МНОГОЦЕЛЕВАЯ АЭРОСТАТНАЯ СИСТЕМА УСКОРЕННОГО ВЫВОДА НА ЗАДАННУЮ ВЫСОТУ
MULTIPURPOSE AEROSTAT SYSTEM FOR ACCELERATED PLACING ON TARGET ALTITUDE

Суть изобретения
Изобретение относится к управляемым аэростатическим летательным аппаратам и может быть использовано для быстрого вывода на заданную высоту аэростатной части с полезной нагрузкой и поддержания длительного ее нахождения на заданной высоте или высотах, необходимых для выполнения задач, стоящих перед полезной нагрузкой несомой аэростатной частью, с возможностью быстрой замены данной полезной нагрузки в период подготовки к запуску за счет применения стыковочного узла и варьирования массы полезной нагрузки в широких приделах за счет возможности замены резервуара с рабочим газом, при этом аэростатная часть имеет с полезной нагрузкой единую систему электропитания.
Описание изобретения
Изобретение относится к управляемым аэростатическим летательным аппаратам и может быть использовано для быстрого вывода на заданную высоту аэростатной части с полезной нагрузкой и поддержания длительного ее нахождения на заданной высоте или высотах, необходимых для выполнения задач, стоящих перед полезной нагрузкой, несомой аэростатной частью, с возможностью быстрой замены данной полезной нагрузки в период подготовки к запуску за счет применения стыковочного узла и варьирования массы полезной нагрузки в широких приделах за счет возможности замены резервуара с рабочим газом, при этом аэростатная часть имеет с полезной нагрузкой единую систему электропитания.
Известен дирижабль, содержащий оболочку, в которой размещен баллонет для подъемного газа. Энергетическая установка дирижабля выполнена в виде двух магистралей, соединенных с баллонетом, а также камеры, вентилятора и нагревателя. Камера соединена с одной магистралью, а нагреватель - с другой. Камера, вентилятор и нагреватель последовательно соединены друг с другом. Камера имеет окно с регулируемой заслонкой. Энергетическая установка дирижабля образует циркуляционный контур, обеспечивающий прокачку подъемного газа из баллонета через магистраль в камеру и далее через вентилятор, нагреватель и вторую магистраль - в баллонет.
В процессе функционирования энергетической установки для подъема дирижабля включают вентилятор и нагреватель энергетической установки, в результате чего циркулирующий по контуру газ нагревается и в нагретом состоянии поступает в баллонет и отдает через его корпус тепло гелию, закачанному в оболочку. Учитывая, что подъемная сила нагретого несущего газа выше, чем холодного, то в результате нагрева несущего газа дирижабль совершает движение подъема. Для совершения посадки отключают нагреватель энергетической установки и открывают заслонку, в результате чего в циркуляционный контур через окно засасывается забортный холодный воздух, который, поступая в баллонет, охлаждает несущий газ в оболочке, в результате чего подъемная сила несущего газа уменьшается и дирижабль опускается. [1]
В результате анализа конструкции известного дирижабля необходимо отметить, что его энергетическая установка обеспечивает только подъем и приземление дирижабля за счет изменения подъемной силы несущего газа путем регулирования его температуры.
Для перемещения дирижабля необходим дополнительный двигатель либо транспортирующее средство, осуществляющее транспортировку дирижабля по воздуху по заданному маршруту. Системы и подсистемы, задействованные в изменении подъемной силы несущего газа путем регулирования его температуры, в значительной степени усложняют конструкцию летательного аппарата, снижая массу полезной нагрузки. Данный дирижабль не имеет в своем составе средств выведения на заданную высоту в кратчайшее время, вследствие чего его вывод на большие высоты самостоятельно требует значительных временных затрат.
Известен дирижабль, содержащий корпус с отсеками, заполненными несущим газом легче воздуха, гондолу с двигателями, топливные баки, кабину управления и салон для исследователей, установленные на корпусе солнечные батареи, оборудование для переработки природного газа и заполнения выделенными легкими фракциями корпуса дирижабля, а также энергетическую установку, выполненную в виде компактного ядерного реактора. [2]
В результате анализа конструкции известного дирижабля необходимо отметить, что наличие нескольких энергетических модулей (двигатели с топливными баками, солнечные батареи, ядерный реактор), а также оборудование для переработки природного газа чрезвычайно утяжеляют дирижабль, усложняют его управление и снижают массу полезной нагрузки. Наличие на известном дирижабле энергетической установки в виде ядерного реактора создает вероятность радиоактивного заражения как самого объекта, так и окружающей среды. Данный дирижабль не имеет в своем составе средств выведения на заданную высоту в кратчайшее время, вследствие чего его вывод на большие высоты самостоятельно требует значительных временных затрат.
Известен аэростатический летательный аппарат, содержащий корпус, оболочку для несущего газа и энергетическую установку, выполненную в виде атомного реактора, систему охлаждения активной зоны реактора и систему регулирования температуры несущего газа, система охлаждения активной зоны реактора содержит теплообменник, первый контур охлаждения выполнен в виде магистралей, снабженных циркуляционным насосом, подведенных к активной зоне реактора и проходящих через теплообменник, второй контур охлаждения предназначен для отбора тепла от охладителя первого контура и выполнен в виде магистралей, снабженных циркуляционным насосом и подведенных к теплообменнику, при этом система регулирования температуры несущего газа выполнена в виде магистралей, снабженных циркуляционным насосом, подсоединенных к оболочке для несущего газа и проходящих через теплообменник. [3]
В результате анализа конструкции известного дирижабля необходимо отметить, что наличие ядерной энергетической установки значительно утяжеляет дирижабль, усложняет его конструкцию. Наличие на известном дирижабле энергетической установки в виде ядерного реактора создает вероятность радиоактивного заражения как самого объекта, так и окружающей среды. Данный дирижабль не имеет в своем составе средств выведения на заданную высоту в кратчайшее время, вследствие чего его вывод на большие высоты самостоятельно требует значительных временных затрат.
Известен дирижабль с переменной подъемной силой. Дирижабль имеет гибкую оболочку и содержит газ, легче воздуха. Низ внутренней части оболочки соединен с некоторым количеством балок, каждая балка обеспечивается набором шкивов, и верхняя часть оболочки также соединена с некоторым количеством балок, каждая из которых соединена с второй группой шкивов, при взаимодействии шкивов с кабелем, соединенным с лебедкой, объем оболочки может увеличиваться или уменьшаться, тем самым изменяя подъемную силу. В состав устройства дополнительно могут входить балластные танки, содержащие по меньшей мере один танк гелия, сообщающийся с внутренним корпусом по меньшей мере через один клапан, и по крайней мере один компрессор. В состав устройства может входить внешний корпус, содержащий внутренние корпуса, а объем между внутренним корпусом и внешний корпусом взаимодействует с внешней стороной внешнего корпуса по меньшей мере через одно отверстие, подключенное по меньшей мере к одному теплообменнику, где теплообменник используется в качестве источника тепла, взаимодействуя с выхлопными газами двигателя. [4]
В результате анализа конструкции известного дирижабля необходимо отметить, что наличие лебедок, теплообменников усложняют конструкцию и уменьшают массу полезной нагрузки. Изменения объема внутренней емкости связано с механическим воздействием на нее со стороны тросов, что значительно сокращает срок эксплуатации данной оболочки, что может привести к аварийности при длительной эксплуатации или выходу из строя данного дирижабля в случае хранения и утраты некоторых прочностных характеристик оболочки. Таким образом механические воздействия, связанные с уменьшением объема оболочки, значительно повышают вероятность выхода из строя дирижабля. Наличие на дирижабле в качестве источника тепла двигателей и теплообменника для изменения температуры газа утяжеляет конструкцию и делает ее более сложной, попутно уменьшая массу полезной нагрузки. Данный дирижабль не имеет в своем составе средств выведения на заданную высоту в кратчайшее время, вследствие чего его вывод на большие высоты самостоятельно требует значительных временных затрат.
Аэростатический аппарат, состоящий из гондолы, оболочки изменяемого объема, механизма изменения ее объема и системы изменения параметров газа в оболочке, отличающийся тем, что введены жестко связанные овальный обод и овальный диск, приводной барабан, установленный на ободе параллельно его продольной оси, оболочка выполнена из гибкого материала в виде зауженного к днищу мешка, мешок в средней части вывернут и устье мешка закреплено на ободе, а днище - на барабане, при этом прилегающая к днищу часть мешка намотана на барабан. [5]
В результате анализа конструкции аэростатического аппарата необходимо отметить, что изменение объема внутренней емкости связано с механическим воздействием на нее со стороны тросов, что значительно сокращает срок эксплуатации данной оболочки, что может привести к аварийности при длительной эксплуатации или выходу из строя данного дирижабля в случае хранения и утраты некоторых прочностных характеристик оболочки, механические воздействия связанные с уменьшением объема оболочки значительно повышают вероятность выхода из строя дирижабля. Данный дирижабль не имеет в своем составе средств выведения на заданную высоту в кратчайшее время, вследствие чего его вывод на большие высоты самостоятельно требует значительных временных затрат.
Наиболее близким к предлагаемому следует считать аэростатный зонд, состоящий из двухкаскадной парашютной системы, состоящей из стабилизирующего парашюта и парашюта ввода аэростата; системы наполнения аэростатного зонда, состоящей из блока титановых шаробаллонов высокого давления, соединенных коллектором, на котором установлены пироклапан подачи гелия в оболочку, дросселирующего устройства, пиротехнического резака и запорного клапана; системы электроавтоматики аэростатного зонда, состоящей из программно-временного устройства, порогового устройства датчиков давления и температуры атмосферы и компаратора и обеспечивающей выдачу необходимых команд управления в соответствии со схемой ввода аэростатного зонда в действие; системы электропитания, состоящей из блока питания пиросредств системы ввода, блока питания программно-временного устройства аэростатного зонда, блока системы сброса балласта, блока питания радиосистемы и метеокомплекса гондолы; аэростатной оболочки; гондолы аэростатной станции, состоящей из антенно-фидерного устройства конической формы, блока радиосистемы и метеокомплекса, размещенных в металлических контейнерах, имеющих форму параллелепипеда и жестко скрепленных между собой, и блока источников питания, также имеющих форму параллелепипеда. [6]
Следует отметить, что данный прототип лишен таких негативных признаков, имеющихся у вышеприведенных аналогов, как: сложность, радиационная опасность, избыточность массы обеспечивающих систем, ведущих к уменьшению полезной нагрузки. Однако в результате анализа конструкции были выявлены негативные признаки. Данный прототип не имеет в своем составе средств выведения на заданную высоту в кратчайшее время, вследствие чего вывод аэростата на большие высоты самостоятельно требует значительных временных затрат. Отсутствует система изменения и поддержания заданной высоты полета, что делает вывод полезной нагрузки на заданную высоту в крайней степени проблематичным, связанным с сложностью проведения расчетов - прогнозов такой изменчивой структуры как атмосфера, а полет на фиксированной высоте или в зависимости от изменившейся ситуации на различных высотах невозможным. В случае изменения массы полезной нагрузки в ту или иную сторону приходится вводить изменения во всю конструкцию в целом, что связано с необходимостью изменения объема резервуара с рабочим газом (резервуаров) и как следствие изменившимися весовыми характеристиками. Система наполнения сделана таким образом, что произвести замену емкостей рабочего газа на емкости с большими габаритными размерами не представляется возможным без внесения изменений в конструкцию в целом, что не дает возможности значительно увеличить поднимаемый аэростатом вес полезной нагрузки без внесения конструктивных изменений. Отсутствие стыковочного узла делает невозможным быструю замену гондолы с полезной нагрузкой даже на равную ей по массе гондолу с полезной нагрузкой, но с измененным приборным составом. Из-за наличия 4 блоков питания, входящих в систему электропитания, каждый из которых питает отдельную подсистему, в целом увеличивается сложность и снижается надежность аэростатного зонда. В случае выхода из строя одного из блоков питания систем электропитания необходимость в остальных блоках питания автоматически отпадает по причине невыполнения поставленной задачи перед одной из систем устройства, питаемой данным блоком питания, обеспечивающим ее работу, что приведет к невыполнению основной задачи полезной нагрузки. Все это значительным образом сказывается на универсальности данного устройства, его полезности и на области применения.
Задачей предлагаемого изобретения является создание многоцелевой аэростатной системы ускоренного вывода на заданную высоту и поддержания ее длительного нахождения на заданной высоте или высотах, необходимых для выполнения задач, стоящих перед полезной нагрузкой, несомой аэростатной частью, с возможностью быстрой замены полезной нагрузки как равной массы, так и различающихся между собой при подготовке к запуску, не внося изменений в конструкцию аэростатной части в целом, также с возможностью быстрой замены емкости с рабочим газом на емкость с другими массогабаритными характеристиками, не внося изменений в конструкцию аэростатной системы в целом, при этом аэростатная часть с полезной нагрузкой имеет единую систему электропитания для повышения надежности системы в целом и ее упрощения.
Устранение вышеназванных недостатков прототипа достигают вводом в состав системы устройства для доставки аэростатной части с полезной нагрузкой на заданную высоту в кратчайшее время в виде ракеты, состоящей из корпуса, двигательной установки, отсека полезной нагрузки, автопилота, системы отделения аэростатной части с полезной нагрузкой от ракеты, системы управления, которая выводит на заданную высоту аэростатную часть с полезной нагрузкой, состоящую из двухкаскадной парашютной системы торможения и стабилизации с комплектом пиропатронов и механических датчиков, отвечающих за ввод и отсоединение парашютов, аэростатной оболочки, системы изменения и поддержания заданной высоты полета, состоящей из компрессора, гибких трубопроводов (соединяющих между собой оболочку аэростатной части, компрессор, клапана и балластные емкости), клапанов, системы управления, датчиков давления и температуры, высотомера, n мягких балластных емкостей меньшего объема, чем оболочка аэростатной части, количество данных балластных емкостей, их объем и давление, на которое они рассчитаны, зависят от необходимых потребителю величин изменения объема оболочки аэростатной части с целью изменения высоты полета аэростатной части или поддержания высоты, и устанавливают систему изменения и поддержания заданной высоты полета в нижней части оболочки аэростатной части; стыковочного узла, сделанного из легкого прочного материала (рис.1, 2), состоящего из двухстороннего электрического узла (рис 1.5, 2.5) позволяющего, создать единую систему электропитания потребителей аэростатной части (в частности системы изменения и поддержания заданной высоты полета) и системы электропитания входящей в состав полезной нагрузки, двухстороннего информационного узла (рис.1.4, 2.4), с помощью которого соединяют систему изменения и поддержания заданной высоты полета и аппаратуру полезной нагрузки, механической связи (рис.1.1, 2.1), с помощью которой крепят стыковочный узел к полезной нагрузке, n трубопроводов (находящихся внутри стыковочного узла) (рис.1.6, 2.6) с n узлами соединения (рис.1.7, 2.7) к системе наполнения оболочки аэростатной части, объединенных в один выходной трубопровод (рис.1.3, 2.3), к которому крепят гибкий шланг наполнения оболочки аэростатной части, одновременно являющийся подвесом для полезной нагрузки, пристыкованной к стыковочному узлу (рис 1.2, 2.2); системы наполнения оболочки аэростатной части, состоящей из пускового пироклапана, вводимого по команде механического датчика, емкости с рабочим газом (легче воздуха) (рис 2.12), которую присоединяют к узлу распределения и подачи газа (рис 2.11) по n трубопроводам (рис.2.9), установленных относительно полезной нагрузки (рис.2.10), огибающих ее по ширине, при этом количество трубопроводов и их диаметр зависят от необходимой скорости наполнения аэростатной оболочки, пиротехнических резаков, (рис.2.8) установленных на трубопроводах, вводимых под действием датчика давления и осуществляющих разъединение системы наполнения оболочки аэростатной части от стыковочного узла (после исчерпания запасов рабочего газа).
Описанное устройство работает следующим образом. При подготовке к запуску, полезную нагрузку присоединяют к стыковочному узлу (рис 1.2, 2.2) с помощью n количества крепежных элементов, составляющих механическую связь стыковочного узла с полезной нагрузкой (рис.1.1, 2.1) и подсоединяют к разъему двухстороннего электрического сегмента стыковочного узла (рис.1.5, 2.5) шлейф электропитания, по которому от системы электропитания полезной нагрузки идет питание на систему изменения и поддержания заданной высоты полета. Подсоединяют к разъему двухстороннего информационного сегмента стыковочного узла (рис.1.4, 2.4) информационный шлейф соединяющий, приемник команд от потребителя на изменение высоты, в случае его наличия в составе полезной нагрузки, с системой изменения и поддержания заданной высоты полета (аэростатной части с полезной нагрузкой). К узлу распределения и подачи рабочего газа (рис 2.11) присоединяют резервуар (рис 2.12), объема равного необходимому количеству газа для ввода аэростатной части (наполнения оболочки аэростатной части). Запускают реактивный двигатель ракеты (рис 3.1) и выводят на заданную высоту аэростатную часть с полезной нагрузкой, затем срабатывает система отделения аэростатной части с полезной нагрузкой от ракеты (рис 3.2), после чего на аэростатной части с полезной нагрузкой срабатывает стабилизирующий парашют (рис 3.3), с помощью которого достигают параметров движения допустимых для дальнейшего ввода парашюта (рис 3.4), обеспечивающего развертывание и наполнение аэростатной оболочки (при наполнении купола основного парашюта тормозной парашют отсоединяется пиропатроном). После развертывания аэростатной оболочки (рис 3.5) срабатывают механические датчики системы наполнения, открывают пироклапан подачи рабочего газа из резервуара, рабочий газ поступает через систему трубопроводов в оболочку аэростатной части, наполняя ее. При наполнении оболочки до уровня, при котором отпадает необходимость в основном парашюте, срабатывает соответствующий данному состоянию датчик, и парашют отделяют с помощью пиропатрона (рис 3.6). После наполнения оболочки (рис 3.7) и исчерпания объема рабочего газа в резервуаре отстыковывают систему наполнения аэростатной части в результате срабатывания пиротехнических резаков по команде датчика. После выполнения данной операции срабатывает система изменения и поддержания заданной высоты полета, которая посредством полученных команд или установленного заранее значения команд (в систему управления), получая данные от бортового высотомера, датчиков давления и температуры, начинает производить манипуляции с рабочим газом по его закачке в мягкие балластные емкости или выкачивание рабочего газа из них, тем самым поддерживая длительное нахождения на заданной высоте или высотах, необходимых для выполнения задач, стоящих перед полезной нагрузкой (рис 3.8).
Для обеспечения безопасности окружающих при использовании данной системы в районах, где ее отработанные элементы могут нести угрозу, вводят дополнительно парашютную систему отработанной ракетной ступени, (рис 3.2а, 3.2б) состоящей из парашюта, механических датчиков, пиропатронов ввода парашюта. Вводится дополнительно малогабаритная парашютная система (рис 2.13), которая осуществляет торможение падения системы наполнения, делая ее безопасной для окружающих и состоящая из парашюта механических датчиков, пиропатронов ввода парашюта и (рис 3.7а).
Сходными признаками являются
1. Наличие оболочки у аэростатной части.
2. Наличие двухкаскадной парашютной системы, обеспечивающей торможение, стабилизацию и ввод аэростатной части с комплексом датчиков и пиропатронов ввода.
3. Наличие парашютной системы у системы наполнения оболочки аэростатной части.
Таким образом, представленные описания и чертежи позволяют сделать заключение о том, что заявляемое изобретение обладает новизной, отличаясь от прототипа такими существенными признаками, как:
1. Наличие средства доставки на заданную высоту в кратчайшее время.
2. Наличие системы изменения и поддержания заданной высоты полета, состоящей из компрессора, гибких трубопроводов, системы клапанов, датчиков давления и температуры, системы управления, высотомера, n мягких балластных емкостей меньшего объема, чем оболочка аэростатной части.
3. Наличие стыковочного узла, состоящего из двухстороннего электрического узла, двухстороннего информационного узла, механической связи, n трубопроводов с n узлами соединения к системе наполнения оболочки аэростатной части, объединенных в один выходной трубопровод, к которому крепят гибкий шланг наполнения оболочки аэростатной части, одновременно являющийся подвесом для полезной нагрузки, пристыкованной к стыковочному узлу. Данные составные части стыковочного узла смонтированы внутри силового элемента, сделанного из легкого прочного материала.
4. Потребители, расположенные в аэростатной части, и система электропитания полезной нагрузки с помощью стыковочного узла образуют единую систему электропитания. Питание потребителей аэростатной части (в данном случае системы изменения и поддержания высоты полета) осуществляется через электрический сегмент стыковочного узла от блока питания, входящего в состав системы электропитания полезной нагрузки.
5. Система наполнения оболочки аэростатной части, состоящая из пускового пироклапана, вводимого по команде механического датчика, емкости с рабочим газом, присоединяемая к узлу распределения и подачи газа по n трубопроводам, установленных относительно полезной нагрузки, огибая ее по ширине (n количество трубопроводов зависит от необходимой скорости наполнения аэростатной оболочки), пиротехнических резаков установленных на трубопроводах, вводимых под действием датчика давления и осуществляющих разъединение системы наполнения от стыковочного узла после исчерпания запасов рабочего газа.
Что позволяет выполнить поставленные задачи и сделать вывод о наличии изобретательского уровня и промышленной применимости.
Список использованных источников
1. Патент РФ 2028962, кл. В64В 1/62, 1992 г.
2. Патент РФ 2185999, кл. В64В 1/06, 2002 г.
3. Патент РФ 2390466, кл. В64В 1/24 26.02.2009 г.
4. Патент US 6805319 Заявлен: 7.06.2002 Выдан: 19.10.2004 г.
5. Патент РФ 2356787, кл. В64В 1/58 20.07.2007 г.
6. Воронцов В.А. Проектирование аэростатных зондов для исследования планет солнечной системы. М.: МАИ, 2009 г., с.42-43