МНОГОРАЗОВАЯ СТВОРКА ГОЛОВНОГО ОБТЕКАТЕЛЯ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ И СПОСОБ ЕЁ ПОСАДКИ Российский патент 2024 года по МПК B64G1/14 B64G1/62 B64D19/02 

Область техники

Изобретение относится к области ракетной техники и может найти применение при создании возвращаемых створок головных обтекателей ракет-носителей космического назначения.

Уровень техники

Одним из важных современных направлений развития ракетной техники является многоразовость использования ее элементов, в частности, первых и вторых ступеней ракет-носителей космического назначения. Это позволяет сократить стоимость одного запуска и время на подготовку очередного запуска.

К таким же элементам космической техники, которые могли бы стать многоразовыми, относится головной обтекатель, который предназначен для защиты выводимой на орбиту полезной нагрузки ракеты-носителя от больших механических и тепловых нагрузок на участке выведения и отделяется от ракеты-носителя на большой высоте лишь после прохождения участка с большим скоростным напором. Головной обтекатель является сложным техническим устройством, стоимость которого может достигать 10% стоимости запуска ракеты-носителя.

Известен проект Китая по применению парашютной системы для спасения и контролируемого спуска створок головного обтекателя ракет-носителей (журнал «Все о космосе» от 26.07.2021), принятый за аналог, который основан на применении парашютной системы для контролируемого спуска створок головного обтекателя на Землю. Створки головного обтекателя падают до определенной высоты и достижения соответствующих условий, подходящих для развертывания парашюта. Затем парашют раскрывается, чтобы замедлить падение створки. На определенной высоте происходит отделение тормозного парашюта, раскрывается парафойл, начинается вторичное торможение и управление процессом. После этого створка головного обтекателя приземляется в безопасной зоне контролируемым образом. Достоинством способа посадки и конструкции, реализующей этот способ, является ее простота. Вместе с тем, существенным недостатком способа является низкая точность обеспечения заданных координат приземления и низкая надежность сохранения целостности конструкции створки при приземлении.

Из средств массовой информации известен проект спасения створок головного обтекателя частной фирмы SpaceX США, принятый за прототип, в котором вскоре после отделения первой ступени при выходе ракеты из плотных слоев атмосферы головной обтекатель сбрасывают в виде двух раздельных створок. Каждая створка обтекателя оборудована азотными двигателями для управления ориентацией в вакууме и системой управления парафойлом, обеспечивающими плавное управляемое приводнение в заданной точке с точностью 50 м. Чтобы избежать контакта створки с водой SpaceX пытается поймать ее в сетку площадью ~3716 м², натянутую подобно батуту над быстроходными судами. Недостатком такого способа является непременное наличие теплого моря в стране, осуществляющей запуски ракет-носителей, и при его наличии необходимость создания специальных судов и сеток. При этом сложность улавливания головного обтекателя удваивается, так как каждая из двух створок движется к земле независимо.

Таким образом, ни одно из известных технических решений не являются единственно возможными и окончательно принятыми в отрасли и поэтому требуют дальнейших исследований и проработок.

Причиной, препятствующей решению технической проблемы создания многоразовой створки головного обтекателя ракеты-носителя и способа ее посадки, является отсутствие до настоящего времени проектов, обеспечивающих необходимую надежность решения задачи при сравнительно невысокой стоимости реализации проекта.

Раскрытие сущности изобретения

Предлагается конструкция многоразовой створки головного обтекателя ракеты-носителя и способ ее посадки, содержащая несущий винт и систему управления, обеспечивающую спуск в атмосфере Земли «по-вертолетному» в режиме авторотации несущего винта при движении по траектории спуска с переменной скоростью в среде с изменяющейся плотностью и мягкое приземление с использованием подушки безопасного приземления.

a. Многоразовая створка головного обтекателя ракеты-носителя состоит из переднего конуса, цилиндрической части, заканчивающейся задним усеченным обратным конусом. На поперечной силовой пластине, опирающейся на внутренний силовой набор створки, установлен узел крепления несущего винта для спуска створки в атмосфере Земли «по-вертолетному». На заднем усеченном обратном конусе с его внешней стороны под защитной пластиной закреплена в сложенном состоянии подушка безопасного приземления створки из герметичной ткани.

b. Узел крепления несущего винта для спуска створки в атмосфере Земли «по-вертолетному» состоит из неподвижной силовой трубы, в которой закреплена вращающаяся труба с закрепленной на ней сверху втулкой несущего винта, способной вращаться вместе с закрепленными во втулке лопастями на участке спуска в режиме авторотации. Для управления общим шагом лопастей они вставлены во втулку своим осевым шарниром. Для обеспечения вращения лопасти относительно оси шарнира применен реверсивный шаговый электродвигатель, вставленный во втулку вместе с датчиком угла поворота лопасти.

c. При старте ракеты-носителя две лопасти несущего винта повернуты относительно своих горизонтальных шарниров, прижаты к образующей переднего конуса створки и прикреплены к ней в концевой части с помощью скобы с пироболтом и с пружинным толкателем. Вертикальный шарнир лопасти размещен между осевым и горизонтальным шарнирами.

d. Створка снабжена системой управления, в том числе управления числом оборотов несущего винта при движении по траектории спуска с переменной скоростью в среде с изменяющейся плотностью. Система управления состоит из электрической батареи, бортового компьютера, датчика числа оборотов несущего винта и шаговых электродвигателей с датчиками углов поворота лопастей для управления общим шагом лопастей.

e. Узел крепления несущего винта закрыт сверху створкой малого головного обтекателя, выполняющего функцию защиты конусной части головного обтекателя от механических и тепловых нагрузок на участке выведения ракеты-носителя.

f. Крепление створки малого головного обтекателя к створке головного обтекателя осуществляется по верхней и нижней плоскостям установки пироболтов.

g. Разделение и отделение створки малого головного обтекателя от створки головного обтекателя обеспечивается благодаря таким же устройствам, которые применяются для разделения и отделения створок головного обтекателя от ракеты-носителя, а именно, двум пружинным толкателям на пироболтах и осевому шарниру также на пироболтах.

h. Подушка безопасного приземления створки закреплена с баллоном сжатого воздуха и арматурой, обеспечивающей после отстрела защитной пластины и наполнения воздухом мягкое приземление створки.

i. Способ посадки многоразовой створки головного обтекателя ракеты-носителя состоит из этапов разделения створок, отделения их от ракеты-носителя и дальнейшего независимого движения к Земле является управляемым с использованием системы управления. Он состоит из нескольких этапов. Начального этапа отделения створки малого головного обтекателя. Этапа освобождения лопастей несущего винта и выводе их в рабочее положение за счет набегающего потока воздуха при хаотичном вращении створки на начальном этапе. Этапа перехода на режим авторотации и ориентированного положения створки относительно направления набегающего потока воздуха. Этапа поддержания постоянных заданных оборотов несущего винта путем управления общим шагом лопастей при прохождении участка траектории с большим скоростным напором. Этапа поддержания оборотов несущего винта, обеспечивающих максимальную подъемную силу лопастей, после выхода на участок траектории с установившимся низким скоростным напором и минимальной скоростью вертикального снижения. Этапа перевода подушки безопасного приземления в рабочее состояние в форме тора и приземления в таком состоянии с возможной поломкой лопастей при опрокидывании створки, но с сохранением целостности створки.

Задачей этого изобретения является разработка многоразовой створки головного обтекателя ракеты-носителя на основе применения несущего винта для реализации способа ее посадки «по-вертолетному» и повышения надежности ее сохранения при приземлении.

Поставленная задача решается тем, что многоразовая створка головного обтекателя ракеты-носителя, состоящая из переднего конуса, цилиндрической части, заканчивающейся задним усеченным обратным конусом, согласно изобретению установлена опирающаяся на внутренний силовой набор створки поперечная силовая пластина, на поперечной силовой пластине установлен узел крепления несущего винта для спуска створки в атмосфере Земли «по-вертолетному», при этом на заднем усеченном обратном конусе с его внешней стороны под защитной пластиной закреплена в сложенном состоянии подушка безопасного приземления створки из герметичной ткани.

Узел крепления несущего винта для спуска створки в атмосфере земли «по-вертолетному» состоит из неподвижной силовой трубы, в которой закреплена вращающаяся труба с закрепленной на ней сверху втулкой несущего винта, способной вращаться вместе с закрепленными во втулке лопастями на участке спуска в режиме авторотации, при этом для управления общим шагом лопастей они вставлены во втулку своим осевым шарниром, и для обеспечения вращения лопасти относительно оси шарнира применен реверсивный шаговый электродвигатель, вставленный во втулку вместе с датчиком угла поворота лопасти.

При старте ракеты-носителя две лопасти несущего винта повернуты относительно своих горизонтальных шарниров, прижаты к образующей переднего конуса створки и прикреплены к ней в концевой части с помощью скобы с пироболтом и с пружинным толкателем, при этом вертикальный шарнир лопасти размещен между осевым и горизонтальным шарнирами.

Створка снабжена системой управления, в том числе управления числом оборотов несущего винта при движении по траектории спуска с переменной скоростью в среде с изменяющейся плотностью, состоящей из электрической батареи, бортового компьютера, датчика числа оборотов несущего винта и шаговых электродвигателей с датчиками углов поворота лопастей для управления общим шагом лопастей.

Узел крепления несущего винта закрыт сверху створкой малого головного обтекателя, выполняющего функцию защиты конусной части головного обтекателя от механических и тепловых нагрузок на участке выведения ракеты-носителя.

Крепление створки малого головного обтекателя к створке головного обтекателя осуществляется по верхней и нижней плоскостям установки пироболтов.

Разделение и отделение створки малого головного обтекателя от створки головного обтекателя обеспечивается благодаря таким же устройствам, которые применяются для разделения и отделения створок головного обтекателя от ракеты-носителя, а именно, двум пружинным толкателям на пироболтах и осевому шарниру также на пироболтах.

Подушка безопасного приземления створки закреплена с баллоном сжатого воздуха и арматурой, обеспечивающей после отстрела защитной пластины и наполнения воздухом мягкое приземление створки.

Способ посадки многоразовой створки головного обтекателя ракеты-носителя, состоящий из этапов разделения створок, отделения их от ракеты-носителя и дальнейшего независимого движения к Земле, согласно изобретению этап дальнейшего движения к Земле является управляемым с использованием системы управления, он состоит из начального этапа отделения створки малого головного обтекателя, освобождения лопастей несущего винта и выводе их в рабочее положение за счет набегающего потока воздуха при хаотичном вращении створки на начальном этапе, переходе на режим авторотации и ориентированного положения створки относительно направления набегающего потока воздуха, поддержании постоянных заданных оборотов несущего винта путем управления общим шагом лопастей при прохождении участка траектории с большим скоростным напором и поддержании оборотов несущего винта, обеспечивающих максимальную подъемную силу лопастей, после выхода на участок траектории с установившимся низким скоростным напором и минимальной скоростью вертикального снижения, переводе подушки безопасного приземления в рабочее состояние в форме тора и приземлении в таком состоянии с возможной поломкой лопастей при опрокидывании створки, но с сохранением целостности створки.

Сущность изобретения поясняется чертежом.

На фиг.1 приведена схема многоразовой створки головного обтекателя ракеты-носителя.

На этой схеме:

1 - передний конус;

2 - цилиндрическая часть;

3 - задний конус;

4 - силовая пластина;

5 - неподвижная труба;

6 - вращающаяся труба;

7 - втулка;

8 - горизонтальный шарнир;

9 - лопасть;

10 - вертикальный шарнир;

11 - скоба;

12 - створка малого головного обтекателя; 13-подушка в сложенном состоянии.

Осуществление изобретения

Пример возможной реализации предложенного технического решения.

Многоразовая створка головного обтекателя ракеты-носителя состоит из переднего конуса 1, цилиндрической части 2, заднего усеченного обратного конуса 3, силовой пластины 4, на которой установлен узел крепления несущего винта, состоящий из неподвижной силовой трубы 5, вращающейся трубы 6 с закрепленной на ней сверху втулкой 7, в которую вставлены своими осевыми шарнирами лопасти 11 несущего винта. Вращение лопастей в осевом шарнире обеспечивается реверсивными шаговыми электродвигателями, вставленными во втулку вместе с датчиками углов поворота лопастей (на фиг.1 не показано). При старте ракеты-носителя лопасти 11 повернуты относительно своих горизонтальных шарниров 8, прижаты к образующей переднего конуса створки и прикреплены к ней в концевой части с помощью скобы 11 с пироболтом и с пружинным толкателем, при этом вертикальный шарнир 10 лопасти размещен между осевым шарниром и горизонтальным шарниром 8. Створка снабжена системой управления, состоящей из электрической батареи, бортового компьютера, датчика числа оборотов несущего винта и шаговых электродвигателей с датчиками углов поворота лопастей (на фиг.1 не показано). Узел крепления несущего винта закрыт сверху створкой малого головного обтекателя 12, крепление которого' к створке головного обтекателя осуществляется по верхней и нижней плоскостям установки пироболтов (на фиг.1 не показано). Разделение и отделение створки малого головного обтекателя от створки головного обтекателя обеспечивается благодаря двум пружинным толкателям на пироболтах и осевому шарниру также на пироболтах (на фиг.1 не показано). На заднем усеченном обратном конусе с его внешней стороны под защитной пластиной закреплена в сложенном состоянии подушка 13 безопасного приземления створки из герметичной ткани, баллон сжатого воздуха и арматура (на фиг.1 не показано).

Многоразовая створка в момент отделения от ракеты-носителя имеет следующие характеристики. Длина створки равна 15 м, диаметр ее цилиндрической части равен 5,1 м, масса створки равна 1,5 т. Длина лопастей несущего винта равна 6,0 м, ширина 0,3 м.

В результате применения настоящего изобретения техническое решение, направленное на разработку многоразовой створки головного обтекателя ракеты-носителя и способа ее посадки с целью снижения стоимости производства, и эксплуатации головного обтекателя, а также повышения надежности сохранения створок, реализуется за счет применения несущего винта, обеспечивающего спуск створки в атмосфере Земли в режиме авторотации «по-вертолетному», и применения подушки безопасного приземления створки, обеспечивающей ее мягкую посадку.

Группа изобретений относится к области космической техники. Многоразовая створка головного обтекателя ракеты-носителя состоит из закругленной носовой части, переднего конуса и цилиндрической части, заканчивающейся задним усеченным обратным конусом. Внутри установлена опирающаяся на силовой набор створки поперечная силовая пластина. На поперечной силовой пластине установлен узел крепления несущего винта для спуска створки в атмосфере Земли «по-вертолетному», при этом на заднем усеченном обратном конусе с его внешней стороны под защитной пластиной закреплена в сложенном состоянии подушка безопасного приземления створки из герметичной ткани. Способ посадки многоразовой створки головного обтекателя ракеты-носителя состоит из этапов разделения створок, отделения их от ракеты-носителя и дальнейших этапов движения к Земле. Последний этап состоит из отделения створки малого головного обтекателя, освобождения лопастей несущего винта и выводе их в рабочее положение, переходе на режим авторотации и ориентированного положения створки относительно направления набегающего потока воздуха, поддержании постоянных заданных оборотов несущего винта путем управления общим шагом лопастей при прохождении участка траектории с большим скоростным напором и поддержании оборотов несущего винта. Подушка безопасного приземления переводится в рабочее состояние. Достигается повышение надежности приземления. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Многоразовая створка головного обтекателя ракеты-носителя, состоящая из переднего конуса, цилиндрической части, заканчивающейся задним усеченным обратным конусом, отличающаяся тем, что установлена опирающаяся на внутренний силовой набор створки поперечная силовая пластина, на поперечной силовой пластине установлен узел крепления несущего винта для спуска створки в атмосфере Земли «по-вертолетному», при этом на заднем усеченном обратном конусе с его внешней стороны под защитной пластиной закреплена в сложенном состоянии подушка безопасного приземления створки из герметичной ткани.

2. Створка по п. 1, отличающаяся тем, что узел крепления несущего винта для спуска створки в атмосфере Земли «по-вертолетному» состоит из неподвижной силовой трубы, в которой закреплена вращающаяся труба с закрепленной на ней сверху втулкой несущего винта, способной вращаться вместе с закрепленными во втулке лопастями на участке спуска в режиме авторотации, при этом для управления общим шагом лопастей они вставлены во втулку своим осевым шарниром, и для обеспечения вращения лопасти относительно оси шарнира применен реверсивный шаговый электродвигатель, вставленный во втулку вместе с датчиком угла поворота лопасти.

3. Створка по п. 2, отличающаяся тем, что при старте ракеты-носителя две лопасти несущего винта повернуты относительно своих горизонтальных шарниров, прижаты к образующей переднего конуса створки и прикреплены к ней в концевой части с помощью скобы с пироболтом и с пружинным толкателем, при этом вертикальный шарнир лопасти размещен между осевым и горизонтальным шарнирами.

4. Створка по п. 3, отличающаяся тем, что она снабжена системой управления, в том числе управления числом оборотов несущего винта при движении по траектории спуска с переменной скоростью в среде с изменяющейся плотностью, состоящей из электрической батареи, бортового компьютера, датчика числа оборотов несущего винта и шаговых электродвигателей с датчиками углов поворота лопастей для управления общим шагом лопастей.

5. Створка по п. 2, отличающаяся тем, что узел крепления несущего винта закрыт сверху створкой малого головного обтекателя, выполняющего функцию защиты конусной части головного обтекателя от механических и тепловых нагрузок на участке выведения ракеты-носителя.

6. Створка по п. 5, отличающаяся тем, что крепление створки малого головного обтекателя к створке головного обтекателя осуществляется по верхней и нижней плоскостям установки пироболтов.

7. Створка по п. 6, отличающаяся тем, что разделение и отделение створки малого головного обтекателя от створки головного обтекателя обеспечивается благодаря таким же устройствам, которые применяются для разделения и отделения створок головного обтекателя от ракеты-носителя, а именно двум пружинным толкателям на пироболтах и осевому шарниру также на пироболтах.

8. Створка по п. 6, отличающаяся тем, что подушка безопасного приземления створки закреплена с баллоном сжатого воздуха и арматурой, обеспечивающей после отстрела защитной пластины и наполнения воздухом мягкое приземление створки.

9. Способ посадки многоразовой створки головного обтекателя ракеты-носителя, состоящий из этапов разделения створок, отделения их от ракеты-носителя и дальнейшего независимого движения к Земле, отличающийся тем, что этап дальнейшего движения к Земле является управляемым с использованием системы управления, он состоит из начального этапа отделения створки малого головного обтекателя, освобождения лопастей несущего винта и выводе их в рабочее положение за счет набегающего потока воздуха при хаотичном вращении створки на начальном этапе, переходе на режим авторотации и ориентированного положения створки относительно направления набегающего потока воздуха, поддержании постоянных заданных оборотов несущего винта путем управления общим шагом лопастей при прохождении участка траектории с большим скоростным напором и поддержании оборотов несущего винта, обеспечивающих максимальную подъемную силу лопастей, после выхода на участок траектории с установившимся низким скоростным напором и минимальной скоростью вертикального снижения, переводе подушки безопасного приземления в рабочее состояние в форме тора и приземлении в таком состоянии с возможной поломкой лопастей при опрокидывании створки, но с сохранением целостности створки.