Универсальный космический ракетный комплекс для транспортных систем высокой грузоподъемности Российский патент 2024 года по МПК B64G1/00 

Область техники

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к космическим ракетным комплексам.

Уровень техники

Из уровня техники известен ракетно-космический комплекс и способ функционирования ракетно-космического комплекса (патент RU 2643744, Акционерное общество «Военно-промышленная корпорация «Научно-производственное объединение машиностроения», 05.02.2018), включающий управляемые ракету-носитель, разгонный блок, автоматическую полезную нагрузку, причем разгонный блок снабжен устройствами управления ракетой-носителем, которые при отделении полезной нагрузки от разгонного блока дистанционно управляют служебными системами полезной нагрузки, запасом топлива для увода полезной нагрузки с рабочей орбиты, устройствами электропитания полезной нагрузки, механической системой стыковки с полезной нагрузкой на рабочей орбите и манипулятором для технического обслуживания и установки полезной нагрузки на разгонном блоке или полезная нагрузка выполнена неотделяемой от разгонного блока.

Также известен космический ракетный комплекс и способ обеспечения услуг по запуску космических аппаратов с использованием космического ракетного комплекса (патент RU 2179941, ЗАО «Пусковые услуги», 27.02.2002), содержащий ракету-носитель с разгонными ступенями, имеющими двигательные установки на твердом топливе, пиротехническими устройствами, приборным отсеком и головным обтекателем, космический аппарат с адаптером, транспортно-пусковой контейнер, стартовую площадку, пусковую установку, систему электроснабжения, наземную контрольно-пусковую аппаратуру, комплект транспортно-технологического оборудования, оборудованные трассы запуска и пункты слежения и обработки информации о полете космического аппарата, характеризующийся тем, что головным обтекателем, космическим аппаратом и адаптером в сборе образована самостоятельная сборочная единица - автономный головной блок с узлами крепления к ракете-носителю, а транспортно-пусковым контейнером в сборе с ракетой-носителем-транспортный космический ракетный модуль, при этом ракета-носитель выполнена с четырьмя разгонными ступенями и снабжена доводочной ступенью с двигательной установкой коррекции на твердом топливе, первые три разгонные ступени ракеты-носителя соединены последовательно между собой при помощи первого и второго соединительных отсеков соответственно, последняя четвертая ступень выполнена по пенальной схеме с двигательной установкой, размещенной внутри третьего соединительного отсека, доводочная ступень соединена с четвертой разгонной ступенью посредством четвертого соединительного отсека, приборный отсек размещен в доводочной ступени.

Также известно устройство установочно-обслуживающее наземное оборудование космических ракетных комплексов (патент RU 2599083, Акционерное общество «Корпорация «Стратегические пункты управления ЦКБ ТМ», 27.08.2016) содержащее подвижную платформу с механизмами ее фиксации на рельсах стартового сооружения, башню с площадками обслуживания ракеты, грузоподъемные стрелы удержания транспортно-установочной тележки с закрепленной на ней ракетой, механизмы подъема стрел в вертикальное положение, характеризующееся тем, что на подвижной платформе закреплена башня с площадками обслуживания ракеты, по бокам платформы шарнирно закреплены две грузоподъемные стрелы, каждая из которых связана с платформой через механизм подъема стрел.

Недостатком данных решений является то, что они не обеспечивают работу космического ракетного комплекса (КРК) с крупногабаритными (диаметром более 7 м) блоками транспортных систем и не позволяют снизить стоимость и сократить время создания КРК при замене двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями на другие, более эффективные, с другими компонентами топлива.

Раскрытие изобретения

Создание космических ракетных комплексов для транспортных систем высокой грузоподъемности (более 150 т на низкую орбиту Н_кр=200 км) требует больших затрат и длительного времени как на разработку ракеты, так и на разработку наземной космической инфраструктуры, включая стартовый комплекс. При создании таких космических комплексов необходимо принимать во внимание длительные (более 30 лет) сроки их эксплуатации. Учитывая фактор времени и интенсивное развитие технологий высока вероятность появления новых, более эффективных и экономичных конструктивных материалов, двигательных установок для ракет-носителей, элементной базы систем управления и т.д.

В этих условиях возникает потребность и экономическая целесообразность осуществить внедрение новых технологий на уже эксплуатирующемся космическом ракетном комплексе, что влечет за собой большие затраты средств и времени.

Так, например, в настоящее время проводятся разработки жидкостных ракетных двигателей на компонентах «кислород + водород», а также на компонентах «кислород + метан». Каждое из этих двух направлений имеет свои положительные аспекты в части эффективности, себестоимости и пр., однако процессы готовности к штатной эксплуатации плохо прогнозируются во времени.

Начало проектирования космического ракетного комплекса только после получения подтвержденных характеристик двигательных установок отодвигает создание комплекса на 3-5 лет, что увеличивает отставание в этих вопросах от передовых космических достижений других стран.

Сократить это отставание, а также существенно снизить затраты на переход уже созданного КРК на двигательные установки ракет-носителей с другими компонентами позволит реализация следующих предложений:

- Проведение финальной сборки топливных баков секционной конструкции непосредственно на полигоне, для этого КРК необходимо оснастить специальным рабочим местом для внешней обмотки бака термопластической лентой из композиционного материала

- Стартовый комплекс необходимо проектировать на максимальные механические и газодинамические тепловые нагрузки из расчетов возможных воздействий на газоотводные магистрали двигателей одного уровня номинальной тяги с применением пар компонентов «кислород + водород» или «кислород + метан».

- Транспортно-установочные средства для крупногабаритных составных частей ракеты оснащают следящей системой с исполнительными гидроприводами, обеспечивающими уменьшение локальных нагружений на конструкцию ракеты космического назначения.

Покажем на конкретном примере применение данного предложения. Общий вид секционного топливного бака для компонентов «кислород + водород» и «кислород + метан» приведен на фиг. 1. Соотношение компонентов в объемах топливных баков «водород + кислород» ~ 6:1, а для «метан + кислород» 3:1.

Высота бака для вариантов фиг. 1а и фиг. 16 ~23 м, что является предельной для транспортировки по железной дороге.

Топливный бак цилиндрической формы, состоящий из секций для заправки жидкими компонентами, устанавливают на рабочем месте для внешней обмотки топливного бака термопластической лентой из композиционных материалов, как показано на фиг. 2.

Учитывая, что геометрические размеры внешнего контура топливных баков для компонентов «кислород + водород» и «кислород + метан» одинаковы, рабочее место является универсальным и не требует доработок при переходе от двигательных установок с одними компонентами топлива на другие двигательные установки с другими компонентами топлива.

Ввиду того, что космический ракетный комплекс предназначен для транспортных систем высокой грузоподъемности, перемещаемые по территории космодрома составные части ракеты космического назначения (РКН) и РКН в сборе являются крупногабаритными конструкциями. Масса этих конструкций максимально снижена и, следовательно, при погрузке на транспортные средства в горизонтальном положении будут возникать изменения форм (изгибы) погружаемых конструкций, создавая неравномерное нагружение на опорные и такелажные узлы.

С целью уменьшения величин сосредоточенных нагрузок на конструкцию при погрузке на транспортно-установочное средство в зонах опорных и такелажных узлов транспортное средство оснащают следящей системой управления погрузкой, показанной на фиг.3.

Для создания следящей системы управления погрузкой предварительно рассчитывают максимальные изгибные перемещения точек корпуса по первому тону поперечных колебаний из уравнений динамической модели ракеты космического назначения.

Затем выбирают следящие гидроприводы с максимальным ходом штока, превышающим на 15% величину максимального изгиба конструкции.

Устанавливают в зонах контактов РКН с транспортно-установочным агрегатом датчики фиксации величины зазора, которые соединяют с блоком управления приводами.

В процессе погрузки фиксируют момент достижения нулевого зазора между ракетой и транспортным средством в любой точке контакта и дают команды на исполнительные гидроприводы, находящиеся в остальных контактных зонах, на выборку имеющихся зазоров в каждой из них.

После выборки всех контролируемых зазоров погрузка завершается, причем нагружение всех контактных точек обеспечивается равномерно в диапазоне расчетных значений.

Предусмотренный 15% запас хода штока обеспечивает работоспособность системы снижения нагрузок на конструкцию как для ракет с компонентами «водород + кислород», так и для ракет с компонентами «метан + кислород».

Общий вид стартового комплекса, состоящего из стартового стола, фермы обслуживания ракеты космического назначения и газоотводных каналов показан на фиг.4.

Для обеспечения возможности запускать ракеты космического назначения с компонентами «водород + кислород» или «метан + кислород» с одного и того же старта в проектные расчеты закладывают максимальные (из двух вариантов двигательных установок) значения нагрузок на опоры стартового стола и на конструкцию газоотвода стартового стола.

При этом, в связи с применением секционного принципа конструирования топливных баков ракеты, компоновки РКН в обоих вариантах применения компонентов (водород или метан) обеспечат одинаковый уровень расположения зон обслуживания на ферме.

Таким образом, переход на применение других компонентов топлива в ракете не потребует выполнения новых работ капитального строительства, следовательно, существенно удешевит и ускорит процесс замены двигательных установок.

Краткое описание чертежей

На Фиг. 1 приведен общий вид секционного топливного бака для компонентов «кислород + водород» и «кислород + метан».

На Фиг. 2 приведены следующие обозначения:

1. Система управления процессом.

2. Блок намотки термопластической лентой.

3. Секционный топливный бак

4. Исполнительные электроприводы

5. Опоры для установки секционного топливного бака

6. Узлы поворота секционного топливного бака

На Фиг. 3 приведены следующие обозначения:

n - номер контактной зоны в опорных узлах

i₃ (1, 2, 3, …, n) - сигнал величины зазора по каждой контактной зоне опорных узлов

I_y (1, 2, 3, …, n) - командный сигнал на исполнительные гидропривода по каждой контактной зоне опорных узлов

1. Вычислительный управляющий блок

2. Датчики измерения зазоров

3. Исполнительные гидроприводы системы управления текущей величиной зазора

4. Датчики обратной связи исполнительных гидроприводов. На Фиг. 4 приведены следующие обозначения:

1 - стартовый стол

2 - ракета космического назначения

3 - газоотвод стартового комплекса

4 - ферма обслуживания

5 - зоны обслуживания

Изобретение относится к ракетно-космической технике и служит для выведения крупногабаритных тяжелых (до 50 т) космических аппаратов и станций на геостационарную орбиту, орбиту Луны или для полетов к Марсу и другим объектам в дальнем космосе. Предлагаемый ракетный комплекс состоит из ракеты космического назначения (РКН) с секционными топливными баками, транспортно-установочного средства (ТУС), стартового (СК) и монтажно-сборочного (МСК) комплексов. МСК оснащен технологическим рабочим местом для обмотки внешней поверхности баков РКН упрочняющими термопластами и дополнительной теплоизоляцией. СК рассчитан на максимальные механические и газодинамические тепловые нагрузки, исходя из возможного использования жидкостных двигательных установок (ЖДУ) с компонентами кислород + водород или кислород + метан при одних и тех же уровнях размещения площадок обслуживания РКН. ТУС оснащены системой управления погрузкой РКН, отслеживающей величину зазоров между контактными поверхностями и другие параметры установки РКН. Технический результат направлен на повышение эффективности ракетных комплексов, универсальных в отношении обслуживания РКН с существующими и перспективными ЖДУ. 4 ил.

Универсальный космический ракетный комплекс для транспортных систем высокой грузоподъемности, состоящий из монтажно-сборочного и стартового комплексов, ракеты космического назначения с секционными топливными баками, а также транспортно-установочного средства для перемещения ракеты космического назначения и ее составных частей на полигоне, отличающийся тем, что с целью замены жидкостных двигательных установок с компонентами кислород + водород на жидкостные двигательные установки с компонентами кислород + метан без изменения основных элементов конструкции космического ракетного комплекса, монтажно-сборочный комплекс оснащен технологическим рабочим местом для обмотки внешней поверхности секционных баков термопластами из композиционных материалов, обеспечивающими повышение прочности баков на разрыв, а также дополнительной теплоизоляцией, причем стартовый комплекс спроектирован в расчете на максимальные механические и газодинамические тепловые нагрузки при возможном использовании двигательных установок с компонентами кислород + водород или кислород + метан, при условии сохранения одинаковых уровней размещения площадок обслуживания ракеты, а транспортно-установочные средства оснащены следящей системой управления погрузкой ракеты на транспортно-установочное средство, отслеживающей вне зависимости от используемых компонентов двигательной установки величину зазоров между контактными поверхностями на всех точках опор и управляющей процессом установки ракеты для снижения неравномерности зазоров и уменьшения нагрузок на конструкцию ракеты космического назначения.