РАКЕТНО-СТАРТОВЫЙ КОМПЛЕКС С РАКЕТНО-КАТАПУЛЬТНЫМ АППАРАТОМ ДЛЯ ПОЛЕТОВ НА ЛУНУ И ОБРАТНО
ROCKET LAUNCH COMPLEX WITH A ROCKET-CATAPULT VEHICLE FOR FLIGHTS TO THE MOON AND BACK

Изобретение относится к космической технике и может использоваться как транспортное космическое средство для межпланетных перелетов с Земли на Луну и обратно.
Известна ракета-носитель (РН) "Союз", содержащая пакет ракетных блоков, в виде центрального блока, работающего на первой и второй ступени, и четырех боковых блоков первой ступени, установленных в плоскостях стабилизации ракеты-носителя под углом к продольной оси центрального блока второй ступени, а также последовательно расположенные блок третьей ступени, головной обтекатель и полезный груз, при этом блоки 1 и 2 ступеней включают в себя баки компонентов ракетного топлива (окислитель и горючее), по два торовых бака на каждом блоке с компонентами, обеспечивающими функционирование двигательной установки, маршевые и рулевые жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), установленные на каждом блоке, силовые узлы с шаровыми опорами в верхней части блоков первой ступени, верхний силовой пояс на блоке второй ступени и силовые связи хвостовой части пакета, причем нижняя часть блока второй ступени выполнена цилиндрической диаметром, меньшим диаметра верхнего силового пояса, переходная часть блока второй ступени от верхнего силового пояса к нижней цилиндрической части имеет коническую форму, при этом верхний силовой пояс и расположенная выше него часть блока второй ступени выполнены конической формы.
На цилиндрическом корпусе блока третьей ступени закреплены бак горючего сферической формы и бак окислителя с сферическими днищами и совмещенной с силовым корпусом блока цилиндрической обечайкой бака. Радиусы сферических днищ баков равны половине диаметра корпуса блока.
Силовая несущая обечайка блока на длине от бака горючего до стыковочной поверхности блока с переходным отсеком для крепления головного обтекателя и полезного груза подкреплена продольно-поперечным силовым набором.
В приборном отсеке, расположенном в верхней части центрального блока и в межбаковом отсеке, размещены приборы систем управления и измерения, работающих на первой и второй ступенях полета ракеты космического назначения (РКН).
На блоке третьей ступени в межбаковом отсеке размещены приборы системы управления и измерения, работающие на третьей ступени полета ракеты космического назначения.
Ракета-носитель содержит устройство обеспечения необходимой температуры газовой среды в межбаковых и приборном отсеках блоков второй и третьей ступени для приборов систем управления и измерения во время стоянки РКН в стартовом устройстве при ее предстартовой подготовке.
Устройство состоит из подсоединенных к размещенной на стартовом сооружении станции подачи термостатируемого воздуха через наземные трубопроводы стартового устройства, разрывные пневмоколодки РН и транзитные трубопроводы высокого давления, закрепленные на корпусах центрального блока второй ступени, блока третьей ступени, и рассеивающих поступающий по трубопроводам поток воздуха высокого давления посредством головок (форсунок), закрепленных на корпусах внутри межбаковых и приборного отсеков блоков РН.
В составе известных РКН совместно с трехступенчатой РН типа «Союз» используются головные обтекатели со сбрасываемыми створками и переходные отсеки с диаметрами корпусов, равными, или незначительно превышающими, диаметр корпуса третьей ступени РН.
Головные обтекатели снабжены дренажными отверстиями для выравнивания давления воздуха внутри и снаружи головного обтекателя при его эксплуатации в составе РКН, и которые не позволяют защищать полезный груз от воздействия быстро меняющихся градиентов давления, возникающих при полете РКН при максимальных скоростных напорах.
Сбрасываемые створки соединяются между собой многозвенными механическими замками, открытие которых осуществляется тягами от пироприводов, срабатывающих по команде от системы управления РН.
Створки обтекателя крепятся к переходному отсеку механическими замками, также срабатывающими по команде от системы управления РН.
Конструкция стыков створок головного обтекателя (ГО) обеспечивает влагозащиту полезного груза, но не обеспечивает, как и конструкция дренажных отверстий, герметичность ГО при воздействии нагрузок при полете РКН.
Известна ракета-носитель (RU2149125), содержащая пакет из двух ступеней в составе центрального блока второй и четырех боковых блоков первой ступени, установленных в плоскостях стабилизации ракеты-носителя под углом к продольной оси блока второй ступени, а также последовательно расположенные третью ступень и полезный груз, при этом блоки 1-2 ступеней включают в себя баки компонентов ракетного топлива (окислитель и горючее), по два торовых бака на каждом боковом блоке, обеспечивающих функционирование двигательной установки, маршевые и рулевые жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), установленные на каждом блоке, силовые узлы с шаровыми опорами в верхней части блоков первой ступени, верхний силовой пояс на блоке второй ступени и силовые связи хвостовой части пакета, причем нижняя часть блока второй ступени выполнена цилиндрической диаметром, меньшим диаметра верхнего силового пояса, переходная часть блока второй ступени от верхнего силового пояса к нижней части имеет коническую форму, причем отношение объема баков компонентов топлива блока второй ступени к объему баков компонентов топлива блоков первой ступени составляет 0,895-0,989, при этом верхний силовой пояс и расположенная выше него часть блока второй ступени выполнены цилиндрической формы с отношением их диаметра к диаметру указанной нижней цилиндрической части в пределах 1,273-1,371.
Наиболее близким аналогом является ракета космического назначения (RU2368542, опубл.: 2009.09.27), содержащая пакет ракетных блоков в виде центрального блока первой и второй ступеней, четырех боковых блоков первой ступени, установленных в плоскостях стабилизации ракеты-носителя под углом к оси центрального блока второй ступени, а также последовательно расположенные блок третьей ступени и головной обтекатель, при этом блоки содержат приборы систем управления, баки компонентов топлива, маршевые и рулевые жидкостные ракетные двигатели, установленные на каждом блоке, силовые узлы с шаровыми опорами в верхней части блоков первой ступени, верхний силовой пояс на блоке второй ступени и силовые тяги хвостовой части пакета, причем нижняя часть блока второй ступени выполнена цилиндрической диаметром, меньшим диаметра верхнего силового пояса, а переходная часть блока второй ступени от верхнего пояса к нижней части имеет коническую форму, отличающаяся тем, что цилиндрическая часть корпуса головного обтекателя выполнена с отношениями его диаметра к диаметру корпуса блока третьей ступени в пределах от 1,39 до 1,6 и высоты к ее диаметру в пределах от 1,2 до 1,65 и соединена переходным отсеком конической формы с блоком третьей ступени, при этом высота переходного отсека и цилиндрической обечайки бака горючего блока третьей ступени выполнена не более 1,6 разности диаметров головного обтекателя и корпуса бака горючего, выполненного в виде несущей цилиндрической части конструкции блока третьей ступени с нижним сферическим днищем диаметром более диаметра корпуса блока третьей ступени, а на несущей оболочке межбакового отсека третьей ступени закреплены два кольцевых шпангоута, соединенные между собой двумя концентрическими пластинами, образующими кольцевой коллектор, который своими отверстиями обеспечивает распределение термостатированного воздуха к приборам систем управления, на стыковочных поверхностях створок головного обтекателя и переходного отсека закреплены уплотняющие прокладки, а на цилиндрической части сбрасываемых створок корпуса головного обтекателя закреплены дренажные клапаны для избыточного внутреннего давления, при этом на продольно-поперечном силовом наборе и несущей оболочке корпуса межбакового отсека блока третьей ступени закреплены два стрингера, жестко соединенные между собой консольной платформой для крепления блока датчиков угловых скоростей системы управления, предназначенного для формирования приборами системы управления команд управления движением ракеты космического назначения на рулевые жидкостные ракетные двигатели на первой, второй и третьей ступенях полета ракеты космического назначения, а на днище бака окислителя в межбаковом отсеке блока второй ступени на платформе, юстируемой относительно плоскостей стабилизации блока с учетом давления в баке, закреплен второй блок датчиков угловых скоростей системы управления, предназначенный для формирования приборами системы управления команд управления движением ракеты космического назначения с учетом упругости конструкции корпуса ракеты космического назначения на рулевые жидкостные ракетные двигатели центрального и боковых блоков первой и второй ступеней полета ракеты космического назначения.
Недостатками известного технического решения, а также вышеописанных устройств является то, что они не позволяют реализовать решение задачи посадки космонавтов на Луну и возвращение их обратно на Землю.
Так, известные ракетные системы сжигают до 80% ракетного топлива, после чего от ракеты отделяются ступени ракетоносителей и оставшаяся центральная ступень не в состоянии выполнить задачу полета на Луну, а также возвращения на Землю космонавтов в спускаемой капсуле. Решение такой задачи известными ракетными системами потребует создание ракеты огромной массы и размеров.
Задачей изобретения является устранение указанных недостатков.
Техническим результатом является возможность посадки космонавтов на Луну и возвращение их обратно на Землю.
Указанный технический результат достигается за счет того, что заявлен ракетно-стартовый комплекс с ракетно-катапультным аппаратом для полетов на Луну, содержащий стартовую площадку со стапелями, ракета с кабиной для космонавтов и ракетно-катапультным аппаратом, где ракета с кабиной космонавтов находится внутри ракетно-катапультного аппарата, а ракетно-катапультный аппарат находится над газоотводной ямой, на газоотводной яме имеются углубления, на которых установлены силовые стойки на опорных башмаках; на ракете имеются две ракетные ступени, где первая ракетная ступень с ракетными двигателями находится снизу ракеты, на второй ракетной ступени с ракетными двигателями установлены гидравлические силовые опорные стоки с опорными башмаками для посадки на грунт Земли или Луны; между ракетными ступенями установлены силовые переходники для отделения ступени с ракетными двигателями после выработки ракетного топлива; сверху кабины с космонавтами расположены аварийные твердотопливные ракетные двигатели для внезапного покидания кабины с космонавтами ракетоносителей в аварийной ситуации; ракетно-катапультный аппарат содержит: отсек для парашютов для посадки на грунт Земли и отсек, где расположены электронные блоки управления ракетно-катапультным аппаратом в режиме старта, а снизу отсеков на корпусе ракетно-катапультного аппарата расположены подвижные крепления, на которых установлены силовые опорные стойки с силовыми тягами, прикрепленными к корпусу ракетно-катапультного аппарата; снизу на силовых опорных стойках установлены опорные башмаки для посадки на грунт Земли, а также на силовых опорных стойках расположены тормозные твердотопливные ракетные двигатели, работающие при посадке на грунт Земли, обеспечивающую мягкую посадку на грунт Земли; на ракетно-катапультном аппарате установлены ракетоносители, внутри которых установлены ракетные двигатели и рулежные ракетные двигатели; между ракетоносителями снизу корпуса ракетно-катапультного аппарата расположен отсек, где установлены: баллон высокого давления с азотом и резиновой подушкой для смягчения удара при посадке на грунт Земли.
Краткое описание чертежей
На Фиг.1 показан общий вид ракеты и ракетно-катапультного аппарата.
На Фиг.2 показан продольный разрез ракетно-катапультного аппарата.
На Фиг.3 показан вид снизу силовой части ракетно-катапультного аппарата.
На Фиг.4 показан вид снизу измененной силовой части ракетно-катапультного аппарата.
На Фиг.5 показан продольный разрез стартовой площадки в режиме подготовки к старту ракеты.
На Фиг.6 показан поперечный разрез стартовой площадки в режиме подготовки к старту ракеты.
На Фиг.7 показан продольный разрез стартовой площадки в режиме старта и полета ракеты.
На Фиг.8 показан пример катапультирования ракеты с космонавтами из ракетно-катапультного аппарата.
На Фиг.9 показан пример спуска с предкосмической высоты с парашютами на грунт Земли ракетно-катапультного аппарата.
На Фиг.10 показан пример посадки на грунт Земли ракетно-катапультного аппарата.
На Фиг.11 показан пример ракеты с космонавтами в режиме посадки на грунт Луны.
На Фиг.12 показана ракета с космонавтами после посадки на грунт Луны.
На Фиг.13 показана ракета с космонавтами в режиме старта и полета с грунта Луны.
На Фиг.14 показан пример спуска на грунт Земли с парашютом капсулы кабины с космонавтами.
На чертежах: 1 - стартовая площадка, 2 - стапели левый и правый, 3 - кабина ракеты, 4 - ракетно-катапультный аппарат, 5 - газоотводная яма, 6 - газоотводные воздуховоды, 7 - прямоточные вентиляторы, 8 - сопла ракетных двигателей ракетно-катапультного аппарата, 9 - ракетоносители ракетно-катапультного аппарата, 10 - электродвигатели переменного тока, 11 - углубление на газоотводной яме, 12 - силовые стойки ракетно-катапультного аппарата, 13 - опорные башмаки ракетно-катапультного аппарата, 14 - лестницы с лестничным маршем стапеля, 15 - кабина лифта стапеля, 16 - электромашинный зал стапеля, 17 - первая ступень ракеты, 18 - ракетные двигатели первой ступени, 19 - вторая ступень ракеты, 20 - ракетные двигатели второй ступени, 21 - гидравлические силовые опорные стойки, 22 - опорные башмаки ракеты второй ступени, 23 - силовые переходники ступеней ракеты, 24 - аварийные твердотопливные двигатели кабины ракеты, 25 - отсек для парашютов ракетно-катапультного аппарата, 26 - земная поверхность (поверхность Земли), 27 - отсек с электронными блоками ракетно-катапультного аппарата, 28 - подвижные крепления, на которых установлены силовые опорные стойки ракетно-катапультного аппарата, 29 - силовые тяги на силовых опорных стойках, 30 - тормозные твердотопливные ракетные двигатели, 31 - рулежные ракетные двигатели, 32 - отсек снизу корпуса ракетно-катапультного аппарата, 33 - баллон высокого давления внутри отсека корпуса ракетно-катапультного аппарата, 34 - резиновая подушка, 35 - капсула кабины ракеты, 36 - вытяжной парашют ракетно-катапультного аппарата, 37 - основной парашют ракетно-катапультного аппарата, 38 - крышка снизу корпуса ракетно-катапультного аппарата, 39 - поверхность Луны, 40 - вытяжной парашют кабины ракеты, 41 - основной парашют кабины ракеты.
Осуществление изобретения
Ракетно-стартовый комплекс с ракетно-катапультным аппаратом содержит: стартовую площадку 1, на которой расположены стапели 2 левый и правый, между ними установлена ракета с кабиной 3 для космонавтов и ракетно-катапультным аппаратом 4.
Ракета с кабиной 3 космонавтов находится внутри ракетно-катапультного аппарата 4.
Ракетно-катапультный аппарат 4 находится над газоотводной ямой 5, внутри которой расположены газоотводные воздуховоды 6, в которых находятся прямоточные вентиляторы 7, выбрасывающие газ от сопел 8 ракетных двигателей ракетоносителей 9 влево и вправо от ракетно-катапультного аппарата 4.
В момент старта ракетно-катапультного аппарата 4 прямоточные вентиляторы 7, работающие от электродвигателей 10 переменного тока на время старта ракетно-катапультного аппарата 4, внутри которого установлена ракета с кабиной 3 и космонавтами.
На газоотводной яме 5 имеются углубления 11, на которых установлены силовые стойки 12 на опорных башмаках 13. После установки в углубление 11 опорных башмаков 13, опорные башмаки 13 фиксируются запорными гидравлическими замками (на чертежах не показано).
На стартовой площадке 1 расположены подвижные левый и правый стапель 2 на колесной электроустановке для передвижения стапелей 2 по железнодорожному полотну, внутри стапелей 2 расположены лестницы 14 с лестничным маршем, а также расположен лифт 15 с лифтовыми кабинами и электромашинным залом лифта 16 для посадки космонавтов в кабину 3 ракеты.
На ракете имеются две ракетные ступени, где первая ракетная ступень 17 с ракетными двигателями 18 находится снизу ракеты. На второй ракетной ступени 19 с ракетными двигателями 20 установлены гидравлические силовые опорные стоки 21 с опорными башмаками 22 для посадки на грунт Земли или Луны.
Между ракетными ступенями 19 установлены силовые переходники 23 для отделения ступени 19 с ракетными двигателями 18 после выработки ракетного топлива. Сверху кабины 3 с космонавтами расположены аварийные твердотопливные ракетные двигатели 24 для внезапного покидания кабины с космонавтами ракетоносителей в аварийной ситуации.
Ракетно-катапультный аппарат 4 содержит: отсек 25 для парашютов для посадки на грунт Земли 26 (Фиг.9 и Фиг.10) и отсек 27, где расположены электронные блоки управления ракетно-катапультным аппаратом 4 в режиме старта, а снизу отсеков на корпусе ракетно-катапультного аппарата 4 расположены подвижные крепления 28, на которых установлены силовые опорные стойки 12 с силовыми тягами 29, прикрепленными к корпусу ракетно-катапультного аппарата 4. Снизу на силовых опорных стойках 12 установлены опорные башмаки 13 для посадки на грунт Земли 26, а также на силовых опорных стойках 12 расположены тормозные твердотопливные ракетные двигатели 30, работающие при посадке на грунт Земли 26, обеспечивающую мягкую посадку на грунт Земли 26 (Фиг.9 и Фиг.10).
На ракетно-катапультном аппарате 4 установлены ракетоносители 9, внутри которых установлены ракетные двигатели 8, например, РД-180 с диаметром сопла 1800 мм, а также рулежные ракетные двигатели 31, например, РД-22 (Фиг.3).
Возможны любые необходимые изменение в силовой ракетной установке и применение иных ракетных двигателей, например, РД-120 (Фиг.4).
Между ракетоносителями снизу корпуса ракетно-катапультного аппарата 4 расположен отсек 32 (Фиг.2), где установлены: баллон 33 высокого давления с азотом и резиновой подушкой 34 для смягчения удара при посадке на грунт Земли (Фиг.10) ракетных двигателей 8.
Принцип работы ракетно-стартового комплекса с ракетно-катапультным аппаратом состоит в следующем.
Со сборочного цеха на ж/д платформе подвозят ракету с ракетно-катапультным аппаратом 4 к газоотводной яме 5 и устанавливают ее силовыми опорными стойками 12, на которых установлены опорные башмаки 13 в углубления 11, расположенные возле кромки ямы 5. После чего в углублениях 11 производится фиксация опорных башмаков 13 гидравлическими замками (на чертежах не показано) для устойчивого положения при подготовке на старт ракеты и ракетно-катапультного аппарата 4. К установленной вертикально ракете на стартовой площадке 1 по ж/д полотну приближают слева и справа стапели 2 с помощью электропривода (на чертежах не показан). На стапелях 2 располагают всё необходимое для подготовки и посадки космонавтов в кабину 3 ракеты лестницы 14 с лестничным маршем, а также лифт, где по лифтовой кабине 15 космонавты вдоль лифтовой шахты поднимаются вверх к кабине 3 ракеты с помощью электромашинного зала лифта 16.
После посадки космонавтов в капсулу 35 кабины 3 ракеты и завершения подготовки ракеты к старту стапели 2 отодвигают от ракеты. Включают прямоточные вентиляторы 7, вращаемые электродвигателями 10. С помощью данных вентиляторов 7 разгоняют отработанные газы от ракеты и ракетно-катапультного аппарата 4 после старта ракетных двигателей 8. Производят расцепку опорных башмаков 13 с помощью гидравлических замков (на чертежах не показано) запускают ракетные двигатели 8.
После отрыва ракеты и ракетно-катапультного аппарата 4 от поверхности стартовой площадки 1 (Фиг.7) вверх и ее ухода на предкосмическую высоту.
В случае аварийной ситуации производят катапультирование ракеты 3 с космонавтами из ракетно-катапультного аппарата 4 (Фиг.8), а на ракете работает первая ступень 17 ракеты с ракетными двигателями 18.
На ракетно-катапультном аппарате 4 прекращает работать силовая установка ракетоносителей 9 с ракетными двигателями 8 и ракетно-катапультный аппарат 4 опускается вниз к земной поверхности 26. Из отсеков 25 с помощью вытяжных парашютов 36 выбрасываются основные парашюты 37 (Фиг.9) и ракетно-катапультный аппарат 4 приближается к земной поверхности.
В нужный момент высоты над поверхностью земли включают тормозные твердотопливные двигатели 30 для торможения и зависания ракетно-катапультного аппарата 4, система электронного блока которого подает сигнал на отсек 32, где расположен баллон 33 с высоким давлением азота и этим газом из баллона 33 наполняют резиновую подушку 34, откидывают крышку 38 отсека 32, раскрывается резиновая подушка 34, смягчающая удар при посадке на Землю 26 ракетных ступеней 9, где установлены ракетные двигатели 8 с соплами (Фиг.10).
С помощью первой ступени 17 ракеты, ракета с космонавтами достигает поверхности грунта 39 Луны (Фиг.11).
Происходит отделение первой ступени 17 ракеты, после чего имеющие на второй ступени 19, гидравлические силовые опорные стойки 21 с опорными башмаками 22 раздвигаются в стороны от корпуса второй ступени 19 ракеты, ракета с космонавтами совершает посадку на грунт 39 Луны (Фиг.12) после пребывания космонавтов на Луне, космонавты находятся в капсуле 35 кабины 3 ракеты. Ракета взлетает с помощью второй ступени 19 с ракетными двигателями 20 (Фиг.13).
Полет ракеты направлен к Земле. При подлете ракеты к Земле, отделяется вторая ступень 19 с ракетными двигателями 20, а от кабины 3 отделяется обшивка.
Капсула 35 совершает спуск на Землю 26, где с помощью вытяжного парашюта 40 раскрывают основной парашют 41.
Капсула 35 совершает мягкую посадку с космонавтами (Фиг.14) на поверхность Земли (26).