ДИРИЖАБЛЬ ДЛЯ ТРАНСПОРТИРОВКИ БОЛЬШЕГРУЗНЫХ СТУПЕНЕЙ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ Российский патент 2024 года по МПК B64B1/08 

Область техники

Изобретение относится к области воздухоплавания и может найти применение для транспортировки большегрузных ступеней ракет-носителей.

Уровень техники

Известен реализованный в СССР проект транспортировки большегрузных водородного и кислородного баков второй ступени ракеты-носителя «Энергия» с завода в городе Куйбышев (ныне Самара) на космодром Байконур на внешней подвеске созданного для этих целей самолета ВМ-Т «Атлант» (Б.И. Губанов. Триумф и трагедия «Энергии»), принятый за прототип, исключивший необходимость организовывать на космодроме крупное производство со всеми проблемами, в том числе социально-бытового обеспечения. «Нужен был бы целый город и ко всему этому оторвать от обжитых мест большую массу специалистов и рабочих с их семьями». Достоинство проекта состоит в оперативности доставки груза. Существенным недостатком проекта является большая стоимость создания большегрузного самолета. Если России суждено в будущем создавать проекты космических транспортных систем для полетов на Луну или на Марс, то она вынуждена будет искать альтернативные пути решения проблемы транспортировки большегрузных ступеней ракет-носителей.

Известен проект создаваемого в России дирижабля жесткой конструкции «Атлант» (патент RU 2518381 С1), принятого за прототип, способного перевозить грузы массой до 60 т на большие расстояния. Технический результат данного изобретения заключается в уменьшенном расходе топлива для транспортировки и уменьшении затрат на разработку транспортного средства. Недостаток проекта заключается в целевой универсальности проекта, исключающей возможность его применения для транспортировки большегрузных ступеней ракет-носителей.

Таким образом, известные в настоящее время технические средства не могут обеспечить транспортировку большегрузных ступеней ракет-носителей.

Раскрытие сущности изобретения

Дирижабль для транспортировки большегрузных ступеней ракет-носителей имеет два жестких корпуса, выполненных в виде половин эллипсоида вращения, симметричных относительно миделя и соединенных силовой палубой. Каждый из корпусов образован внутренним каркасом, состоящим из шпангоутов и стрингерных балок, и имеет обшивку. Каждый из корпусов заполнен камерами с гелием и двумя воздушными баллонетами. К силовой палубе снизу крепится полезная нагрузка - большегрузная ступень ракеты-носителя. В передней части силовой палубы расположен герметичный носовой отсек, заполненный гелием, в нижней части которого расположена кабина экипажа. Герметичный носовой отсек отделен от негерметичного грузового отсека жесткой перегородкой. Х-образное оперение в виде стабилизаторов с рулями управления расположено в хвостовой части дирижабля по два киля на каждом корпусе. Большегрузная ступень ракеты-носителя крепится к силовой палубе с помощью трех ложементов, два крайних ложемента крепятся к силовой палубе по трехточечной схеме, а средний ложемент крепится в двух точках. Силовая установка состоит из поворотных турбовентиляторных двигателей, размещенных на мидельной силовой стрингерной балке каждого из корпусов. Двигатели обеспечивают не только полет дирижабля, но могут использоваться и при ускоренном вертикальном взлете, а также и при посадке. В нижней части каждого из корпусов размещена пневмоподушка-амортизатор, уменьшающая нагрузку при посадке.

Задачей этого изобретения является разработка дирижабля для транспортировки большегрузных ступеней ракет-носителей с целью уменьшения расхода топлива для транспортировки и уменьшения затрат на разработку транспортного средства.

Поставленная задача решается тем, что дирижабль для транспортировки большегрузных ступеней ракет-носителей, включающий жесткий корпус, образованный внутренним каркасом, состоящим из шпангоутов и стрингерных балок, и обшивку и заполненный камерами с гелием и двумя воздушными баллонетами, хвостовое оперение и силовую установку, кабину экипажа и грузовой отсек, согласно изобретению имеет два жестких корпуса, выполненных в виде половин эллипсоида вращения, симметричных относительно миделя и соединенных силовой палубой, к которой снизу крепится полезная нагрузка - большегрузная ступень ракеты-носителя, а в передней части силовой палубы расположен герметичный носовой отсек с гелием, в нижней части которого расположена кабина экипажа, герметичный носовой отсек отделен от негерметичного грузового отсека жесткой перегородкой, Х-образное оперение в виде стабилизаторов с рулями управления расположено в хвостовой части дирижабля, большегрузная ступень ракеты-носителя крепится к силовой палубе с помощью трех ложементов, два крайних ложемента крепятся к силовой палубе с помощью узлов крепления по трехточечной схеме, а средний ложемент крепится в двух точках, при этом силовая установка состоит из поворотных турбовентиляторных двигателей, размещенных на мидельной силовой стрингерной балке каждого из корпусов, а в нижней части каждого из корпусов размещена пневмоподушка-амортизатор.

Сущность изобретения поясняется чертежами.

На фиг. 1 приведена проекция дирижабля на вертикальную плоскость с разрезом по плоскости симметрии.

На фиг. 2 приведена проекция дирижабля на горизонтальную плоскость.

На фиг. 3 приведена проекция дирижабля со стороны хвоста на нормальную плоскость.

На этих фигурах:

1 - жесткий корпус;

2 - силовая палуба;

3 - полезная нагрузка;

4 - ложемент;

5 - носовой отсек;

6 - жесткая перегородка;

7 - кабина экипажа;

8 - стабилизатор с рулем управления;

9 - турбовентиляторный двигатель;

10 - узел крепления ложемента;

11 - пневмоподушка-амортизатор.

Осуществление изобретения

Пример возможной реализации предложенного технического решения

Дирижабль имеет два жестких корпуса 1, заполненных камерами с гелием и двумя воздушными баллонетами, соединенных силовой палубой 2. К силовой палубе 2 снизу крепится полезная нагрузка -большегрузная ступень ракеты-носителя 3. Большегрузная ступень ракеты-носителя 3 крепится к силовой палубе 2 с помощью трех ложементов 4. В передней части силовой палубы расположен герметичный носовой отсек 5, Герметичный носовой отсек отделен от негерметичного грузового отсека жесткой перегородкой 6. В нижней части герметичного носового отсека расположена кабина экипажа 7. Х-образное оперение в виде стабилизаторов 8 с рулями управления расположено в хвостовой части дирижабля по два киля на каждом корпусе. Силовая установка состоит из поворотных турбовентиляторных двигателей 9, размещенных на мидельной силовой стрингерной балке каждого из корпусов. Два крайних ложемента 4 крепятся к силовой палубе с помощью узлов крепления 10 по трехточечной схеме, а средний ложемент крепится в двух точках. В нижней части каждого из корпусов размещена пневмоподушка-амортизатор 11, уменьшающая нагрузку при посадке.

Дирижабль для транспортировки большегрузных ракет-носителей имеет следующие характеристики. Длина корпусов дирижабля равна 280 м, высота корпусов 63 м, ширина дирижабля при ширине силовой палубы 12 м равна 72 м. Дирижабль способен транспортировать большегрузные ступени ракет-носителей диаметром 10 м, длиной 100 м и массой 200 т. Для транспортировки большегрузной ступени ракеты-носителя на расстояние до 8500 км с крейсерской скоростью 140 км/ч дирижабль снабжен 6-ю турбовентиляторными двигателями с тягой в крейсерском режиме 5 т каждый.

В результате применения настоящего изобретения техническое решение, направленное на разработку дирижабля, обеспечивающего транспортировку большегрузной ступени ракеты-носителя с меньшим расходом топлива на транспортировку и меньшими затратами на его производство, реализуется за счет того, что дирижабль содержит два жестких корпуса, заполненных гелием и баллонетами, соединенных силовой палубой, под которой в негерметичном отсеке закрепляется большегрузная ступень ракеты-носителя.

Изобретение относится к области воздухоплавания и может найти применение для транспортировки большегрузных ступеней ракет-носителей. Дирижабль для транспортировки большегрузных ступеней ракет-носителей имеет два жестких корпуса, заполненных камерами с гелием и двумя воздушными баллонетами, выполненных в виде половин эллипсоида вращения, симметричных относительно миделя и соединенных силовой палубой. К силовой палубе снизу крепится полезная нагрузка - большегрузная ступень ракеты-носителя. В передней части силовой палубы расположен герметичный носовой отсек, в нижней части которого расположена кабина экипажа. Герметичный носовой отсек отделен от негерметичного грузового отсека жесткой перегородкой. Х-образное оперение в виде стабилизаторов с рулями управления расположено в хвостовой части дирижабля по два киля на каждом корпусе. Большегрузная ступень ракеты-носителя крепится к силовой палубе с помощью трех ложементов, два крайних ложемента крепятся к силовой палубе с помощью узлов крепления по трехточечной схеме, а средний ложемент крепится в двух точках. Силовая установка состоит из поворотных турбовентиляторных двигателей. В нижней части каждого из корпусов размещена пневмоподушка-амортизатор, уменьшающая нагрузку при посадке. Изобретение направлено на уменьшение расхода топлива для транспортировки и уменьшение затрат на разработку транспортного средства. 3 ил.

Дирижабль для транспортировки большегрузных ступеней ракет-носителей, включающий жесткий корпус, образованный внутренним каркасом, состоящим из шпангоутов и стрингерных балок, и обшивку и заполненный камерами с гелием и двумя воздушными баллонетами, хвостовое оперение и силовую установку, кабину экипажа и грузовой отсек, отличающийся тем, что имеет второй жесткий корпус, при этом оба корпуса выполнены в виде половин эллипсоида вращения, симметричных относительно миделя и соединенных силовой палубой, к которой снизу крепится полезная нагрузка - большегрузная ступень ракеты-носителя, а в передней части силовой палубы расположен герметичный носовой отсек с гелием, в нижней части которого расположена кабина экипажа, герметичный носовой отсек отделен от негерметичного грузового отсека жесткой перегородкой, Х-образное оперение в виде стабилизаторов с рулями управления расположено в хвостовой части дирижабля, большегрузная ступень ракеты-носителя крепится к силовой палубе с помощью трех ложементов, два крайних ложемента крепятся к силовой палубе с помощью узлов крепления по трехточечной схеме, а средний ложемент крепится в двух точках, при этом силовая установка состоит из поворотных турбовентиляторных двигателей, размещенных на мидельной силовой стрингерной балке каждого из корпусов, а в нижней части каждого из корпусов размещена пневмоподушка-амортизатор.