RU2682893C1 - Аэростатный ракетно-космический комплекс - Google Patents
Аэростатный ракетно-космический комплекс Download PDFInfo
- Publication number
- RU2682893C1 RU2682893C1 RU2017136119A RU2017136119A RU2682893C1 RU 2682893 C1 RU2682893 C1 RU 2682893C1 RU 2017136119 A RU2017136119 A RU 2017136119A RU 2017136119 A RU2017136119 A RU 2017136119A RU 2682893 C1 RU2682893 C1 RU 2682893C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- airship
- space
- launch
- aerostat
- Prior art date
Links
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 claims abstract description 19
- 239000001307 helium Substances 0.000 claims abstract description 7
- 229910052734 helium Inorganic materials 0.000 claims abstract description 7
- SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N helium atom Chemical compound [He] SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 7
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 claims abstract description 6
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 claims abstract description 4
- 238000005086 pumping Methods 0.000 claims abstract description 3
- 230000002441 reversible effect Effects 0.000 claims abstract description 3
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 10
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims description 9
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims description 8
- 239000000725 suspension Substances 0.000 claims description 4
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 244000309464 bull Species 0.000 description 17
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 description 5
- 238000013461 design Methods 0.000 description 4
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 description 4
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 4
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 3
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 3
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 3
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 2
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 2
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 2
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 2
- 102200068707 rs281865211 Human genes 0.000 description 2
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 230000005662 electromechanics Effects 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 229910001234 light alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 239000000843 powder Substances 0.000 description 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 1
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64B—LIGHTER-THAN AIR AIRCRAFT
- B64B1/00—Lighter-than-air aircraft
- B64B1/06—Rigid airships; Semi-rigid airships
- B64B1/08—Framework construction
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D5/00—Aircraft transported by aircraft, e.g. for release or reberthing during flight
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/002—Launch systems
- B64G1/005—Air launch
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Transportation (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области ракетно-космической техники и летательных аппаратов легче воздуха. Аэростатный ракетно-космический комплекс включает транспортирующий модуль и соединенный с ним посредством узла соединения транспортируемый модуль. Транспортирующий модуль содержит оболочки постоянного и переменного объема, оснащенные системой управления плавучестью, запасы гелия и оборудование для его реверсивного перекачивания, двигатели с электроприводами, снабженные системами подзарядки их аккумуляторных батарей, систему управления движением и устройства для перемещения транспортирующего и транспортируемого модулей по земле. Транспортирующий модуль выполнен в виде дирижабля дискообразной тороидальной формы с жесткой разборной на две идентичные части конструкцией. На плоскостях, разделяющих дирижабль на две половины, установлены управляемые стыковочные механизмы. Изобретение направлено на расширение арсенала средств для запуска космических аппаратов. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.
Description
Изобретение относится к области ракетно-космической техники и летательных аппаратов легче воздуха. Оно может быть использовано для запуска космических аппаратов (КА) с применением доработанных конверсионных баллистических твердотопливных ракет в доработанных транспортно-пусковых контейнерах (ТПК).
Известны способ переоборудования боевых твердотопливных ракет в твердотопливную ракету космического назначения и ракета космического назначения (см. патент РФ №2142898, кл. B64G, 1999 г. [1]).
Известны космический ракетный комплекс и способ обеспечения услуг по запуску космических аппаратов с использованием космического ракетного комплекса (см. патент РФ №2179941, кл. B64G 1/00, B64G 1/40, 2002 г. [2]).
Основным недостатком данных технических решений является отсутствие так называемой «нулевой ступени», в качестве которой может рассматриваться дирижабль или самолет. «Нулевая ступень» увеличивает возможности ракеты космического назначения за счет вывода ее на определенную высоту до включения своей двигательной установки, что позволяет увеличить массу запускаемого КА или выводить прежние КА на более энергоемкие орбиты.
Известны авиационно-космические системы, содержащие самолет-носитель, выносимые им ракету-носитель (РН) и полезную нагрузку, размещенные в ТПК, устройство пневматического десантирования, обеспечивающее выход РН из самолета-носителя (см. патент РФ №2160215, кл. B64G 1/00, 1/14; F41F 3/06, 2000 г. [3], патент РФ №2385829, кл. B64G 1/00; B64D 5/00; F41F 3/042, 2010 г. [4], патент РФ №2399561, кл. B64G 1/00; F42B 15/00; F17C 3/00, 2010 г. [5].
К недостаткам таких систем относятся:
- использование самолета-носителя предполагает ограничение по массе транспортируемых самолетом-носителем РН и полезной нагрузки, что обусловлено, в том числе, необходимостью размещения на борту самолета-носителя системы хранения и заправки компонентами топлива;
- неоптимальное нагружение РН в процессе ее горизонтального пневматического десантирования из самолета-носителя и сложность стабилизации положения РН в период свободного падения до запуска жидкостных ракетных двигательных установок;
- высокая опасность операций по заправке и/или дозаправке компонентами топлива, в том числе криогенными, РН в процессе полета самолета-носителя с экипажем на борту.
Известен авиационный ракетный комплекс, описание которого с соответствующими отличительными признаками приведено в патентах РФ №2309090, кл. B64G 1/14; В64С 37/02, 2007 г. [6], №2314975, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. [7], №2317920, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. [8], №2317921, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. [9], №2317923, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. [10], №2318700, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. [11], №2319643, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. [12], №2319644, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. [13], №2323854, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. [14], №2323855, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. [15], №2323856, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. [16], №2355601, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2009 г. [17], №2355602, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2009 г. [18].
Общим для перечисленных технических решений является наличие в составе авиационного ракетного комплекса планера, самолета, приспособленного для буксировки планера с помощью троса-фала, РН для выведения КА и транспортно-разгонной платформы для установки на ней планера. При этом, транспортно-разгонная платформа снабжена двигательной установкой (ракетным двигателем твердого топлива), либо представляет собой самолет, имеющий остаточный ресурс и срок службы, доработанный под размещение и наземное транспортирование на нем планера с РН. Планер может быть конструктивно совмещен с РН путем добавления к последней отделяемых обтекателя с установленным на нем крыла, а также носового и хвостового обтекателей.
Основными недостатками приведенной группы технических решений авиационного ракетного комплекса являются:
- ограничение по максимальной массе РН и выводимых на орбиты КА;
- недостаточная безопасность экипажа самолета и самолета при осуществлении пусковой миссии;
- сложность конструкции планера, размещения в нем РН и других систем авиационного ракетного комплекса, а также способа пуска РН;
- недостаточная надежность и сложность эксплуатации авиационного ракетного комплекса;
- необходимость выполнения большого объема вычислительных и натурных экспериментальных работ по отработке технологии запуска КА.
Известен проект «Высокий старт» воздушного запуска малых КА с помощью геофизических ракет и высотных дирижаблей [19]. По оценкам специалистов масса транспортно-пускового контейнера вместе с ракетой составит около 350 кг, а масса выводимого в космос малого КА - до 5 кг [19].
К недостаткам данного проекта относятся недостаточная масса РН и соответственно - выводимого КА, невозможность с помощью предлагаемого дирижабля без существенных конструктивных изменений и доработок пускать конверсионные баллистические ракеты различных типов.
Также известен дирижабль для запуска ракет, включающий оболочку и пусковую шахту. Оболочка дирижабля выполнена в виде тора, с установленной внутри его пусковой шахты ракеты, при этом оболочка и пусковая шахта закреплены на жесткой платформе, на которой расположены все системы дирижабля и управления запуском ракеты (см. патент РФ на полезную модель №57239, кл. B64D 1/00, 2006 г. [20]).
Основными недостатками приведенного технического решения являются:
- техническая сложность реализации, недостаточные надежность и безопасность операций по установке ТПК с РН и КА на платформу внутри объемной тороидальной оболочки;
- незащищенность верхней части оболочки дирижабля от теплового воздействия порохового аккумулятора давления (в случае его использования для выбрасывания РН из ТПК) или продуктов сгорания топлива ракетных двигателей РН (в случае запуска двигателей непосредственно в ТПК).
Известно универсальное транспортное средство повышенной грузоподъемности (варианты), включающее (в соответствии с п. 5 формулы (см. патент РФ №2585380, кл. В64В 1/30; B64D 1/22; B63G 8/14, 2016 г. [21])) транспортирующий модуль и соединенный с ним посредством узла соединения транспортируемый модуль, при этом транспортное средство использует в качестве движителя архимедову силу и двигатели с пропеллерными движителями. Транспортирующий модуль транспортного средства для воздушной среды большого разряжения выполнен в виде мобильной стартовой площадки. Транспортируемым модулем является запускаемый объект. Транспортирующий модуль содержит основание, выполненное в виде эллипса, с расположенными по его периметру несколькими группами оболочек постоянного и переменного объема, оснащенными системами управления плавучестью, включающими запасы гелия и оборудование для его реверсивного перекачивания, двигатели с электроприводами, снабженные системами подзарядки их аккумуляторных батарей от возобновляемых источников энергии на проточных электрогенераторах, системы управления движением и внешнего контроля и устройства для перемещения транспортного средства по земле.
Указанный аналог, как наиболее близкий по технической сути, принят за прототип.
К недостаткам данного транспортного средства относятся:
- в связи с конструктивной сложностью и затрудненным доступом к мобильной стартовой площадке (через специально предназначенную демонтируемую купольную конструкцию) в данном техническом решении:
- установка РН с космической головной частью (КГЧ), включающей в себя КА с адаптером и головной обтекатель, внутри объемной тороидальной конструкции с использованием существующих в настоящее время транспортно-установочных агрегатов и подстыковка к РН электрических и пневмогидравлических разъемов характеризуется трудностями сборки составных частей транспортного средства;
- не обеспечивается безопасность обслуживающего персонала при выполнении технологических операций по подготовке к пуску РН и КА, особенно в условиях ветровых воздействий;
- в случае возникновения на земле сбоев, неисправностей, отказов, приводящих к отмене пуска РН, проведение операций по возвращению РН в исходное положение для последующей транспортировки на технический комплекс с целью устранения неисправностей и отказов затруднено;
- объем демонтируемой купольной конструкции примерно в два раза больше стационарных купольных конструкций, что может привести к смещению центра тяжести относительно продольной оси симметрии транспортного средства, для компенсации чего необходимо применять соответствующие дополнительные технические меры;
- не предусмотрено термостатирование КГЧ в процессе подъема РН транспортным средством в точку старта, что существенно понижает надежность КА.
Технической задачей является повышение эксплуатационных качеств (эксплуатационной технологичности, безопасности и надежности) аэростатного ракетно-космического комплекса.
Поставленная задача решается, в том числе за счет:
- выполнения дирижабля дискообразной тороидальной формы с жесткой разборной на две идентичные части конструкцией, при этом на плоскостях, разделяющих дирижабль на две половины, установлены управляемые стыковочные механизмы для соединения частей дирижабля в единую конструкцию, а также соединения электрических, гидравлических и газовых разъемов, а внутри тороидального пространства дирижабля имеются опорные пояса с автоматическими узлами крепления ТПК к силовому каркасу дирижабля и автоматическое стыковочное устройство для стыковки коммуникаций дирижабля с коммуникациями ТПК.
- применения оборудованной в инженерном отношении наземной стартовой площадки с размещенными на ней опорно-удерживающим устройством и разобранным на две идентичные части дирижаблем;
- возможности проведения операций по установке ТПК с ракетой космического назначения (РКН), включающей в себя РН и КГЧ, на опорно-удерживающее устройство на стартовой площадке вне конструкции дирижабля с использованием штатных средств установки ТПК с РКН;
- применения доработанного ТПК с открывающейся торцевой крышкой в нижней части ТПК, управляемыми удерживающими РКН в ТПК устройствам и установленными на боковой поверхности ТПК опорными поясами;
- применения в составе дирижабля известных средств для создания регулируемой аэростатической подъемной силы, двигателей с винтами вертикальной и горизонтальной тяги, позволяющими, в том числе, осуществлять маневр увода дирижабля с траектории полета РКН, а также оборудования, предназначенного для поддержания во внутреннем объеме ТПК заданного тепло-влажностного режима во время подъема в атмосфере к точке старта, проведения предстартовых проверок РКН на дирижабле непосредственно перед пуском, приемо-передачи телеметрической и траекторной информации;
- возможности проведения операций на наземной стартовой площадке по приведению аэростатного ракетно-космического комплекса в исходное состояние в случае возникновения сбоев, неисправностей и отказов в составных частях комплекса, в том числе благодаря применению автоматических узлов крепления ТПК к силовому каркасу дирижабля и автоматического стыковочного устройства коммуникаций дирижабля и ТПК.
Сущность изобретения поясняется рисунками на фиг. 1-6.
На фиг. 1 показана оборудованная в инженерном отношении наземная стартовая площадка 1, на которой размещено опорно-удерживающее устройство 2, предназначенное для приема ТПК 3 с транспортно-установочного агрегата 4 и последующего удержания ТПК в вертикальном положении.
На фиг. 2 показаны аналогичные позиции аэростатного ракетно-космического комплекса в момент, когда с помощью транспортно-установочного агрегата 4 ТПК 3, содержащий РКН, устанавливается в вертикальное положение на опорно-удерживающее устройство 2 и удерживается на нем с помощью автоматизированных фиксирующих устройств 5.
На фиг. 3 показаны ТПК 3 и РКН в составе РН 6, КА 7 с адаптером 8 и головного обтекателя 9. При этом, РН 6 имеет опорно-ведущие пояса 10 и плату 11 механической расстыковки коммуникаций РКН с коммуникациями ТПК.
ТПК 3 выполнен в виде оболочки с верхней 12 и нижней 13 крышками и снабжен опорными поясами 14, а также кабельной, гидравлической, газовой сетями и воздуховодами (на рисунке не показаны). Нижний опорный пояс 15 предназначен для установки ТПК на опорно-удерживающее устройство 2.
Интерфейс дирижабля и ТПК осуществляется с использованием автоматического стыковочного устройства 16, обеспечивающего многократную реализацию циклов соединения-разъединения кабельной, гидравлической, газовой сетей и воздуховодов дирижабля и ТПК.
Нижняя крышка 13 и управляемые удерживающие устройства 17 предназначены для сброса РКН из ТПК.
На фиг. 4 показан вид сбоку на аэростатный ракетно-космический комплекс в момент, когда ТПК 3 установлен на опорно-удерживающее устройство 2 и удерживается на нем с помощью автоматизированных фиксирующих устройств 5, а две симметричные части 18 дирижабля готовы к выполнению операции стыковки с ТПК 3. В состав дирижабля входят автоматические узлы крепления 19 опорных поясов 14 ТПК 3 на опорных поясах дирижабля, управляемые стыковочные механизмы 20 для соединения двух частей дирижабля в единую конструкцию, управляемые стыковочные механизмы 21 для соединения электрических, гидравлических и газовых разъемов, электродвигатели с воздушными винтами 22, изменяющими свое положение из горизонтального в вертикальное, убирающиеся колесные шасси 23 с управляемой гидравлической подвеской.
На фиг. 5 показан вид сбоку на аэростатный ракетно-космический комплекс в состыкованном положении его составных частей. На данном рисунке дирижабль 18 с ТПК 3 готов к подъему в воздух, автоматизированные фиксирующие устройства 5 (см. фиг. 4) убраны.
На фиг. 6 показан вид сбоку на конструкцию аэростатного ракетно-космического комплекса в разрезе. Основу дирижабля составляет пространственный каркас 24, состоящий из двух симметричных частей и выполненный, например, в виде ферм из легких сплавов. Внутри каркаса 24 размещены мягкие рабочие оболочки 25 и мягкие резервные оболочки 26, система управления плавучестью 27, емкости с жидким гелием 28, компрессоры 29, трубопроводы с управляемыми клапанами (на рисунке не показаны), аккумуляторные батареи 30, системы подзарядки аккумуляторных батарей 31, система дистанционного управления движением дирижабля 32, система дистанционного управления подготовкой к пуску и пуском РКН 33, система термостатирования РКН 34, средства приемо-передачи телеметрической и траекторной информации 35, система электроснабжения оборудования, предназначенного для подготовки к пуску и пуска РКН 36, автоматическое стыковочное устройство 16, убирающиеся колесные шасси 23 с управляемой гидроподвеской, ТПК 3. С внешней стороны каркас 24 покрыт твердой оболочкой, выполненной, например, из легких композиционных материалов (на рисунке не показана) и на нем размещены автоматические узлы крепления 19 опорных поясов 14 ТПК 3 на опорных поясах 37 дирижабля, а также электродвигатели с воздушными винтами 22.
Функционирование аэростатного ракетно-космического комплекса производится следующим образом.
Исходное состояние аэростатного ракетно-космического комплекса: проведена циклограмма полготовки КА 7 к запуску; КА 7 установлен на адаптер 8 и закрыт головным обтекателем 9; КГЧ пристыкована к РН 6, образуя РКН; проведены проверки РКН; РКН находится в ТПК 3; ТПК 3 размещен в транспортно-установочном агрегате 4 в горизонтальном положении (перечисленные операции по подготовке РКН к пуску аналогичны операциям, приведенным в патенте РФ №2179941 [2]); опорно-удерживающее устройство 2 готово к приему ТПК 3 с транспортно-установочного агрегата 4; две части 18 дирижабля находятся на стартовой площадке 1 в местах симметричных относительно опорно-удерживающего устройства 2, подготовлены к полету и к выполнению операции стыковки с ТПКЗ.
По команде руководителя работ транспортно-установочный агрегата 4 с размещенным на нем ТПК 3 подъезжает к опорно-удерживающему устройству 2 (см. фиг. 1). Далее ТПК 3 поднимается в вертикальное положение, устанавливается на опорно-удерживающее устройство 2 и закрепляется на нем с помощью автоматизированных фиксирующих устройств 5 (см. фиг. 2), после чего транспортно-установочный агрегат 4 отъезжает на такое расстояние, чтобы не мешать последующим операциям по стыковке частей 18 дирижабля друг с другом и с ТПК 3.
После отъезда транспортно-установочного агрегата 4 на требуемое расстояние симметричные части дирижабля 18 начинают движение навстречу друг другу, при этом необходимая высота конструкции дирижабля над уровнем поверхности стартовой площадки 1 устанавливается, в том числе, с помощью управляемых гидравлических подвесок колесных шасси 23. В процессе стыковки симметричных частей 18 дирижабля друг с другом и с ТПК 3 происходит заход опорных поясов 37 дирижабля под опорные пояса 14 ТПК 3 и закрепление последних на опорных поясах 37 дирижабля с помощью автоматических узлов крепления 19. Кроме того, благодаря управляемым стыковочным механизмам 20, 21 происходит соединение двух частей дирижабля в единую конструкцию, а также соединение электрических, гидравлических и газовых разъемов дирижабля.
После образования единой конструкции мобильной части аэростатного ракетно-космического комплекса происходит срабатывание автоматического стыковочного устройства 16 (см. фиг. 3, фиг. 6), обеспечивая соединение кабельной, гидравлической, газовой сетей и воздуховодов дирижабля и ТПК.
После проведения проверок правильности стыковочных операций, включается система термостатирования РКН 34, обеспечивая тем самым заданный температурно-влажностный режим для РН 6 и КА 7 при нахождении мобильной части аэростатного ракетно-космического комплекса на стартовой площадке 1 и в полете к месту пуска РКН.
После набора стартовой готовности мобильной части аэростатного ракетно-космического комплекса на стартовой площадке 1 убираются автоматизированные фиксирующие устройства 5 и начинается подъем дирижабля (см. фиг. 2, фиг. 4). Для создания архимедовой силы происходит наполнение оболочек 25 или 26 газообразным гелием в количестве, необходимом для подъема дирижабля на заданную высоту. Наполнение данных оболочек происходит путем использования компрессоров 29 (см. фиг. 6), трубопроводов с управляемыми клапанами (на рисунке не показаны), емкостей с жидким гелием 28 и системы управления плавучестью 27, функционально являющейся подсистемой системы дистанционного управления движением дирижабля 32.
Электродвигатели с воздушными винтами 22, изменяющими свое положение из горизонтального в вертикальное, предназначены для создания тяги в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Снабжение электродвигателей 22 электрической энергией осуществляется от аккумуляторных батарей 30, соединенных с системами подзарядки аккумуляторных батарей 31. Кроме того, системы подзарядки аккумуляторных батарей 31 обеспечивают электрической энергией систему электроснабжения оборудования, предназначенного для подготовки к пуску и пуска РКН 36 (см. фиг. 6).
При достижении дирижаблем заданной точки старта РКН при необходимости системой дистанционного управления подготовкой к пуску и пуском РКН 33 проводятся предстартовые электрические проверки КА 7 и РН 6. После чего последовательно происходит открытие нижней крышки 13 ТПК 3 и срабатывание управляемых удерживающих устройств 17, обеспечивая тем самым условия сброса РКН из ТПК 3 (см. фиг. 3). При движении РКН вниз из ТПК 3 осуществляется последовательный сброс ее опорно-ведущих поясов 10 и отсоединение платы 11 механической расстыковки коммуникаций РКН с коммуникациями ТПК 3.
Запуск ракетного двигателя на твердом топливе РН осуществляется через расчетное время, за которое дирижабль осуществляет маневр ухода с траектории полета РКН и начинает возвращение на стартовую площадку 1. Для снижения дирижабля по сигналам системы управления плавучестью 27 происходит отбор гелия из оболочек 25 или 26 и последующее его сжатие компрессорами 29.
Прием телеметрической и траекторной информации от РН 6 и КА 7 может осуществляться измерительными пунктами наземного, морского и воздушного базирования, при этом средства приемо-передачи телеметрической и траекторной информации 35 располагаются и на дирижабле.
Источники информации
1. Патент РФ №2142898, кл. B64G, 1999 г.
2. Патент РФ №2179941, кл. B64G 1/00; B64G 1/40, 2002 г.
3. Патент РФ №2160215, кл. B64G 1/00, 1/14; F41F 3/06, 2000 г.
4. Патент РФ №2385829, кл. B64G 1/00, B64D 5/00; F41F 3/042, 2010 г. Бюл.№10.
5. Патент РФ №2399561, кл. B64G 1/00; F42B 15/00; F17C 3/00, 2010 г. Бюл. №26.
6. Патент РФ №2309090, кл. B64G 1/14; В64С 37/02, 2007 г. Бюл. № 30.
7. Патент РФ №2314975, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. Бюл. №2.
8. Патент РФ №2317920, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. Бюл. №6.
9. Патент РФ №2317921, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. Бюл. №6.
10. Патент РФ №2317923, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. Бюл. №6.
11. Патент РФ №2318700, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. Бюл. №7.
12. Патент РФ №2319643, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. Бюл. №8.
13. Патент РФ №2319644, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. Бюл. №8.
14. Патент РФ №2323854, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. Бюл.№13.
15. Патент РФ №2323855, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. Бюл. №13.
16. Патент РФ №2323856, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2008 г. Бюл. №13.
17. Патент РФ №2355601, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2009 г. Бюл. №14.
18. Патент РФ №2355602, кл. B64D 5/00, 3/00; F42B 15/10; B64G 1/00, 2009 г. Бюл. №14.
19. Макриденко Л.А., Волков С.Н., Ходенко В.П. (ФГУП «НЛП ВНИИЭМ») Концептуальные вопросы создания и применения малых космических аппаратов. Вопросы электромеханики Т. 144. 2010, с. 15-26.
20. Патент РФ на полезную модель №57239, кл. B64D 1/00, 2006 г. Бюл. №28.
21. Патент РФ №2585380, кл. В64В 1/30; B64D 1/22; B63G 8/14, 2016 г. Бюл. №15.
Claims (6)
1. Аэростатный ракетно-космический комплекс, включающий транспортирующий модуль и соединенный с ним посредством узла соединения транспортируемый модуль, при этом транспортирующий модуль содержит оболочки постоянного и переменного объема, оснащенные системой управления плавучестью, запасы гелия и оборудование для его реверсивного перекачивания, двигатели с электроприводами, снабженные системами подзарядки их аккумуляторных батарей, систему управления движением и устройства для перемещения транспортирующего и транспортируемого модулей по земле, отличающийся тем, что транспортирующий модуль выполнен в виде дирижабля дискообразной тороидальной формы с жесткой разборной на две идентичные части конструкции, а на плоскостях, разделяющих дирижабль на две половины, установлены управляемые стыковочные механизмы.
2. Аэростатный ракетно-космический комплекс по п. 1, отличающийся тем, что на внутренней тороидальной поверхности дирижабля установлено автоматическое стыковочное устройство, соединенное с кабельной, гидравлической, газовой сетями и воздуховодами дирижабля.
3. Аэростатный ракетно-космический комплекс по п. 1, отличающийся тем, что транспортируемый модуль выполнен в виде транспортно-пускового контейнера для ракеты космического назначения, содержащего верхнюю и нижнюю крышки, управляемые удерживающие устройства, опорные пояса, кабельную, гидравлическую и газовую сети, воздуховоды, внешнюю приемную плату автоматического стыковочного устройства и внутреннюю плату механической расстыковки коммуникаций ракеты космического назначения с коммуникациями транспортно-пускового контейнера, при этом ракета космического назначения имеет опорно-ведущие пояса.
4. Аэростатный ракетно-космический комплекс по п. 1, отличающийся тем, что узел соединения транспортирующего модуля с транспортируемым модулем выполнен в виде опорных поясов, расположенных внутри тороидального пространства дирижабля и жестко соединенных с силовой конструкцией каждой их идентичных частей дирижабля, при этом опорные пояса снабжены автоматическими узлами крепления опорных поясов транспортно-пускового контейнера на опорных поясах дирижабля.
5. Аэростатный ракетно-космический комплекс по п. 1, отличающийся тем, что в состав аэростатного ракетно-космического комплекса входят оборудованная в инженерном отношении наземная стартовая площадка, опорно-удерживающее устройство, снабженное автоматизированными фиксирующими устройствами, транспортно-установочный агрегат.
6. Аэростатный ракетно-космический комплекс по п. 1, отличающийся тем, что в состав бортового оборудования дирижабля входят система дистанционного управления подготовкой к пуску и пуском ракеты космического назначения, система термостатирования ракеты космического назначения, средства приемо-передачи телеметрической и траекторной информации, система электроснабжения оборудования, предназначенного для подготовки к пуску и пуска ракеты космического назначения, при этом устройства для перемещения транспортирующего и транспортируемого модулей по земле содержат управляемую гидравлическую подвеску колесных шасси.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017136119A RU2682893C1 (ru) | 2017-10-11 | 2017-10-11 | Аэростатный ракетно-космический комплекс |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017136119A RU2682893C1 (ru) | 2017-10-11 | 2017-10-11 | Аэростатный ракетно-космический комплекс |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2682893C1 true RU2682893C1 (ru) | 2019-03-22 |
Family
ID=65858648
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017136119A RU2682893C1 (ru) | 2017-10-11 | 2017-10-11 | Аэростатный ракетно-космический комплекс |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2682893C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2750558C2 (ru) * | 2019-07-25 | 2021-06-29 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "4 Центральный научно-исследовательский институт" Министерства обороны Российской Федерации | Аэростатный ракетно-космический комплекс |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7131613B2 (en) * | 2003-10-23 | 2006-11-07 | Tetraheed Llc | High-altitude launching of rockets lifted by helium devices and platforms with rotatable wings |
ES2394489A1 (es) * | 2010-09-27 | 2013-02-01 | Fundacion Centauri | Vehiculo espacial multietapa de transferencia a orbita terrestre baja |
RU2585380C1 (ru) * | 2015-03-04 | 2016-05-27 | Бельфор Виктор Михайлович | Универсальное транспортное средство повышенной грузоподъемности (варианты) |
-
2017
- 2017-10-11 RU RU2017136119A patent/RU2682893C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7131613B2 (en) * | 2003-10-23 | 2006-11-07 | Tetraheed Llc | High-altitude launching of rockets lifted by helium devices and platforms with rotatable wings |
ES2394489A1 (es) * | 2010-09-27 | 2013-02-01 | Fundacion Centauri | Vehiculo espacial multietapa de transferencia a orbita terrestre baja |
RU2585380C1 (ru) * | 2015-03-04 | 2016-05-27 | Бельфор Виктор Михайлович | Универсальное транспортное средство повышенной грузоподъемности (варианты) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2750558C2 (ru) * | 2019-07-25 | 2021-06-29 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "4 Центральный научно-исследовательский институт" Министерства обороны Российской Федерации | Аэростатный ракетно-космический комплекс |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4901949A (en) | Rocket-powered, air-deployed, lift-assisted booster vehicle for orbital, supraorbital and suborbital flight | |
US11649070B2 (en) | Earth to orbit transportation system | |
US10106273B2 (en) | In-flight transfer of reactant from a towing or carrying airplane to an attached rocket or rocketplane | |
US3929306A (en) | Space vehicle system | |
US6530543B2 (en) | Hypersonic and orbital vehicles system | |
US12017804B2 (en) | Satellite launch system | |
US10384797B2 (en) | In-flight transfer of reactant from a towing or carrying airplane to an attached rocket or rocketplane | |
US20180290767A1 (en) | Satellite Launcher And Method For Putting Satellites Into Orbit Using Said Satellite Launcher | |
US5255873A (en) | Flying wing space launch assist stage | |
US6257527B1 (en) | Hypersonic and orbital vehicles system | |
RU2482030C2 (ru) | Ракета-носитель | |
RU2682893C1 (ru) | Аэростатный ракетно-космический комплекс | |
RU2111147C1 (ru) | Воздушно-космическая транспортная система | |
CN111959824A (zh) | 一种空基发射的重型可重复使用的空天飞行器*** | |
CN113232854B (zh) | 一种应用于弹道发射的分布式无人飞行平台及发射方法 | |
RU111516U1 (ru) | Система подъема на орбиту земли и спуска кущенко в.а. | |
CN112124625A (zh) | 一种船箭一体化的天地往返货运飞行器及飞行控制方法 | |
RU2750558C2 (ru) | Аэростатный ракетно-космический комплекс | |
RU2636447C2 (ru) | Авиационный ракетно-космический комплекс, формируемый на базе ракеты космического назначения, адаптируемой из МБР ТОПОЛЬ-М, и самолёта-носителя ИЛ-76МФ по выведению малых КА на целевые орбиты путём десантирования РКН из самолёта с применением комбинированной транспортно-пусковой платформы и подъёмно-стабилизирующего парашюта | |
CN211253081U (zh) | 螺旋式飞箭 | |
CN215285313U (zh) | 基于外翼可c形折叠的bwb载机的空射*** | |
Suvarna et al. | Project HERCARA: High endurance relocatable crewless aircraft on reconnaissance aerostat | |
RU2317923C2 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
Hochstetler | Airships ahoy | |
RU2355601C2 (ru) | Авиационный ракетный комплекс |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20191012 |