СПОСОБ ВОЗВРАТА РАКЕТНОЙ СТУПЕНИ НА ЗЕМЛЮ И РАКЕТНАЯ СТУПЕНЬ ДЛЯ РЕАЛИЗАЦИИ ЭТОГО СПОСОБА Российский патент 2022 года по МПК B64G1/14 B64G1/62 

Изобретение относится к космонавтике и может быть применено при многоразовом использовании ступеней запускаемых ракет.

Известен способ запуска ракет, в котором отработавшие ступени свободно падают на землю. Недостатком такого способа является одноразовое использование ступеней ракеты, при этом только первая ступень стоит примерно 60-70% от стоимости всей ракеты. Кроме того, для падения отделяющихся частей необходимо отведение полей падения, которые зачастую ограничены в своих размерах и не всегда находятся в плоскости траектории планируемого пуска. В результате приходится пуск ракет осуществлять не в желаемом направлении, а в направлении поля падения. Это вынуждает корректировать работу второй ступени, что требует дополнительных расходов топлива (С.П. Уманский. Ракеты-носители и космодромы. М. Рестарт. 2001).

Известен способ всеазимутального пуска ракет, который не связан с полями падения, так как согласно этому способу первые ступени возвращаются на землю контролируемым образом, например, с использованием парашютной системы. Парашютная система спускаемого аппарата срабатывает на высоте около 9 км, после чего происходит спуск аппарата со скоростью примерно 8-12 м/с. При приземлении необходимо погасить скорость падения за счет двигателей торможения, либо подхватить быстро снижающийся парашют вертолетом и отбуксировать спускаемый блок на стартовый комплекс. Парашютная система используется и для частей головного обтекателя, который сбрасывается сразу после отделения первой ступени ракеты.

Недостаток парашютно-реактивного способа возврата ракетной ступени в том, что ступень в любом случае сильно повреждается и не может использоваться повторно. Для повторного использования ее нужно дооснастить посадочными ногами, амортизаторами, либо какими-то сминаемыми элементами, и при этом сохранность все равно остается под вопросом, так как не исключено приземление на неподготовленную площадку, а значит удары и падения (Ю. Советкин. Заманчиво, но не эффективно. Самара, 2014).

Недостатком парашютно-вертолетного способа является значительные трудности подхвата парашюта при его относительно большой скорости снижения. Это оставляет слишком мало времени на поиск спускаемого блока, вхождения в визуальный контакт и собственно подхват парашюта. Кроме того, грузоподъемность современных вертолетов зачастую оказывается недостаточной. Для устранения повреждения спускаемых частей головного обтекателя используют суда с установленными на них сетями для улавливания этих частей (Eric Ralph. SpaceX will use a parasail guidance system to land Falcon 9's fairing into a huge net. Teslarati 24 июля 2018). Это требует создания специальных быстроходных судов при падении частей обтекателя на воду, а при их падении на твердую поверхность представляется вообще не осуществимым.

Еще один способ состоит в возврате первой ступени в самолетном режиме на аэродром в районе стартового комплекса. Так спроектирована ракета «Ангара» с многоразовым крылатым ракетным блоком «Байкал» (В.В. Малышев, Ю.Л. Кузнецов, К.А. Карп. Математическое моделирование многоразовых систем. М. 2004).

Недостатком такого способа является значительное усложнение конструкции блока первой ступени и необходимость резервирования значительного запаса топлива. Кроме того, будучи высокоскоростным крылатым аппаратом, но не самолетом, такой блок будет нуждаться в особой полосе приземления, что потребует капитальных вложений в инфраструктуру посадки.

Известен способ посадки возвращаемого ракетного блока собственно в ракетном режиме движения (В.В. Малышев, Ю.Л. Кузнецов, К.А. Карп. Математическое моделирование многоразовых систем. М. 2004). В этом способе ракетный блок первой ступени после отделения второй ступени делает разворот с помощью маломощных «холодных» азотных реактивных двигателей. В результате блок разворачивается двигателями вперед и производит торможение, запуская двигатели вновь. Если ракета выводит объект на низкую опорную орбиту (НОО), то в результате работы двигателей блок меняет направление движения и начинает двигаться к месту старта. Если же вывод груза совершается на более высокую геопереходную орбиту (ГПО), то блок после торможения продолжает двигаться в том же направлении к посадочной площадке в океане. После этого аппарат входит в плотные слои атмосферы и управляясь решетчатыми рулями движется к посадочной платформе с работающими двигателями. Перед самой посадкой на поверхность запускается центральный двигатель и происходит резкое торможение и посадка. Подробности описанного способа содержатся в публикациях Falcon 9 v1.1 & F9R Launch Vehicle Overview. SpaceFlight 101.

Недостатком такого способа является большой расход топлива на возврат первой ступени и утяжеление конструкции за счет конструкций опор, рулей и т.д. Известно, что в результате этого полезная нагрузка, выводимая на орбиту, уменьшается на 30-40%. Возврат второй ступени по такому способу сложен технически и считается абсурдным в экономическом отношении (Ю. Советкин. Заманчиво, но не эффективно. Самара, 2014). Кроме того, существенно усложняется система управления блоком, обеспечивающая посадку высокой точности. При этом, естественно, снижается надежность всей системы. Поэтому в 2016 году успешно удалось осуществить лишь 70% посадок, но ожидалось, что к 2017 году количество успешных посадок увеличится до 90%.

Наиболее близким по совокупности признаков способом спуска с орбиты является способ спуска небольших грузов, изложенный в патенте РФ №2381967. Возвращаемый на Землю грузовой контейнер помещают в герметичный надувной отсек с гибкой термостойкой оболочкой, выполненной с возможностью приобретения сферической формы при заполнении ее газом. Внутри этого отсека размещают источник газа, прикрепляя грузовой контейнер к гибкой термостойкой оболочке. После отделения спускаемого аппарата от орбитальной станции осуществляют наддув указанного отсека газом и увеличивают размеры его гибкой оболочки до достижения сферической формы. Торможение спускаемого аппарата для схода с орбиты и перехода на траекторию снижения осуществляют только за счет аэродинамической силы, возникающей во время полета в разреженных слоях атмосферы. В плотных слоях атмосферы торможение осуществляют также только за счет аэродинамического сопротивления оболочки, ни парашютной системы, ни реактивного торможения не используют.

Недостатком этого способа является то, что он предназначен исключительно для доставки небольших грузов с пилотируемых орбитальных станций на поверхность Земли и не может использоваться для возврата больших объектов, какими являются ступени ракет. Этот способ имеет низкую оперативность управления полетом и низкую точность приземления в заданный район. Кроме того, скорость приземления (по расчетам авторов до 7 м/с) не всегда может быть приемлемой для определенной категории грузов.

Задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является разработка способа посадки возвращаемого ракетного блока, который бы, не требуя большого усложнения конструкции, систем управления и увеличенного расхода топлива, обеспечивал бы его высокую сохранность при высокой степени надежности, а также простоту поиска и возврата на космодром спускаемых объектов после основного этапа торможения в атмосфере.

Техническим результатом, достигаемым в заявленном изобретении, является получение простой и надежной системы возврата ракетных ступеней, которая обеспечит высокую степень их многоразового использования.

Получение технического результата изобретения осуществляют за счет того, что после отделения отработавшей ступени от ускоряемой ею части ракеты возвращаемую ступень с помощью двигателей системы ориентации разворачивают двигательным блоком вперед, включают основные двигатели и осуществляют тормозной импульс, обеспечивая новое значение и направление вектора скорости ступени для спуска. Затем вновь разворачивают ступень, ориентируя ее по новому направлению вектора скорости. Из головной части ступени выдвигают теплозащитный тормозной щит, который раздвигают в радиальном направлении до диаметра, превосходящего диаметр ступени, и возвращают его в раздвинутом состоянии до упора в ступень. После этого до прохождения пиковых тепловых потоков раздувают газифицированным кислородом уложенные на поверхности ступени и частично в продольных на всю длину ступени щелевых емкостях в корпусе ступени теплозащитные термостойкие оболочки, экранируя ими ту часть тела ступени, которая не имеет теплозащитного покрытия, от потока атмосферного воздуха, движущегося в донной части тормозного щита. Далее обеспечивают устойчивое движение ступени в аэродинамической тени тормозного щита двигателями системы ориентации. После прохождения пиковых значений динамического давления и тепловых потоков открывают имеющие теплозащитное покрытие крышки емкостей корпуса с уложенными в них тормозными оболочками, часть ткани и стропы которых закреплены на внутренних поверхностях этих емкостей. Тормозные оболочки раздувают встречным потоком воздуха. Для обеспечения заранее заданной температуры воздуха и создания аэростатической подъемной силы оболочки используют энергию газов двигателей системы ориентации. Тормозные оболочки связывают между собой стропами, первоначально уложенными в углублениях торцевой поверхности ступени и в емкостях размещения тормозных оболочек.

При переходе оболочек с ракетной ступенью в режим висения (нейтральной плавучести) температуру в оболочках поддерживают на заданном уровне за счет энергии газов двигателей системы ориентации в случае остывания воздуха в процессе ожидания эвакуации спасательной службой. При приближении к режиму висения из ступени выбрасывают на тросе шар, заполненный легким газом, для захвата всей конструкции вертолетом спасательной службы.

Преимуществом предлагаемого изобретения является его относительная простота, так как не требуется использования посадочных устройств с амортизаторами. Кроме того, существенно снижается расход топлива на возврат первой ступени (фактически до нуля). Эта экономия позволяет использовать топливо для торможения двигателями второй ступени с возвратом ее на землю для повторного использования. Кроме того, экономия топлива позволит выводить на орбиту более тяжелые объекты.

Предлагаемый способ поясняется чертежами фиг. 1-4. На фиг. 1 показана схема первой ступени при завершении работы двигателей, выдвижение теплозащитного тормозного щита, а также возврат раздвинутого щита к ступени до упора. На фиг. 2 и 3 показаны схемы, поясняющие расположение теплозащитных термостойких оболочек и теплозащитного покрытия на поверхности ступени. На фиг. 4 показан вид ступени с раздутыми теплозащитными оболочками и процесс раздувания тормозной оболочки. На фиг. 5 показана ступень с полностью раздутыми тормозными оболочками в процессе спуска с небольшой скоростью.

На фиг. 1-а показана ступень 1 ракеты с двигателями 2, внутри передней части которой находится теплозащитный тормозной щит 3 с откидными элементами 4. Это соответствует моменту, после создания тормозного импульса и ориентирования ступени по новому направлению вектора скорости ступени 1 для спуска. На фиг. 1-б представлена ступень 1 с выдвинутым вперед, но не раздвинутым теплозащитным тормозным щитом 3. На фиг. 1-в показан раздвинутый щит 3, который возвращен до упора в переднюю часть ступени 1. Элементы 4 откинуты и находятся в плоскости щита 3. Диаметр щита 3 в этом положении превосходит диаметр ступени 1.

В хвостовой части ступени 1 под крышками 5, имеющими теплозащитное покрытие, расположены емкости 6 (фиг. 1 и 2) с уложенными в них тормозными оболочками 7. Вдоль одной из сторон крышек 5 по длине всей ступени 1 пролегают щелевые емкости 8, которые имеют свои крышки 9. Вся поверхность ступени 1 имеет теплозащитное покрытие в виде раздуваемых термостойких теплозащитных оболочек 10, натянутых между крышками 5 емкостей 6 и крышками 9 щелевых емкостей 8 и лежащих на поверхности 11. После натяжения ткани оболочки 10 ее избыточную часть укладывают в емкости 6 и 8 под крышки 5 и 9 соответственно и фиксируют в этом положении за счет прижима крышками к поверхности 11 ступени 1.

Фиг. 2 поясняет размещение теплозащитных оболочек на ступени 1 в области расположения емкостей с тормозными оболочками 7. На ступени 1 имеются равномерно расположенные по окружности (на фиг. 2 показано три) продольные емкости 6. Емкости 6 закрыты крышками 5 с теплозащитным покрытием. Поверхности 11 ступени 1 между емкостями 6 покрыты теплозащитными термостойкими оболочками 10, которые находятся в натянутом состоянии и частично заведены под крышки 5. Вид I показывает это более детально. Левая часть вида I соответствует положению оболочки 10 при работе двигателей ступени 1 и в начальный момент спуска ступени на землю. Правая часть вида I показывает раздутую теплозащитную оболочку 10. Газ подают (не показано) в пространство между слоями оболочки 10, представленными на виде I фиг. 2. Такое расположение оболочки создает тепловой экран поверхности И ступени 1. На месте между соседними оболочками 10 тепловую защиту ступени обеспечивают крышки 5 с теплозащитным покрытием.

Фиг. 3 поясняет расположение теплозащитных оболочек на ступени 1 в области, где нет емкостей с тормозными оболочками. Фактически это еще один пояс теплозащитных оболочек на ступени 1. Здесь ткань оболочек на поверхности 11 уложена по всей окружности ступени. Охват поверхности одной оболочкой показан круговой двойной стрелкой. Поверхности 11 ступени 1 между щелевыми емкостями 8 покрыты теплозащитными термостойкими оболочками 10, которые находятся в натянутом состоянии и частично заведены под крышки 9 в щелевую емкость 8 (левый рисунок вида I). Как и в предыдущем случае, изображенном на виде I фиг. 2, такое положение оболочки 10 соответствует работе двигателей ступени 1 и начальному моменту спуска ступени на землю. Правая часть вида I показывает раздутую теплозащитную оболочку 10. Две соседних оболочки 10 в раздутом состоянии смыкаются друг с другом, экранируя поверхности ступени 1 и в зоне этого продольного контакта.

На фиг. 4-а показано положение раздутых оболочек 10 вокруг ступени 1, движущейся со сверхзвуковой скоростью с отошедшей головной ударной волной 12. Оболочки 10 и теплозащита крышек 5 экранируют тело ступени 1 от высоких температур потока атмосферного воздуха, движущегося в аэродинамической тени тормозного щита 3. При этом в силу газопроницаемости ткани теплозащитных оболочек просачивающийся через ткань газ обеспечивает дополнительное пористое охлаждение поверхности оболочек 10. Поверхность емкостей 6 защищена теплозащитными покрытиями крышек 5. Тормозной щит 3, как и подвижные элементы 4, на всех схемах показаны условно. Устойчивое движение ступени в аэродинамической тени оболочки осуществляют двигателями системы ориентации (не показаны).

На фиг. 4-б показано начало процесса раздувания тормозной оболочки. После прохождения при спуске пиковых значений динамического давления и тепловых потоков открывают замки теплозащитных крышек 5 и переднюю часть крышек выталкивают в поток воздуха. К крышкам 5 закреплены тормозные оболочки 7. Взаимодействуя с встречным потоком воздуха, крышки уносятся потоком и вытягивают из емкостей уложенные тормозные термостойкие оболочки 7, которые начинают раздуваться встречным потоком воздуха.

На фиг. 4-в показан момент, когда крышка 5 сброшена потоком воздуха и вытягивает тормозную оболочку 7 из емкости 6. Стрелками показаны направления набегающего потока воздуха и поступающего в отверстия 14 оболочек 7. В результате этого оболочки раздуваются воздухом.

На фиг. 4-г показано положение, в котором тормозная оболочка 7 полностью раздута встречным потоком воздуха. Стропы 13 оболочки 7 крепят ее к внутренней поверхности емкости 6 и по периферии торца ступени 1. Стрелкой условно показано движение горячих газов двигателей ориентации при необходимости нагрева воздуха в оболочке.

На фиг. 5 показана ступень 1 на этапе вертикального спуска. На фиг. 5-а, представлена схема ступени 1 с раздутыми тормозными оболочками 7. Оболочки 7 стянуты стропами 13, которые обеспечивают монолитность и надежность всего соединения в потоке воздуха. На фиг. 5-б показан вид со стороны тормозного щита на расположение тормозных оболочек 7 вокруг ступени 1 при трех оболочках. Отверстия 14 являются отверстиями в оболочках 7, через которые они наполняются встречным потоком воздуха. Для обеспечения заранее заданной температуры воздуха в оболочках в потоке воздуха, заполняющего оболочки 7, сжигают топливо. На фиг. 5-б условно показаны факелы горячих газов двигателей системы ориентации, нагревающие воздух в оболочке.

В процессе спуска ступени 1 в нижние, холодные слои атмосферы, оболочки 7, охватывающие ступень 1 ракеты, осуществляет торможение ступени 1 как за счет силы сопротивления формы (парашютный эффект), так и за счет возникающей аэростатической силы Архимеда. Сила сопротивления и аэростатическая сила оболочки 7 обеспечивает устойчивое движение ступени 1 тормозным щитом вперед. В результате этого скорость движения тормозится до нуля, аэростатическая сила Архимеда становится равной весу ступени ракеты, и достигается нулевая плавучесть системы на некоторой высоте от поверхности земли. Для сохранения нейтральной плавучести по мере охлаждения газа температуру в тормозных оболочках поддерживают на заданном уровне за счет энергии газов двигателей системы ориентации в случае остывания воздуха.

При приближении к режиму висения из ступени выбрасывают на тросе шар, заполненный легким газом. Захват этого шара вертолетом спасательной службы, который фактически будет стационарно висеть в воздухе, не представляет никакой сложности в отличие от задачи подхвата тяжелой ступени, спускающейся на парашютах с относительно большой скоростью.

Известно устройство для увода объектов, находящихся на орбитах искусственных спутников Земли, и погружения их в атмосферу (RU №2626788). Спускаемый аппарат-буксир для снятия объектов с орбит искусственных спутников Земли содержит грузовой контейнер, имеющий свободный объем для размещения снимаемого объекта, надувное тормозное устройство с гибкой герметичной термостойкой оболочкой, выполненной с возможностью приобретения аэродинамической формы при заполнении ее газом. При этом надувное тормозное устройство имеет внешние обводы в форме усеченного конуса и выполнено в виде набора элементов в форме тора. Также аппарат содержит устройство для захвата снимаемого объекта, систему навигации для поиска снимаемого с орбиты объекта и двигательную установку для маневрирования аппарата. При необходимости спасения спускаемого объекта используют его тепловую защиту.

Недостатком устройства является невозможность его использования для возврата на землю отработавших тяжелых ракетных ступеней, так как аэродинамическая сила торможения предложенной оболочки в виде усеченного конуса оказывается явно недостаточной для необходимого торможения скорости приземления груза. Более того, не предполагается и полного гашения скорости до нуля, что необходимо для исключения каких-либо повреждений возвращаемой ступени ракеты.

Известно устройство (RU №2634608) возвращаемого космического аппарата, которое содержит лабораторный отсек, соединенный с корпусом приборного отсека, лобовой аэродинамический экран сегментально-конической формы и тормозную двигательную установку. Экран состоит из жесткой центральной части и периферийной части в виде основного надувного тормозного устройства, покрытого снаружи гибкой теплозащитой. На жесткой части могут быть размещены испытуемые объекты, например, образцы теплозащиты. Для снижения скорости посадки аппарат снабжен дополнительным надувным тормозным устройством в форме тора. Устройство соединено с корпусом отсека силовой конической оболочкой из тканевого материала со слабой газопроницаемостью. Оно раскрывается на дозвуковых скоростях полета, а его поперечный размер выбирается из соображений обеспечения заданной скорости контакта аппарата с земной поверхностью.

Недостатком устройства является его неприменимость для возврата крупногабаритных тяжелых ступеней ракет, так как оно рассчитано на возврат в основном достаточно компактных грузов. Кроме того, устройство предполагает использование на наружной стороне силовой оболочки гибкого теплозащитного чехла, который должен надежно работать в условиях быстро меняющихся динамических и тепловых нагрузок. Это снижает надежность системы, так как даже на недеформируемых поверхностях прочность крепления плиток тепловой защиты часто оказывалась недостаточной (Спейс Шаттл). К тому же, предложенное устройство не исключает соударения с поверхностью, так как посадка на поверхность предусматривает движение с определенной скоростью.

Задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является создание устройства для надежного и эффективного возврата отработавших ступеней ракет на землю для их повторного использования.

Техническим результатом, достигаемым в заявленном изобретении, является устройство, позволяющее возвращать не только первые, но и вторые ступени ракет и разгонные блоки с высоких траекторий, при этом использовать меньше топлива по сравнению с другими устройствами, что позволяет повысить массу объектов, выводимых на орбиту. Также результатом является существенное упрощение средств приема возвращаемых ракетных блоков на земле и упрощение действий спасательных служб.

Получение технического результата изобретения осуществляют за счет того, что в передней части ракетной ступени размещен выдвижной теплозащитный тормозной щит, который в сложенном виде представляет собой многоугольник, а в раскрытом виде, за счет откидываемых по внешним сторонам многоугольника дополняющих его до круга элементов и вставок между ними, круг. Диаметр этого круга превосходит диаметр ступени ракеты. Вдоль всего корпуса ступени имеются равномерно расположенные по окружности щелевые емкости, между которыми на поверхности ступени в натянутом состоянии уложены теплозащитные термостойкие надувные оболочки, не уместившиеся на поверхности ступени части оболочек заведены под крышки в щелевые емкости. В хвостовой части ступени имеются равномерно расположенные по окружности емкости, закрываемые крышками с теплозащитным покрытием, в которых уложены тормозные оболочки в форме усеченного конуса, стропы которых частично уложены и закреплены на внутренних поверхностях этих емкостей, а частично уложены и закреплены в торцевой кольцевой нише ступени со стороны двигателей совместно со стропами, связывающими раздутые тормозные оболочки в одно целое. Крышки, имеющие теплозащитное покрытие, в своей торцевой части имеют термостойкие приливы с отверстиями, против которых установлены двигатели системы ориентации, а тормозные оболочки уложены так, что после раздувания имеющиеся в них отверстия устанавливаются против этих двигателей. Между крышками этих емкостей на поверхности ступени в натянутом состоянии уложены теплозащитные термостойкие надувные оболочки, не уместившиеся на поверхности ступени части оболочек заведены под крышки, имеющие теплозащитные покрытия, при этом внутренние объемы всех теплозащитных оболочек соединены с источником регазифицированного кислорода или балонного газа.

Теплозащитная термостойкая оболочка представляют собой бесшовный тканый цилиндр, который образует внутренний замкнутый объем за счет двух поперечных швов, соединяющих противоположные стороны сложенного на плоскость цилиндра. На стороне оболочки, укладываемой на поверхность ступени имеются отверстия с элементами подключения к газовым магистралям, а края оболочки вне швов оснащены элементами крепления к внутренней поверхности щелевых емкостей и емкостей тормозных оболочек.

Тормозная оболочка, имеющая систему строп, закрепленных на ракетной ступени, представляет собой бесшовный тканый цилиндр, на одном конце которого имеется поперечный шов, соединяющий противоположные стороны сложенного на плоскость цилиндра, а на другом конце в ткани, закрепленной на ракетной ступени и примыкающей к ступени после раздувания тормозной оболочки, имеется отверстие, которое после раздувания тормозной оболочки устанавливается против двигателей системы ориентации.

Преимуществом предлагаемого изобретения является его относительная простота, так как не требуется при возврате ракетной ступени для повторного использования применения посадочных устройств с амортизаторами. Кроме того, существенно снижается расход топлива на возврат первой ступени (фактически до нуля). Эта экономия позволяет использовать сэкономленное топливо для торможения второй ступени и ее возврат на землю для повторного использования. Кроме того, экономия топлива позволит выводить на орбиту более тяжелые объекты.

Предлагаемое устройство поясняется схемами, представленными на фиг. 6-12. На фиг. 6 показан теплозащитный щит со стороны ступени в сложенном состоянии. На фиг. 7 показан теплозащитный щит в раскрытом состоянии. На фиг. 8 показано действие откидываемых элементов щита. На фиг. 9 показано размещение теплозащитных и тормозных оболочек в ступени ракеты, на фиг. 10 показана схема устройства теплозащитной оболочки. На фиг. 11 представлена схема расположения и работы двигателей системы ориентации, а на фиг. 12 дана схема тормозной оболочки и ее укладки.

На фиг. 6 и 7 представлен тормозной щит 3, который первоначально находится внутри корпуса ступени 1, а в раскрытом виде выступает за внешний радиус ступени. Тормозной щит 3 имеет форму многоугольника (в данном случае - шестиугольника) с откидными, дополняющими его до круга откидными элементами 15 и 16. Элементы 15 приводятся в действие гидроцилиндрами 17, а элементы 16 - гидроцилиндрами 18. Неподвижные точки гидроцилиндров 17 и 18 закреплены на силовом цилиндрическом элементе 19 с помощью поворотных узлов 20. Откидные элементы 15 закреплены и вращаются на петлях 21, установленных на щите 3. Штоки гидроцилиндров 17 подсоединены к откидным элементам 15 с помощью поворотных узлов 22. Штоки гидроцилиндров 18 подсоединены к Г-образным рычагам 23 с помощью поворотных узлов 24. Один конец Г-образных рычагов 23 подсоединен к поворотным петлям 25, установленным на щите 3, а другой конец подсоединен к откидному элементу 16. Подробнее откидные элементы показаны в меридиональных сечениях ступени на фиг. 8.

На фиг. 9-а показано размещение тормозных оболочек 7 в емкостях 6 под крышками 5. Оболочки 7 условно показаны в виде уложенной стопы. Верхняя часть оболочек 7 прикреплена к крышкам 5, которые соединены со стропами 13. Крышка 5 прижимает слои оболочки 10 к поверхности 11, фиксируя ее в натянутом состоянии. Избыточная часть оболочки 10 в виде стопы уложена в емкости 6 рядом с тормозной оболочкой 7. Край оболочки 10 герметично прикреплен к днищу емкости 6. Газ для раздувания оболочки 10 подается по магистрали 26, из которой непосредственно в оболочку 10 поступает через отверстия 27. В торцевой поверхности ступени со стороны двигателей имеется кольцевая ниша 28, в которую уложены и закреплены часть строп 13 оболочек 7 и стропы 13, связывающие разные тормозные оболочки 7 в одно целое. Расположение теплозащитных оболочек 10 на поверхности 11, в зоне ступени 1, где нет емкостей 6, показано на фиг. 9-в. В поверхности 11 имеются продольные щелевые емкости 8 с крышками 9 с поворотными осями 30. Оболочка 10 на поверхности 11 находится в натянутом состоянии. Избыточная часть оболочки 10 уложена в стопу в емкость 8. Механизм натяжения ткани оболочки 10 не показан. Край оболочки 10, заведенной в емкость 8, герметично закреплен на днище емкости 8. Кромка следующей в окружном направлении теплозащитной оболочки 10 жестко заделана справа от поднимающейся крышки 9. Через магистраль 26 и отверстия 27 внутреннее пространство оболочки 10 сообщается с источником газа.

На фиг. 10 показана схема, поясняющая устройство теплозащитной оболочки. Оболочка 10 представляет собой бесшовный тканый цилиндр, который будучи сложенным вдвое, накладывается на поверхность 11. Внутренний замкнутый объем оболочки 10 образуется за счет поперечных по отношению к образующей тканого цилиндра швов 31. С одной стороны оболочки расположены имеющие силовое обрамление отверстия 27 для подключения оболочек 10 к газовым магистралям 26. Стрелками показано направление укладки оболочки на поверхность 11 ступени 1. На краях оболочки вне швов имеются устройства крепления оболочки к внутренней поверхности емкостей 6 и 8 (не показано).

На фиг. 11-а показана ступень 1 со стороны двигателей ступени 1. Продольные крышки 5 емкостей 6 с тормозными оболочками 7 имеют торцевую поверхность, закрывающую со стороны двигателей емкость 6 по всей ее глубине. Торцевая часть крышки 5 сопрягается с кольцевой крышкой 29. Крышка 29 закрывает кольцевую нишу 28, в которой уложены стропы 13, связывающие отдельные раздутые тормозные оболочки 7. Кроме того, в нише 28 частично уложены и закреплены стропы оболочек 7. Крышки 5, имеющие теплозащитное покрытие, в своей торцевой части имеют термостойкие приливы 32 с радиальными отверстиями 33. Против этих отверстий в ступени 1 установлены двигатели 34 системы ориентации, как показано на фиг. 11-б, в, г. Тормозная оболочка 7 уложена в нише 6 так, что имеющееся в ней отверстие 35 после раздувания оболочки 7 воздухом находится напротив среза сопла двигателя 34 системы ориентации, как показано на фиг. 11-г.

На фиг. 12 показана схема тормозной оболочки 7. Оболочка 7 представляет собой бесшовный тканый цилиндр, на одном конце которого противоположные стороны сложенного на плоскость цилиндра соединены швом 36, а на другом конце в ткани одной стороны сложенного на плоскость цилиндра имеется отверстие 35, которое после раздувания тормозной оболочки и примыкания ткани оболочки 7 к поверхности емкости 6 устанавливается против двигателей 34 системы ориентации. Продольными пунктирными линиями показаны места продольных сгибов ткани оболочки при ее укладке. После того, как ткань сложена в полосу, ее несколько раз укладывают в поперечном направлении для размещения в емкости 6.

Устройство работает следующим образом. После проведения тормозного импульса и ориентации ступени 1 по новому направлению вектора скорости как показано на фиг. 6 из головной части ступени выдвигается теплозащитный тормозной щит 3 (устройство выдвижения щита и его возвращения до упора в корпус 1 ступени не показано). Штоки гидравлических цилиндров 17, установленных на поворотных узлах 20 на цилиндрической поверхности 19, через поворотные узлы 22 передают усилия на откидные элементы 15. Откидные элементы 15, поворачиваясь на петлях 21 переходят в плоскость тормозного щита. После этого, как показано на фиг. 6 штоки гидравлических цилиндров 18, также установленных на поворотных узлах 20 на цилиндрической поверхности 19, через поворотные узлы 24 передают усилие на Г-образные рычаги 23. Г-образные рычаги 23, вращаясь на поворотных петлях 25, устанавливают закрепленные на них дополнительные откидные элементы 16 между откинутыми элементами 15, дополняя вместе с откидными элементами 15 тормозной щит 3 до полного круга большего диаметра. При этом скошенные поверхности откидных элементов 15 и 16 входят в плотный контакт, как показано на виде В фиг. 7. Более подробно процесс раскрытия тормозного щита показан на фиг. 8. На фиг. 8-а показан разворот откидных элементов 15, а на фиг. 8-6 - откидных элементов 16. Слева показано положение откидных элементов в исходном состоянии. Справа показано положение откидных элементов после того, как раскрытый тормозной щит возвращен до упора в корпус ступени 1 и раздута теплозащитная оболочка 10.

Для раздувания оболочек 10 от источника кислорода по магистралям 26 через отверстия 27 подают регазифицированный кислород. В результате действия давления кислорода, уложенные в стопу в емкостях 6 и щелевых емкостях 8 части оболочек 10 вытягиваются наружу и раздутые оболочки изолируют поверхность 11 ступени 1 от воздействия атмосферного воздуха. Раскрытый теплозащитный тормозной щит 3 совместно с раздутой оболочкой 10 защищает корпус ступени 1 от динамического и теплового воздействия набегающего потока воздуха. При этом основное тепловое воздействие потока воспринимает именно тормозной щит, имеющий тепловую защиту, например, в виде возобновляемого покрытия из сублимирующих материалов и т.д. Оболочки 10 защищают корпус ступени 1, который находится в аэродинамической тени щита 3, где температуры и тепловые потоки существенно меньше, чем на поверхности щита 3. В силу газопроницаемости ткани теплозащитных оболочек 10 просачивающийся через ткань газ организует дополнительное пористое охлаждение поверхности.

Устойчивое движение ступени 1 тормозным щитом вперед и размещение ступени в его аэродинамической тени обеспечивается работой двигателей 34 системы ориентации. Этот процесс показан на фиг. 11-в, где стрелкой показан управляющий импульс двигателя 34. При этом уходящие газы двигателя 34 проходят через отверстие 33 в термостойком приливе 32 крышек 5 в атмосферу. После прохождения пиковых значений тепловых потоков подачу газа в оболочки 10 прекращают и раскрывают тормозные оболочки 7. Для этого освобождают замки крышек 5 и выталкивают их переднюю часть в радиальном направлении, а также выдвигают назад торцевую кольцевую крышку 29. За счет воздействия встречного потока воздуха крышки 5 отделяются от ступени 1 и вытягивают уложенные в емкостях 6 и кольцевой нише 28 стропы 13 и тормозные оболочки 7. Постепенно оболочки 7 наполняются воздухом через отверстия 14. Ткань, закрепленная на поверхности емкости 6 примыкает к ней после раздувания тормозной оболочки так, что имеющееся в ней отверстие 35 устанавливается против двигателей 34 системы ориентации. Форма оболочки 7, обращенная к набегающему потоку, и вид отверстий 14 для поступления воздуха в оболочку определяется длиной строп 13 этой части оболочки. Для создания аэростатической силы температуру воздуха в оболочках 7 поддерживают существенно выше температуры окружающего воздуха. Для этого по мере необходимости запускаются двигатели 34, которые подают горячий газ в оболочки 7 через отверстия 35 (фиг. 11-г и фиг. 12).

Группа изобретений относится к конструкции и эксплуатации многоразовых ступеней космических ракет. После торможения и ориентации отработавшей ступени (1) по новому направлению выдвигают, расширяют и вновь возвращают назад тормозной щит (3-4), защищающий от скоростного потока двигатели ориентации. Затем для устойчивого движения ступени раздувают вокруг нее теплозащитные термостойкие оболочки (не показаны), уложенные под крышками (5) и (9). После прохождения пиковых значений динамических и тепловых нагрузок встречным потоком воздуха раздувают тормозные оболочки (не показаны), стропы которых закреплены в углублениях корпуса и по торцу ступени. Требуемую температуру в этих оболочках поддерживают путем сжигания топлива в двигателях ориентации, создавая аэростатическую силу, обеспечивающую конечное зависание ступени над поверхностью Земли. Техническим результатом является создание достаточно простой и надежной системы возврата ракетных ступеней. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 12 ил.

1. Способ возврата ракетной ступени на Землю, состоящий в создании импульса торможения двигателями ступени и дальнейшем использовании аэродинамического торможения, отличающийся тем, что после отделения отработавшей ступени от ускоряемой ею части ракеты возвращаемую ступень с помощью двигателей системы ориентации разворачивают двигательным блоком вперед, включают основные двигатели и отрабатывают тормозной импульс, обеспечивая новое значение и направление вектора скорости ступени для спуска, затем вновь разворачивают ступень, ориентируя ее по новому направлению вектора скорости, из головной части ступени выдвигают теплозащитный тормозной щит, который раздвигают в радиальном направлении до диаметра, превосходящего диаметр ступени, и возвращают его в раздвинутом состоянии до упора в ступень, после чего до прохождения пиковых тепловых потоков раздувают газифицированным кислородом уложенные на поверхности ступени и частично в продольных на всю длину ступени щелевых емкостях в корпусе ступени теплозащитные термостойкие оболочки, экранируя ими ту часть корпуса ступени, которая не имеет теплозащитного покрытия, от потока атмосферного воздуха, движущегося в донной части тормозного щита, обеспечивают устойчивое движение ступени в аэродинамической тени тормозного щита двигателями системы ориентации, затем после прохождения пиковых значений динамического давления и тепловых потоков открывают имеющие теплозащитное покрытие крышки емкостей корпуса с уложенными в них тормозными оболочками, часть ткани и стропы которых закреплены на внутренних поверхностях этих емкостей, раздувают тормозные оболочки встречным потоком воздуха, причем для обеспечения заранее заданной температуры воздуха и создания аэростатической подъемной силы оболочек используют энергию газов двигателей системы ориентации.

2. Способ возврата ракетной ступени по п. 1, отличающийся тем, что тормозные оболочки связывают между собой стропами, первоначально уложенными в углублениях торцевой поверхности ступени и в емкостях размещения тормозных оболочек.

3. Способ возврата ракетной ступени по п. 1, отличающийся тем, что при переходе оболочек с ракетной ступенью в режим висения (нейтральной плавучести) температуру в тормозных оболочках поддерживают на заданном уровне за счет энергии газов двигателей системы ориентации в случае остывания воздуха в процессе ожидания эвакуации спасательной службой.

4. Способ возврата ракетной ступени по п. 1, отличающийся тем, что при приближении к режиму висения из ступени выбрасывают на тросе шар, заполненный легким газом, для захвата всей конструкции вертолетом спасательной службы.

5. Ракетная ступень, возвращаемая после отделения от ускоряемого объекта на Землю для повторного использования, отличающаяся тем, что в передней части ступени размещен выдвижной теплозащитный тормозной щит, который в сложенном виде представляет собой многоугольник, а в раскрытом виде, за счет откидываемых по внешним сторонам многоугольника дополняющих его до круга элементов и вставок между ними, круг, диаметр которого превосходит диаметр ступени ракеты, вдоль всего корпуса ступени выполнены равномерно расположенные по окружности щелевые емкости, между которыми на поверхности ступени в натянутом состоянии уложены теплозащитные термостойкие надувные оболочки, причем не уместившиеся на поверхности ступени части оболочек заведены под крышки в щелевые емкости, а в хвостовой части ступени выполнены равномерно расположенные по окружности емкости, закрываемые крышками с теплозащитным покрытием, в которых уложены тормозные оболочки, стропы которых частично уложены и закреплены на внутренних поверхностях этих емкостей, а частично уложены и закреплены в торцевой кольцевой нише ступени со стороны двигателей совместно со стропами, связывающими раздутые тормозные оболочки в одно целое, при этом крышки, имеющие теплозащитное покрытие, в своей торцевой части имеют термостойкие приливы с радиальными отверстиями, против которых установлены двигатели системы ориентации, а тормозные оболочки уложены так, что после раздутия имеющиеся в них отверстия устанавливаются против этих двигателей, причем между крышками указанных емкостей на поверхности ступени в натянутом состоянии уложены теплозащитные термостойкие надувные оболочки, а не уместившиеся на поверхности ступени части оболочек заведены под крышки, имеющие теплозащитные покрытия, при этом внутренние объемы всех теплозащитных оболочек соединены с источником регазифицированного кислорода или баллонного газа.

6. Ракетная ступень по п. 5, отличающаяся тем, что теплозащитная термостойкая оболочка представляет собой бесшовный тканый цилиндр, который образует внутренний замкнутый объем за счет двух поперечных швов, соединяющих противоположные стороны уложенного на плоскость цилиндра, при этом на стороне оболочки, укладываемой на поверхность ступени, имеются отверстия с элементами подключения к газовым магистралям, а края оболочки вне швов оснащены элементами крепления к внутренней поверхности щелевых емкостей и емкостей тормозных оболочек.

7. Ракетная ступень по п. 5, отличающаяся тем, что тормозная оболочка, имеющая систему строп, закрепленных на ракетной ступени, представляет собой бесшовный тканый цилиндр, на одном конце которого имеется поперечный шов, соединяющий противоположные стороны уложенного на плоскость цилиндра, а на другом конце в ткани, закрепленной на ракетной ступени и примыкающей к ступени после раздутия тормозной оболочки, имеется отверстие, которое устанавливается против двигателей системы ориентации.