелий для обеспечения необходимого уровня заправки этого отсека и локализации в нем заданного объема газа. Заправку бака 10 ведут до полного заполнения его полости 18 жидким кислородом, при этом газожидкостная полость, образованная в отсеке 17, своей жидкостной частью через патрубок 19 сообщается с заполненной жидким кислородом полостью бака 18. Далее производится заправка жидким кислородом криогенной емкости 12. При этом жидкий кислород, подаваемый по магистрали 14 в бак 10, поступает в емкость 12 по магистрали 22 через открытый клапан 21 полости 18 бака. Заправляемая в криогенную емкость 12 масса кислорода обеспечивает компенсацию потерь кислорода от испарения в баке окислителя первой ступени и в самой криогенной емкости с момента окончания наземной заправки до момента окончания дозаправки в полете. Во время нахождения заправленной ракеты-носителя 2 на борту самолета-разгонщика 1 образующиеся при испарении жидкого кислорода в полости 18 бака 10 пары кислорода с возможными включениями жидкости отводятся по магистрали 22 в вертикальную криогенную емкость 12, где происходит сепарация жидкости и сброс пара через трубопровод 13 за борт самолета-разгонщика. В процессе подъема воздушно-космической системы давление за бортом самолета-разгонщика 1 понижается и, соответственно, снижается температура жидкого кислорода в криогенной емкости 12, сообщенной с атмосферой через трубопровод 13. Этот кислород периодически порциями насосом 24 подается по трубопроводу 23 в бак окислителя 10 первой ступени для компенсации потерь испаренного в нем жидкого кислорода, причем кислород вводится в нижнюю часть отсека 17 и оттуда через патрубок 19 поступает в основную полость 18 бака 10. Периодическая подача переохлажденного кислорода в бак 10 через отсек 17 позволяет термостатировать находящийся в нем объем кислорода и обеспечивает необходимую величину газового объема в отсеке 17. При полете воздушно-космической системы на высоте десантирования (порядка 10 км) температура жидкого кислорода в емкости 12, за счет его раскипания при пониженном давлении, снижается до 81-83 К. Подача этого кислорода в бак окислителя 10 первой ступени позволяет получить к моменту окончания дозаправки бака перед десантированием ракеты-носителя 2 среднемассовую температуру жидкого кислорода 89,5-91,5 К, осуществляя регулирование давления в баке 10 клапаном 21. Перед десантированием ракеты-носителя 2 производится заполнение ее бака 10 жидким кислородом из емкости 12 до полного удаления паровой фазы из полости 18 бака, закрытие клапанов 25 и 21 и предстартовый наддув бака 10 через трубопровод 27. Производится также захолаживание расходного тракта жидкостного ракетного двигателя 11 ракеты-носителя. Десантирование ракеты-носителя производится с помощью вытяжного парашюта (не показан) при маневре самолета-разгонщика 1 с набором им высоты. При проведении десантирования срабатывают пневмозамки на упорах 5 и ракета-носитель 2 по роликам 29, установленным на салазках 4, перемещается в направлении люка десантирования, при этом происходит расстыковка узлов 26, соединяющих магистрали 22 и 23 емкости 12 с баком 10 ракеты-носителя. После десантирования ракеты-носителя производится запуск ее жидкостного ракетного двигателя 11, при этом, поскольку выдача жидкого кислорода в расходную магистраль 15 двигателя осуществляется из полости 18 бака 10, не содержащей в данный момент парогазовых включений, обеспечивается надежный запуск двигателя и последующий старт ракеты-носителя в воздухе.

Таким образом, предложенное выполнение воздушно-космический системы обеспечивает надежный воздушный старт ракеты-носителя космического назначения при ее отделении путем десантирования от самолета-разгонщика. При этом упрощается конструкция и повышается надежность функционирования воздушно-космической системы, снижаются затраты на ее изготовление и увеличивается масса выводимого на орбиту полезного груза.

Похожие патенты RU2165869C1

название год авторы номер документа
ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА ПЕРВОЙ СТУПЕНИ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ 2002
  • Егоров А.М.
  • Лукьянова Э.А.
  • Сидоров Ю.Н.
  • Сулягин Е.В.
  • Кудрявцева Л.Э.
  • Сыровец М.Н.
  • Тупицын Н.Н.
  • Федоров В.И.
  • Хаспеков В.Г.
RU2238422C2
СПОСОБ ЗАПРАВКИ ЖИДКИМ КИСЛОРОДОМ БАКА ОКИСЛИТЕЛЯ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ 2000
  • Борисенко А.А.
  • Денисов А.В.
  • Егоров А.М.
  • Кирсанов Г.В.
  • Лукьянова Э.А.
  • Марк В.А.
  • Сыровец М.Н.
  • Тупицын Н.Н.
  • Федоров В.И.
  • Хаспеков В.Г.
RU2167086C1
СПОСОБ ЗАПРАВКИ ЖИДКИМ КИСЛОРОДОМ БАКА ОКИСЛИТЕЛЯ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ 2002
  • Лукьянова Э.А.
  • Сулягин Е.В.
  • Сухачева О.В.
  • Сыровец М.Н.
  • Тупицын Н.Н.
  • Федоров В.И.
  • Хаспеков В.Г.
RU2216491C1
СПОСОБ ЗАПРАВКИ ЖИДКИМ КИСЛОРОДОМ БАКА ОКИСЛИТЕЛЯ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ 2001
  • Егоров А.М.
  • Лукьянова Э.А.
  • Сидоров Ю.Н.
  • Сухачева О.В.
  • Сыровец М.Н.
  • Тупицын Н.Н.
  • Федоров В.И.
  • Хаспеков В.Г.
RU2208563C2
СОЛНЕЧНАЯ ЭНЕРГЕТИЧЕСКАЯ РАКЕТНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА ИМПУЛЬСНОГО ДЕЙСТВИЯ 2001
  • Подобедов Г.Г.
  • Соколов Б.А.
  • Тупицын Н.Н.
RU2215891C2
ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА 1998
  • Иванов Н.Ф.
RU2165870C2
СПОСОБ ЗАПРАВКИ ЖИДКИМ КИСЛОРОДОМ БАКА ОКИСЛИТЕЛЯ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ 2001
  • Тупицын Н.Н.
  • Катков Р.Э.
  • Сыровец М.Н.
  • Федоров В.И.
  • Хаспеков В.Г.
RU2197413C1
СПОСОБ ЗАПРАВКИ ЖИДКИМ КИСЛОРОДОМ БАКА КОСМИЧЕСКОГО РАЗГОННОГО БЛОКА 1999
  • Денисов А.В.
  • Егоров А.М.
  • Иванов М.Ю.
  • Лукьянова Э.А.
  • Синяговский А.Н.
  • Сыровец М.Н.
  • Тупицын Н.Н.
  • Федоров В.И.
  • Хаспеков В.Г.
RU2155147C1
КИСЛОРОДО-ВОДОРОДНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 2000
  • Иванов Н.Ф.
RU2183759C2
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ТРАНСПОРТИРОВКОЙ ИЗДЕЛИЙ С НАДДУТЫМИ ГАЗОМ ТОНКОСТЕННЫМИ ЕМКОСТЯМИ АВИАЦИОННЫМИ СРЕДСТВАМИ 2001
  • Филин В.М.
  • Бурдаков В.П.
  • Канаев А.И.
RU2223202C2

Иллюстрации к изобретению RU 2 165 869 C1

Реферат патента 2001 года ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Система содержит самолет, вертикальную криогенную емкость с жидким кислородом и космическую ракету-носитель с жидкостной ракетной двигательной установкой первой ступени, имеющей топливный бак жидкого кислорода, запорные и дренажный клапаны, трубопроводы и насос, предназначенные для подготовки воздушного старта из фюзеляжа самолета. В передней части бака выполнена поперечная разделительная перегородка с отверстием для создания замкнутой газожидкостной полости и жидкостной полости, верхняя часть которых связана с верхней частью емкости. Изобретение направлено на повышение надежности запуска ракетной двигательной установки первой ступени ракеты-носителя. 4 ил.

Формула изобретения RU 2 165 869 C1

Воздушно-космическая система, включающая самолет-разгонщик и размещенную в его фюзеляже с возможностью десантирования ракету-носитель космического назначения с жидкостной ракетной двигательной установкой первой ступени, отличающаяся тем, что в фюзеляже самолета-разгонщика установлена вертикальная емкость с жидким кислородом, при этом в баке жидкого кислорода ракеты-носителя выполнена поперечная разделительная перегородка, ограничивающая замкнутый газожидкостной отсек в передней части бака, нижняя часть которого через выполненное в перегородке отверстие сообщена с основным объемом этого бака и через трубопровод с насосом жидкого кислорода соединена с нижней частью криогенной емкости, верхняя часть которой через трубопроводы с запорными клапанами соединена с верхними частями газожидкостного отсека и основной полости бака жидкого кислорода, а также сообщена с атмосферой.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2001 года RU2165869C1

РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ, СБРАСЫВАЕМАЯ С САМОЛЕТА-НОСИТЕЛЯ, И СПОСОБ ЕЕ ЗАПУСКА В ВОЗДУХЕ И УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ 1989
  • Антонио Луи Элиас[Us]
RU2026798C1
МНОГОСТУПЕНЧАТАЯ ТРАНСПОРТНАЯ СИСТЕМА С ГОРИЗОНТАЛЬНЫМ СТАРТОМ ДЛЯ КОСМИЧЕСКОГО ПОЛЕТА И СПОСОБ ЕЕ ЗАПУСКА 1996
  • Хольгер Штокфлет
  • Йоханн Шпис
RU2120398C1
ГИДРОМЕХАНИЗИРОВАННЫЙ АГРЕ ГАТ—РАСТЕНИЕ-ПИТАТЕЛЬ 0
  • И. Д. Холин, А. Я. Каинсон, А. И. Золотарь, С. А. Доброхотов
  • Ю. С. Разыграев
  • Ительгосударственный Проектный Институт Проехтгидромеханизаци
SU264030A1
US 4884770 A, 05.12.1989.

RU 2 165 869 C1

Авторы

Борисенко А.А.

Денисов А.В.

Егоров А.М.

Захаров С.Н.

Кирсанов Г.В.

Клиппа В.П.

Лукьянова Э.А.

Марк В.А.

Милаков В.В.

Петров Н.К.

Попов К.К.

Подобедов Г.Г.

Сердюк А.А.

Сыровец М.Н.

Тупицын Н.Н.

Федоров В.И.

Филин В.М.

Хаспеков В.Г.

Шахов В.Н.

Даты

2001-04-27Публикация

2000-08-08Подача