ДВУХМЕРНЫЙ УСКОРИТЕЛЬ ПУСКА С БОЛЬШОЙ СКОРОСТЬЮ И МАЛЫМИ ЭНЕРГОЗАТРАТАМИ АППАРАТОВ В ОКОЛОЗЕМНЫЙ КОСМОС И ПО БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ ТРАЕКТОРИИ

Двухмерный ускоритель пуска с большой скоростью и малыми энерго-затратами аппаратов в околоземный космос и по баллистической траектории.
Полезная модель относится к авиации и космонавтике. Известны установки наземного базирования для пуска баллистических ракет и ракетоносителей космических аппаратов. Их недостаток в необходимости при пуске больших затрат энергии ракетоносителями для ускорения, преодоления земного притяжения и сил трения в плотных слоях атмосферы. Известны неэнергоемкие летательные аппараты типа аэростатов.
Задача полезной модели в увеличении достижимой скорости и минимизации энерго-затрат при выводе летательных аппаратов на околоземную орбиту или при пуске ракет по баллистической траектории.
Задача решается тем, что двухмерный ускоритель пуска летательных аппаратов (ЛА), содержащий аэростат, направляющие желобы для ЛА, дополнительно снабжен двигателем внутреннего сгорания или электродвигателем с валом, сопряженным с двумя или кратным двум числом стержней или телескопических желобов с местами крепления ЛА и через планетарный редуктор сопряженным с двумя или кратным двум числом стержней или телескопических желобов с местами крепления ЛА; снабжен блоком радиоуправления и местом крепления капсулы (для живого организма) с механизмом сцепления капсулы и желоба в окрестности вала.
На фиг. 1 показана схема двухмерного ускорителя пуска ЛА, где 1 - аэростат, 2 - двигатель, 3 - вал, 4 - планетарный редуктор, 5 - телескопический желоб, 6 - места крепления ЛА, 7 - блок радиоуправления, 8 - капсула, 9 - механизм сцепления.
Аэростат 1 используется для вывода устройства на высоту порядка 20 км в неплотные слои атмосферы для снижения вязкого сопротивления воздуха запускаемым аппаратам.
Двигатель 2 внутреннего сгорания или электродвигатель с частотой вращения меньше или порядка 100 Гц предназначен для 2-х мерного ускорения желобов с ракетами и придания ракетам в момент пуска большой скорости. Так при длине желоба R=5 м и угловой скорости w=100 об./сек. скорость может составить более V=3 км/сек.:
Вал 3 передает вращательный момент количества движения от двигателя к первой половине телескопических желобов 5 с аппаратами или ракетами 6.
Редуктор 4 передает вращательный момент от вала 3 ко второй половине телескопических желобов 5 с аппаратами или ракетами 6.
Блок радиоуправления 7 осуществляет дистанционное управление включением двигателя 2, измерением скорости вращения вала 3, пуском аппаратов или ракет 6.
Капсула 8 используется для помещения в нее живого организма, который вместе с одной из ракет 6 участвует в пуске, но без длительных перегрузок при разгоне и ускорении 6, а только с короткими перегрузками уже после завершения углового ускорения бис использованием для своего ускорения механизма сцепления 9.
2
Механизм сцепления 9 позволяет за несколько секунд с допустимым плавным возрастанием перегрузки организма синхронизировать угловую скорость у 6 и 9 с последующим их жестким сопряжением и отстыковкой вместе с другими летательными аппаратами или ракетами 6. Так, например, при допустимой перегрузке G=30g организма (g=9,8 м/сек.) на расстоянии 0,25 м от оси вращения при частоте вращения w=5,5 Гц, скорость летательного аппарата V на расстоянии R=100 м от оси в момент отстыковки вместе с капсулой, куда помещен организм, составит V=3460 м/сек.:
При допустимой перегрузке G<30g и увеличении частоты вращения до 10,3 Гц, в момент отстыковки вместе с капсулой на расстоянии R=27m, скорость полета аппарата составит V=1432 м/с, на расстоянии R=54m составит V=3413 м/с.
Устройство работает следующим образом. После достижения аэростатом 1 высоты порядка 20 км включается двигатель 2 и когда число оборотов его вала 3 составляет порядка 100 Гц телескопические желобы 5 разарриетируются (освобождаются) и под действием центробежных сил выдвигаются. С их концов осуществляется синхронная отстыковка 4п (п=1, 2, …) аппаратов или ракет (одномерных ускорителей) в разных направлениях благодаря использованию редуктора 4 с сохранением суммарного вращающего момента количества движения и устойчивости системы в целом. При наличии капсулы 8, перед вышеуказанной отстыковкой осуществляется ее равномерное угловое ускорение в течении нескольких секунд, синхронизация и жесткое сопряжение с одним из аппаратов 6 с использованием механизма сцепления 9.
Таким образом, с помощью описанного устройства двухмерного ускорителя ракет в момент отрыва, отстыковки им задается высокая скорость и топливо ракет расходуется только на непродолжительное преодоление сопротивления неплотных слоев атмосферы и набор высоты без необходимости большого расхода энергии на продолжительные ускорение, набор высоты и преодоление сопротивления плотных слоев атмосферы. Происходит увеличение достижимой скорости и минимизация энерго-затрат при выводе летательных аппаратов на околоземную орбиту или при пуске ракет по баллистической траектории.