RU2627902C2 - Способ и устройство для многократного вывода в космос и возвращения негабаритного груза и способ использования негабаритного груза на других планетах - Google Patents
Способ и устройство для многократного вывода в космос и возвращения негабаритного груза и способ использования негабаритного груза на других планетах Download PDFInfo
- Publication number
- RU2627902C2 RU2627902C2 RU2012132664A RU2012132664A RU2627902C2 RU 2627902 C2 RU2627902 C2 RU 2627902C2 RU 2012132664 A RU2012132664 A RU 2012132664A RU 2012132664 A RU2012132664 A RU 2012132664A RU 2627902 C2 RU2627902 C2 RU 2627902C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas
- shell
- rocket
- space
- cargo
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 16
- 239000002775 capsule Substances 0.000 claims abstract description 37
- 229910052734 helium Inorganic materials 0.000 claims abstract description 17
- 239000001307 helium Substances 0.000 claims abstract description 17
- SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N helium atom Chemical compound [He] SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 17
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims description 42
- 239000003570 air Substances 0.000 claims description 20
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 claims description 11
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 9
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 claims description 7
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 claims description 7
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 claims description 7
- -1 for example Substances 0.000 claims description 6
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 6
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 5
- 239000003795 chemical substances by application Substances 0.000 claims description 5
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 5
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 5
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims description 4
- 230000003068 static effect Effects 0.000 claims description 4
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 claims description 3
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 claims description 3
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims description 3
- CREMABGTGYGIQB-UHFFFAOYSA-N carbon carbon Chemical compound C.C CREMABGTGYGIQB-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 2
- 239000011203 carbon fibre reinforced carbon Substances 0.000 claims description 2
- 230000009194 climbing Effects 0.000 claims description 2
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims description 2
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims description 2
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 claims description 2
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 2
- 239000003779 heat-resistant material Substances 0.000 claims description 2
- 150000002431 hydrogen Chemical class 0.000 claims description 2
- 239000007769 metal material Substances 0.000 claims description 2
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 claims description 2
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 claims description 2
- JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N phencyclidine Chemical compound C1CCCCN1C1(C=2C=CC=CC=2)CCCCC1 JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 2
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 claims description 2
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 claims description 2
- 239000002966 varnish Substances 0.000 claims description 2
- 238000009827 uniform distribution Methods 0.000 claims 2
- 239000003380 propellant Substances 0.000 claims 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000004744 fabric Substances 0.000 abstract description 2
- 239000010408 film Substances 0.000 abstract description 2
- 239000011888 foil Substances 0.000 abstract description 2
- 239000000969 carrier Substances 0.000 abstract 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 2
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 2
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 2
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 2
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 2
- 101100441413 Caenorhabditis elegans cup-15 gene Proteins 0.000 description 1
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 230000000740 bleeding effect Effects 0.000 description 1
- 238000005520 cutting process Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 239000013013 elastic material Substances 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000000605 extraction Methods 0.000 description 1
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 1
- 230000000630 rising effect Effects 0.000 description 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 1
- 239000010802 sludge Substances 0.000 description 1
- 239000002689 soil Substances 0.000 description 1
- 238000005303 weighing Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/002—Launch systems
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/14—Space shuttles
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/401—Liquid propellant rocket engines
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/409—Unconventional spacecraft propulsion systems
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/62—Systems for re-entry into the earth's atmosphere; Retarding or landing devices
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Plasma & Fusion (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Группа изобретений относится к методам и средствам доставки негабаритных грузов (НГ) в космос и их возвращения на поверхность небесного тела. Выводимый НГ опоясывают ступенями носителей торообразной формы, повторяющей очертания НГ. Ракетные двигатели ступеней создают тягу, равномерную по экватору торов. Обтекатель НГ и другие оболочечные элементы (например, центральное тело нижней части ракетной системы носителя) выполняют по газоопорной схеме, используя (жаро)прочные ткани, пленки или фольгу. При наддуве оболочек гелием создается аэростатическая сила на участке полета в атмосфере. При использовании для спуска НГ капсул в форме «фары», на поверхности небесного тела могут быть созданы многокупольные объекты с общим внутренним пространством путем герметичного соединения капсул по вырезам их боковых стенок. Техническим результатом является расширение функциональных возможностей носителей НГ и снижение затрат, потребных для вывода в космос, эксплуатации и возвращения НГ. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 8 ил.
Description
Группа изобретений относится к области космонавтики и касается создания ракет-носителей сверхтяжелого класса, выводящих в космос грузы больших размеров и сложной конфигурации, а также - создания индустрии космических аттракционов, орбитальных отелей для космических круизов без кораблей обслуживания (туристы находятся в люксовых каютах кольцевой станции при старте на орбиту и при его возвращении) межпланетных станций, больших астрофизических научных комплексов в открытом космосе и даже целых университетов с астрофизическими инструментами, лабораториями, жилыми отсеками и аудиториями. Изобретения позволят максимально использовать части негабаритного груза, которые используют при перелетах между планетами, и которые становятся ненужными в конце полета - для строительства поселений на других планетах, что может даже конкурировать с проектами строительства обитаемых баз из местных ресурсов, с использованием строительных 3D-принтеров.
Предшествующий уровень техники
Из уровня техники известен способ многократного вывода в космос и возвращения негабаритных грузов, когда их делят на отдельные модули или используют сложные складные конструкции, которые выводят поэтапно в космос многочисленными запусками ракет носителей и там производят сборку со сложными и энергетически затратными операциями, многодельностью и ограниченным качеством конструкций собранных в космосе. Кроме того ракеты носители для вывода в космос имеют только частичную многоразовость использования ступеней (Спейс Шаттл) а орбитальные возвращаемые средства, имеют большие удельные нагрузки на несущую площадь От 100 кг/м.кв до 200 кг/м.кв для крылатых аппаратов Типа Спэйс Шаттл, и более 200 кг/м.кв для капсул кораблей Аполлон или Союз. Что делает необходимым применение теплозащитных плиток или специальных тяжелых абляционных покрытий. Которые резко снижают полезный вес возвращаемого груза и создает значительные перегрузки.
Также данный способ и устройства не позволяют выводить космические конструкции, которые значительно превышают габариты грузовых отсеков, а также данные устройства ограничивают применение для вывода грузов значительной массы, вследствие, особенностей конструкций таких ракет носителей иметь сосредоточенные в одном месте ракетные двигатели очень высокой мощности а также сфокусированные в одном месте акустические и вибрационные нагрузки которые резко ограничивают грузоподъемность ракет и подъем грузов массой свыше 200 тонн. Известен также способ и устройство перемещения грузов в космическом пространстве, где груз помещают внутрь тороидальной емкости, с эллиптическим сечением разгонный блок Бриз-М который имеет ограниченное применение только как одноступенчатый разгонный блок на последних ступенях ракет носителей или взлета с планет лишенных атмосферы, но не позволяет выводить грузы с планет имеющих атмосферу.
Кроме того известны устройства в который используют подъемную силу воздушных шаров для подъема ракеты на максимально возможную высоту после чего осуществляют запуск ракеты носителя. Недостатком такого способа является большие размеры оболочек аэростатов и небольшой вес ракет носителей, а также нулевая скорость высотного старта. Кроме того данный способ не позволяет осуществлять управляемое возвращение использованных ступеней к месту старта используя ту же оболочку что и во время подъема, и без использования дорогих транспортно-спасательных средств.
Ближайшими аналогами являются технические решения, описанные в заявке на изобретение RU 2005108919 A1.
Целью настоящей группы изобретений является устранение указанных выше недостатков, это достигается тем, что ракетные двигатели выполняют в виде линейного кольцевого блока двигателей по всей нижней торцевой части тороидальной ступени, а а для защиты негабаритного груза на атмосферном участке выведения обтекатель негабаритного груза выполняют в виде газоопорной конструкции, состоящей из герметичной силовой оболочки, жесткость которой обеспечивают избыточным давлением газа легче воздуха, например, гелия при этом обтекатель используют для дополнительной аэростатической тяги на начальном участке полета в атмосфере и на участке спасения отработанной верхней тороидальной ступени, к которой он крепиться, причем для исключения донного сопротивления и улучшения условий истечения ракетной струи нижнюю часть ракетной системы, образованной указанными элементами, снабжают газоопорной конструкцией в виде центрального тела, выполненного из жаропрочной тонкостенной оболочки, жесткость которой придают так же избыточным давлением газа легче воздуха, при этом оболочку центрального тела используют для спасения другой ступени, к которой ее крепят, а для управления и улучшения путевой устойчивости часть передней вспомогательной камеры оболочки снабжают кольцевой топливной емкостью, на которой крепят ракетные двигатели по окружности, при этом управление курсом указанной ракетной системы осуществляют изменением вектора тяги двигателей и выходом избыточного газа при увеличении давления внутри оболочки обтекателя при наборе высоты ракетной системы, при этом соблюдают условие того, чтобы статическая подъемная сила внутри вспомогательной камеры была больше веса оболочки обтекателя вместе с кольцевой емкостью и управляющими двигателями по меньшей мере на участке предварительного набора высоты, кроме того, спасение указанных торовых ступеней осуществляется путем их торможения в атмосфере посредством газоопорных оболочек и парашютирования, с частичной аэростатической подъемной силой, которую обеспечивает газоопорный газ, например, гелий или горячий атмосферный газ, поступающий внутрь оболочки обтекателя или центрального тела при торможении через специальные воздухозаборные карманы с обратными клапанами, а возвращение негабаритного груза производят путем помещения его внутрь герметичной аэродинамической капсулы в форме «фары», выполненной из тонкой жаропрочной оболочки, жесткость которой обеспечивают избыточным давлением газа легче воздуха, например, гелием или горячим воздухом, поступающим внутрь оболочки через воздухозаборные карманы с обратными клапанами, причем соблюдено условие отношения массы капсулы с грузом к ее площади от 0,1 до 50 кг/м2, для комфортного входа в атмосферу для, например, туристов находящихся внутри негабаритного груза, и его конструктивных элементов, причем спуск в атмосфере, парашютирование и мягкое приземление негабаритного груза и ступеней производят, используя аэростатическую силу, для чего в качестве газовой опоры герметичной оболочки капсулы или обтекателей используют гелий или горячий воздух, например, наполняя ими оболочку на конечном этапе входа в атмосферу, при этом, возвращение модуля с грузом и ступеней к месту старта могут осуществлять путем висением в подвижных слоях атмосферы с использованием аэростатической подъемной силы, при этом выбирают попутное направление течения воздушного слоя к месту базирования, например, экваториальные пассаты, причем в непосредственной близости от места старта аэростатическую силу модуля и возвращаемых ступеней уменьшают для обеспечения точной посадки, например, на водную поверхность возле места старта, возможно создание устройства для многократного вывода в космос и возвращения негабаритного груза, содержащее ракетные ступени с тороидальными топливными емкостями, тандемно соединенные друг с другом, а также аэростатические и аэродинамические средства защиты, торможения в атмосфере и плавного спуска на Землю, которое будет снабжено центральным телом, газоопорным обтекателем, количество указанных ступеней равно двум, при этом полезный груз выполнен с возможностью крепления только к верхней ступени, а нижняя ступень является платформой, на которой он лежит, газоопорный обтекатель закреплен на торце или периферии верхней тороидальной емкости, а центральное тело - на торце или периферии нижней тороидальной емкости, причем для обеспечения жесткости верхнюю часть газоопорного обтекателя снабжают отдельной вспомогательной камерой, выполненной из тонкого жаропрочного металла или композиционного материала, например, типа углерод-углерод, которую заполняют гелием или водородом под давлением большим чем в остальной части обтекателя, при этом центральное тело может быть выполнено в виде топливной емкости, негабаритный груз расположен на торообразной топливной емкости второй ступени, причем для равномерного распределения тяговой нагрузки от маршевых ракетных двигателей топливная емкость центрального тела первой ступени имеет форму конуса, основание которого равномерно подпирает груз по всей площади, а боковая поверхность конусной емкости снабжена многоярусными кольцевыми блоками ракетных двигателей с кольцевыми щелевыми соплами, распределенными по высоте емкости, причем, конусная емкость ступенчато сужается к нижней части каждого яруса, находящейся под кольцевым щелевым соплом так, что внешняя поверхность оболочки выполняет функцию поверхности центрального тела, организующего расширение истекающей из щелевого сопла реактивной струи и обеспечивающего охлаждение находящимися внутри компонентами топлива стенки емкости, при этом давление внутри емкости, полученное в результате теплообмена, используется для наддува этой емкости, устройство может быть приспособлено для негабаритного груза в виде кольцевой космической станции с рефлектором и центробежной гравитацией, размещаемой внутри герметичной оболочечной конструкции, выполненной в форме «фары», форму и жесткость которой придают и поддерживают избыточным давлением газа легче воздуха, экваториальную часть выполняют в виде полого тора, являющегося грузовым или обитаемым отсеком космической станции, причем донная часть сегмента выполнена в виде параболического рефлектора в оптическом или радиодиапазонах а верхняя коническая прозрачная, вершина купола конической части снабжена облучателем и внешним стыковочным модулем с узлом противовращения и имеет фокальную высоту от параболического дна, точность которой регулируют осевой трубчатой осью с внутренним герметичным каналом для перемещения людей и грузов, один конец которого крепят к облучателю, а другой - к центру силовой многолучевой крестовины, концы лучей которой крепятся внутри экваториального торового отсека, причем крестовина имеет герметичные полости для перемещения пассажиров и грузов, связанные с тором, центральная осевая часть крестовины имеет герметичный цилиндрический отвод за пределы внутреннего пространства капсулы и выходит из параболического днища, оканчиваясь стыковочным отсеком для приема космических аппаратов в космосе, с узлом противовращения, предназначенным для компенсации вращения всей капсулы, которую закручивают в космосе для создания центробежной гравитации в отсеках торового кольца, при этом для вывода в космос такая капсула прикреплена к замкнутым пустотелым торовым ступеням, заполненных ракетным топливом, в нижней торцевой части таких торовых ступеней располагают ракетные двигатели, причем к верхней кольцевой ступени по периферии крепят герметичную оболочку обтекателя, выполненного из жаропрочного материала, верхняя часть которого разделена на два отсека диафрагмой, которая образует верхнюю вспомогательную камеру, заполненную гелием или водородом с избыточным давлением и создающую статическую подъемную силу, по окружности диафрагмы закреплено силовое кольцо в виде узкого пустотелого тора с топливом и ракетными двигателями, расположенными по периферии кольца, причем двигатели крепят шарнирно к кольцу для управления вектором тяги, нижняя кольцевая ступень снабжена газоопорным центральным телом, выполненным из жаропрочной тонкостенной оболочки, которая крепиться к периферийной части нижней кольцевой ступени, причем основание газоопорного центрального тела усилено дополнительным жаропрочным покрытием, например, аблирующим лаком на длину критической температуры факела двигателя, а в нижней части центрального тела располагают дренажные клапаны для сброса давления, при подъеме ракетной системы в атмосфере, при этом облучатель можно снабдить теплообменником для нагрева рабочего тела или теплового агента, при этом нагретое рабочее тело, например, водород, гелий, воздух или вода - нагретые в теплообменнике, использованы для создания реактивной струи для ориентации и маневров в космосе, а тепловой агент использован для энергетических нужд, например, для работы электрогенератора, при этом капсула полезного груза имеет возможность ориентации рефлектором на Солнце, фокусируя его лучи на теплообменнике, кроме того, после спуска груза на другую планету с помощью капсул в форме «фары», оболочки капсул можно объединить в многокупольные объекты с общим герметичным внутренним пространством путем их герметичного соединения боковыми сторонами, для чего на боковых поверхностях капсул по окружности, располагают арки снабженные устройствами для герметичного соединения с другими арками, расположенными на других капсулах, при этом указанное внутреннее пространство образуют путем удаления частей поверхности оболочек внутри арок, капсулу можно спустить так же и на поверхность небесного тела лишенного атмосферы, например на астероид.
Краткое описание чертежей.
На Фиг. 1 схематично представлен способ вывода в космос негабаритных грузов, возможных конфигураций.
На Фиг. 2 схематично представлен общий вид устройства и расположения ракетных ступеней с двигателями для вывода в космос и возвращения обратно, негабаритного груза в виде возвращаемой капсулы «фары».
На Фиг. 3 - схема основных этапов полета многоразового устройства вывода в космос и возвращения негабаритных грузов.
На Фиг. 4 - общий вид устройства для многоразового вывода в космос и возвращения обратно негабаритного груза в виде, кольцевого объекта со сплошной внутренней плоской, двояковыпуклой или выпукло-вогнутой поверхностью - рефлектором с силовым тороидальным кольцом с внутренним пространством для размещения пассажиров и грузов.
На фиг. 5 - схематичное представление этапов предстартовой подготовки устройства для вывода негабаритных грузов в космос при старте с водной поверхности и с грунта без использования дорогих стартовых комплексов.
На фиг. 6 показано многоярусное расположение кольцевых ракетных двигателей с кольцевыми щелевыми соплами с распределением их по конусообразному днищу первой ступени.
На Фиг. 7 показан способ объединения значительного количества негабаритных грузов в виде отдельных капсул в один герметичный обитаемый купол.
На фиг. 8 изображены варианты доставки в космос негабаритных грузов различных назначения и конфигурации.
ВАРИАНТЫ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЙ
Негабаритный груз 1 размещают на торовых ступенях 3 и 4, количество которых выбирают от 2 до 10 с конфигурацией, близкой к экваториальному его сечению Фиг. 1 данные ступени состоят из топливных емкостей и ракетных двигателей 2 Возможно размещение дополнительных разгонных ступеней 5 на выводимом в космос грузе 1. К верхней торовой ступени 4 крепят газоопорный обтекатель 6 с внутренним избыточным давлением Р2 выполненный из тонкостенной оболочки, а нижнюю ступень 3 снабжают газоопорным центральным телом, выполненным также из тонкостенной газоопорной оболочки с давлением Р3, являющимся соплом ракетных двигателей нижней торовой ступени 3.
Возможно устройство для многоразового вывода в космос и возвращения негабаритного груза в виде параболических или отражающих поверхностей, в которых силовое кольцо выполняют пустотелым, с герметичным внутренним пространством в виде обитаемых или грузовых отсеков Фиг. 2, причем негабаритный груз выполняют в виде «фары», где оболочка капсулы выполнена из фольги или эластичного материала, пленки, ткани и приобретает жесткость избыточным давлением газа Р4 легче воздуха например гелием. При этом капсула 1 и ступени 3 и 4 Фиг. 3 имеют отношение веса к площади 0,1-50 кг.м.кв. что позволяет обходится без дополнительной парашютной системы приземления. Капсула и ступени при возвращении используют площадь газоопорных оболочек для торможения ориентации и спуска в атмосфере планет используя частичную аэростатическую подъемную силу, что позволяет например подхватывать ступени при спуске буксировочными вертолетами и транспортировать их для повторного использования.
Кроме того устройство 1 многоразового использования для вывода в космос и возвращения негабаритного груза в виде орбитальной кольцевой станции выполненной в виде капсулы «фара» (Фиг.4) содержит параболический рефлектор 18 являющийся днищем капсулы, радиальные лучи 17 с внутренним герметичным пространством для перемещения людей и грузов, из торового отсека, в осевую часть выполненную в виде ступицы 16 и струны 14 которая регулирует и фиксирует фокусное расстояние от чаши отражателя 18 до облучателя 15, внутреннее пространство которого соединяется с отсеком противовращения 13 имеющего стыковочные узлы и шлюзовую камеру. Капсулу помещают внутрь кольцевых ступеней 4 и 3 имеющих ракетные двигатели 2 и закрепляют пиро-крепежными элементами 19. При этом к верхней ступени 4 крепят газоопорный обтекатель 6 а к нижней газоопорное центральное тело в виде осевого сопла 7.
Газоопорный обтекатель разделен на два отсека диафрагмой 11 с периферийным силовым кольцом 9 являющимся топливной емкостью для двигателей ракетных или воздушно-реактивных 8, вектором тяги которых управляют путем поворота сопел на различные углы, тем самым управляя путевой устойчивостью всей ракетной системы. Вспомогательный отсек заполнен гелием с давлением Р1 и по мере подъема в атмосфере на активном участке, стравливается через клапаны 12. Для защиты оболочки от раскаленных струй двигателей часть оболочки имеет защитную накладку 10.
В облучателе 15 также размещают теплообменники для нагрева рабочего тела для ракетных двигателей маневрирования и нагрева теплового агента, для энергетических нужд, для работы, которых капсулу ориентируют внутренней чашей днища капсулы на Солнце.
На Фиг. 5 показан возможный способ подготовки к старту газоопорного обтекателя. Здесь емкости с топливом и полезным грузом размещают на поверхности воды или грунта, причем для обеспечения безопасного расстояния среза сопел маршевых двигателей над поверхностью стартовой площадки, под двигателями делают радиальные газоотводные каналы при старте с грунта или ставят емкости на поплавки при старте с воды, возможен так же запуск двигателей под водой.
Для исключения воздействия ветра на газоопорный обтекатель в процессе приготовления к запуску полузаполненную подъемным газом его часть придерживают у поверхности причальными концами и непосредственно перед запуском концы освобождают и поднимают вспомогательную камеру 11 с обтекателем 6 в вертикальное положение после чего сначала включают ракетные двигатели 8 на вспомогательном отсеке 11 обтекателя 6 затем после необходимого натяжения в вертикальном направлении оболочки обтекателя запускают стартовые двигатели 2 на взлетной ступени 3, по мере подъема ракеты ее можно закрутить вокруг продольной оси для гиростабилизации, при подъеме оболочка расправляется под действием внутреннего давления Р2 и уже на высоте около 3-5 км приобретает плотную обтекаемую форму, а при максимальном скоростном напоре набегающего потока давление во вспомогательной камере и жесткий аэродинамический наконечник 19 в ее верхней части, обеспечивает необходимую жесткость формируя устойчивый конус скачка уплотнения. Избыток давления газа в обтекателе понижают по мере подъема, стравливая газ через автоматические клапаны 12.
Далее на высоте около 40 км оболочка 6 с вспомогательной камерой 11 снабженной жестким наконечником 19 и форсажными двигателями управления по курсу 8 отделяется в месте ее соединения 20 Фиг. 4 со второй ступенью и спускается на планету в парашютно-аэростатическом режиме, за счет газа Р1 внутри вспомогательной камеры 11. в то время как ступени с грузом продолжают дальнейший разгон, после отработки первой ступени 3 Фиг. 3 ее отделяют и спускают на землю также в парашютно-аэростатическом режиме предварительно расправив вкладыш 21 давлением Р3. При этом аэродинамические нагрузки на ступень не превышают 10-50 кг/м2.
После выработки второй ступени ее отделяют от груза и третьей ступени и так же спускают на землю, как и первую, предварительно расправив вкладыш 22 давлением Р6. Далее полезная нагрузка осуществляет довывод на орбиту используя емкость 5. А также солнечные лучи для подогрева водорода который пропускают через чашу излучателя 15 и испускают через сопла. На орбите полезный груз если это кольцевой объект с пассажирами может быть закручена для искусственной гравитации. Для стыковки с другими объектами предусмотрены стыковочные узлы противовращения 13.
Осуществив орбитальную задачу, груз 1 спускают, используя аэродинамическую форму оболочки 23 сформированной давлением Р4. при этом ее ориентируют к потоку под необходимым углом и закручивают относительно вертикальной оси для гиростабилизации. При попадании в слой с попутным ветровым потоком во время снижения груз может совершать горизонтальные перелеты на длинные дистанции, более 200 км. при этом возможна установка тяговых воздушно реактивных двигателей 24 для вертикального маневрирования, (управления высотой, разворотами и т.п.). Посадку ступени и негабаритного груза осуществляют на воду или твердую поверхность.
Посадку можно также совершать на других небесных телах Фиг. 7. При этом после посадки возможно объединение внутреннего пространства оболочек 23 с другими аналогичными путем их соединения с помощью, например, специальных герметичных замков 25 типа молния, причем с помощью такого модульного наращивания герметичного пространства, а после удаления площадей объединения 26 внутри линии замков 25 внутри него возможно строительство целых поселков с искусственным климатом и общим герметичным пространством., что не маловажно для создания садов на Марсе и его спутниках или например на спутнике Сатурна Титане. На фиг. 8 изображены варианты доставки грузов различной конфигурации в космос.
ЛИТЕРАТУРА
С.П. Уманский Ракеты-носители. Космодромы. М., Изд-во Рестарт +. 2001 - 216 с.
К. Гэтланд. Ракетно-Космическая Техника. М. 1989. Изд. Мир.
Claims (9)
1. Способ многократного вывода в космос и возвращения негабаритного груза, включающий размещение негабаритного груза на ракетных ступенях, тандемно соединённых друг с другом, выполненных в виде торов с формой, повторяющей очертания негабаритного груза, и снабжённых ракетным двигателями, расположенными на взаимном максимальном расстоянии так, чтобы обеспечить равномерное распределение тяги и вибро-акустических нагрузок ракетных двигателей по нижней окружной поверхности в соответствии с концентрацией массы по периметру выводимого негабаритного груза, а также использование аэростатических и аэродинамических средств защиты, торможения в атмосфере и плавного спуска на Землю, отличающийся тем, что ракетные двигатели выполняют в виде линейного кольцевого блока двигателей по всей нижней торцевой части тороидальной ступени, а для защиты негабаритного груза на атмосферном участке выведения обтекатель негабаритного груза выполняют в виде газоопорной конструкции, состоящей из герметичной силовой оболочки, жесткость которой обеспечивают избыточным давлением газа легче воздуха, например, гелия, при этом обтекатель используют для дополнительной аэростатической тяги на начальном участке полета в атмосфере и на участке спасения отработанной верхней тороидальной ступени, к которой он крепится, причем для исключения донного сопротивления и улучшения условий истечения ракетной струи нижнюю часть ракетной системы, образованной указанными элементами, снабжают газоопорной конструкцией в виде центрального тела, выполненного из жаропрочной тонкостенной оболочки, жесткость которой придают также избыточным давлением газа легче воздуха, при этом оболочку центрального тела используют для спасения другой ступени, к которой её крепят, а для управления и улучшения путевой устойчивости часть передней вспомогательной камеры оболочки снабжают кольцевой топливной емкостью, на которой крепят ракетные двигатели по окружности, при этом управление курсом указанной ракетной системы осуществляют изменением вектора тяги двигателей и выходом избыточного газа при увеличении давления внутри оболочки обтекателя при наборе высоты ракетной системы, при этом соблюдают условие того, чтобы статическая подъемная сила внутри вспомогательной камеры была больше веса оболочки обтекателя вместе с кольцевой емкостью и управляющими двигателями по меньшей мере на участке предварительного набора высоты.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что спасение указанных торовых ступеней осуществляется путем их торможения в атмосфере посредством газоопорных оболочек и парашютирования с частичной аэростатической подъемной силой, которую обеспечивает газоопорный газ, например гелий или горячий атмосферный газ, поступающий внутрь оболочки обтекателя или центрального тела при торможении через специальные воздухозаборные карманы с обратными клапанами, а возвращение негабаритного груза производят путем помещения его внутрь герметичной аэродинамической капсулы в форме «фары», выполненной из тонкой жаропрочной оболочки, жесткость которой обеспечивают избыточным давлением газа легче воздуха, например гелием или горячим воздухом, поступающим внутрь оболочки через воздухозаборные карманы с обратными клапанами, причём соблюдено условие отношения массы капсулы с грузом к её площади от 0,1 до 50 кг/м2, причём спуск в атмосфере, парашютирование и мягкое приземление негабаритного груза и ступеней производят, используя аэростатическую силу, для чего в качестве газовой опоры герметичной оболочки капсулы или обтекателей используют гелий или горячий воздух, например, наполняя ими оболочку на конечном этапе входа в атмосферу.
3. Способ по п.1, отличающийся тем, что возвращение модуля с грузом и ступеней к месту старта осуществляют путём висения в подвижных слоях атмосферы с использованием аэростатической подъемной силы, при этом выбирают попутное направление течения воздушного слоя к месту базирования, например экваториальные пассаты, причем в непосредственной близости от места старта аэростатическую силу модуля и возвращаемых ступеней уменьшают для обеспечения точной посадки, например, на водную поверхность возле места старта.
4. Устройство для многократного вывода в космос и возвращения негабаритного груза, содержащее ракетные ступени с тороидальными топливными емкостями, тандемно соединённые друг с другом, а также аэростатические и аэродинамические средства защиты, торможения в атмосфере и плавного спуска на Землю, отличающееся тем, что снабжено центральным телом, газоопорным обтекателем, количество указанных ступеней равно двум, при этом полезный груз выполнен с возможностью крепления только к верхней ступени, а нижняя ступень является платформой, на которой он лежит, газоопорный обтекатель закреплен на торце или периферии верхней тороидальной емкости, а центральное тело – на торце или периферии нижней тороидальной емкости, причем для обеспечения жесткости верхнюю часть газоопорного обтекателя снабжают отдельной вспомогательной камерой, выполненной из тонкого жаропрочного металла или композиционного материала, например, типа углерод-углерод, которую заполненяют гелием или водородом под давлением большим, чем в остальной части обтекателя.
5. Устройство по п.4, отличающееся тем, что центральное тело выполнено в виде газоопорной топливной емкости, негабаритный груз расположен на торообразной топливной емкости второй ступени, причем для равномерного распределения тяговой нагрузки от маршевых ракетных двигателей топливная емкость центрального тела первой ступени имеет форму конуса, основание которого равномерно подпирает груз по всей площади, а боковая поверхность конусной емкости снабжена многоярусными кольцевыми блоками ракетных двигателей с кольцевыми щелевыми соплами, распределенными по высоте емкости, причем конусная емкость ступенчато сужается к нижней части каждого яруса, находящейся под кольцевым щелевым соплом так, что внешняя поверхность оболочки выполняет функцию поверхности центрального тела, организующего расширение истекающей из щелевого сопла реактивной струи и обеспечивающего охлаждение находящимися внутри компонентами топлива стенки емкости, при этом давление внутри емкости, полученное в результате теплообмена, используется для наддува этой емкости.
6. Устройство по п.4, отличающееся тем, что приспособлено для негабаритного груза в виде кольцевой космической станции с рефлектором и центробежной гравитацией, размещаемой внутри герметичной оболочечной конструкции, выполненной в форме «фары», форму и жесткость которой придают и поддерживают избыточным давлением газа легче воздуха, экваториальную часть выполняют в виде полого тора, являющегося грузовым или обитаемым отсеком космической станции, причем донная часть сегмента выполнена в виде параболического рефлектора в оптическом или радиодиапазонах, а верхняя коническая прозрачная вершина купола конической части снабжена облучателем и внешним стыковочным модулем с узлом противовращения и имеет фокальную высоту от параболического дна, точность которой регулируют осевой трубчатой осью с внутренним герметичным каналом для перемещения людей и грузов, один конец которого крепят к облучателю, а другой - к центру силовой многолучевой крестовины, концы лучей которой крепятся внутри экваториального торового отсека, причем крестовина имеет герметичные полости для перемещения пассажиров и грузов, связанные с тором, центральная осевая часть крестовины имеет герметичный цилиндрический отвод за пределы внутреннего пространства капсулы и выходит из параболического днища, оканчиваясь стыковочным отсеком для приема космических аппаратов в космосе, с узлом противовращения, предназначенным для компенсации вращения всей капсулы, которую закручивают в космосе для создания центробежной гравитации в отсеках торового кольца, при этом для вывода в космос такая капсула прикреплена к замкнутым пустотелым торовым ступеням, заполненным ракетным топливом, в нижней торцевой части которых располагают ракетные двигатели, причем к верхней кольцевой ступени по периферии крепят герметичную оболочку обтекателя, выполненного из жаропрочного материала, верхняя часть которого разделена на два отсека диафрагмой, которая образует верхнюю вспомогательную камеру, заполненную гелием или водородом с избыточным давлением и создающую статическую подъемную силу, по окружности диафрагмы закреплено силовое кольцо в виде узкого пустотелого тора с топливом и ракетными двигателями, расположенными по периферии кольца, причём двигатели крепят шарнирно к кольцу для управления вектором тяги, нижняя кольцевая ступень снабжена газоопорным центральным телом, выполненным из жаропрочной тонкостенной оболочки, которая крепится к периферийной части нижней кольцевой ступени, причем основание газоопорного центрального тела усилено дополнительным жаропрочным покрытием, например аблирующим лаком, на длину критической температуры факела двигателя, а в нижней части центрального тела расположены дренажные клапаны для сброса давления при подъеме ракетной системы в атмосфере.
7. Устройство по п.6, отличающееся тем, что облучатель снабжают теплообменником для нагрева рабочего тела или теплового агента, при этом нагретое рабочее тело, например водород, гелий, воздух или вода, нагретые в теплообменнике, использовано для создания реактивной струи для ориентации и маневров в космосе, а тепловой агент использован для энергетических нужд, например для работы электрогенератора, при этом капсула полезного груза имеет возможность ориентации рефлектором на Солнце, фокусируя его лучи на теплообменнике.
8. Способ использования негабаритного груза на других планетах, включающий торможение и спуск груза на планету, отличающийся тем, что после спуска груза на планету с помощью капсул в форме «фары», оболочки капсул объединяют в многокупольные объекты с общим герметичным внутренним пространством путем их герметичного соединения боковыми сторонами, для чего на боковых поверхностях капсул по окружности располагают арки, снабженные устройствами для герметичного соединения с другими арками, расположенными на других капсулах, при этом указанное внутреннее пространство образуют путём удаления частей поверхности оболочек внутри арок.
9. Способ по п. 8, отличающийся тем, что указанные капсулы спускают на поверхность небесного тела, лишенного атмосферы, например на астероид.
Priority Applications (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012132664A RU2627902C2 (ru) | 2012-07-31 | 2012-07-31 | Способ и устройство для многократного вывода в космос и возвращения негабаритного груза и способ использования негабаритного груза на других планетах |
PCT/RU2013/000657 WO2014021741A2 (ru) | 2012-07-31 | 2013-07-31 | Способ многократного вывода в космос и возвращения негабаритного груза и устройство его осуществления |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012132664A RU2627902C2 (ru) | 2012-07-31 | 2012-07-31 | Способ и устройство для многократного вывода в космос и возвращения негабаритного груза и способ использования негабаритного груза на других планетах |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2012132664A RU2012132664A (ru) | 2014-02-20 |
RU2627902C2 true RU2627902C2 (ru) | 2017-08-14 |
Family
ID=50028618
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012132664A RU2627902C2 (ru) | 2012-07-31 | 2012-07-31 | Способ и устройство для многократного вывода в космос и возвращения негабаритного груза и способ использования негабаритного груза на других планетах |
Country Status (2)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2627902C2 (ru) |
WO (1) | WO2014021741A2 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2736657C1 (ru) * | 2019-10-21 | 2020-11-19 | Владимир Федорович Петрищев | Многоразовая космическая транспортная система для массовой доставки с околоземной орбиты на окололунную орбиту туристов или полезных грузов и последующего возвращения на землю |
RU2771550C1 (ru) * | 2021-07-27 | 2022-05-05 | Сергей Иванович Ивандаев | Способ возврата ракетной ступени на землю и ракетная ступень для реализации этого способа |
Families Citing this family (18)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8878111B2 (en) | 2009-02-24 | 2014-11-04 | Blue Origin, Llc | Bidirectional control surfaces for use with high speed vehicles, and associated systems and methods |
RU2621805C2 (ru) * | 2015-11-25 | 2017-06-07 | Виктор Маркович Гурвич | Транспортное средство для межпланетного сообщения (варианты) |
JP2019520255A (ja) * | 2016-06-01 | 2019-07-18 | ブルー オリジン エルエルシー | 悪天候アジリティスラスタならびに関連システムおよび方法 |
GB2558949A (en) * | 2017-01-24 | 2018-07-25 | Carpe Astra Ltd | A flying craft |
US11273932B2 (en) | 2017-09-10 | 2022-03-15 | Space Arena, Inc. | Enclosures for facilitating activities in space, and associated systems and methods |
DK3681804T3 (da) | 2017-09-10 | 2023-08-07 | Orbit Fab Inc | Systemer og fremgangsmåder til levering, opbevaring og behandling af materialer i rummet |
US11034235B2 (en) | 2017-12-06 | 2021-06-15 | Orbit Fab, Inc. | Systems and methods for creating and automating an enclosed volume with a flexible fuel tank and propellant metering for machine operations |
CN109606738B (zh) * | 2019-01-14 | 2024-03-29 | 北京星际荣耀空间科技有限公司 | 一种可重复使用运载火箭芯一级箭体回收动力系统 |
CN110884695A (zh) * | 2019-11-26 | 2020-03-17 | 中国科学院空间应用工程与技术中心 | 一种高精度隔振卫星及其控制方法 |
CN111204465B (zh) * | 2020-01-21 | 2022-06-21 | 大连理工大学 | 一种冲压发动机进气道气动自分离整流罩设计方法 |
CN111288857B (zh) * | 2020-03-04 | 2022-04-19 | 蓝箭航天空间科技股份有限公司 | 一种用于一级箭体回收的伞降式回收方法 |
RU2744736C1 (ru) * | 2020-04-27 | 2021-03-15 | Андрей Владимирович Иванов | Многоразовая первая ступень ракеты-носителя |
CN112429278B (zh) * | 2020-11-11 | 2023-09-15 | 陕西中天火箭技术股份有限公司 | 一种火工弹射回收机构 |
CN112455703B (zh) * | 2021-01-06 | 2022-05-13 | 山东航空股份有限公司 | 一种飞机间串油的装置及串油方法 |
CN114739238A (zh) * | 2022-05-20 | 2022-07-12 | 精易兴航(北京)科技创新有限公司 | 一种套罩式航天火箭 |
CN114735247B (zh) * | 2022-05-20 | 2022-08-23 | 精易兴航(北京)科技创新有限公司 | 一种瓜瓣套罩气动分离可回收二级运载火箭 |
CN114750977B (zh) * | 2022-06-10 | 2022-08-23 | 精易兴航(北京)科技创新有限公司 | 一种大头瓜瓣套罩气动分离拉式回收二级小运载火箭 |
FR3137896A1 (fr) * | 2022-07-13 | 2024-01-19 | Arianegroup Sas | Véhicule orbital réutilisable comprenant un véhicule d'évacuation d'équipage à extraction vers l’avant |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2125526C1 (ru) * | 1995-11-16 | 1999-01-27 | Ломанов Аполлон Анатольевич | Пристройка к космической станции |
RU2005108919A (ru) * | 2005-03-29 | 2006-09-10 | Олег Александрович Александров (RU) | Способ транспортировки в космос и возвращения обратно объектов сложной конфигурации и гиперзвуковой ракетостат для его осуществления |
US7147184B1 (en) * | 2005-08-24 | 2006-12-12 | Sierra Nevada Corporation | Aerodynamic fairing system for airship |
RU107127U1 (ru) * | 2011-03-22 | 2011-08-10 | Антон Владимирович Шаверин | Гибридная воздушно-транспортная система |
Family Cites Families (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2008539131A (ja) * | 2005-04-29 | 2008-11-13 | ジェネラル オービタル コーポレイション | 超音速軽飛行乗物 |
-
2012
- 2012-07-31 RU RU2012132664A patent/RU2627902C2/ru not_active IP Right Cessation
-
2013
- 2013-07-31 WO PCT/RU2013/000657 patent/WO2014021741A2/ru active Application Filing
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2125526C1 (ru) * | 1995-11-16 | 1999-01-27 | Ломанов Аполлон Анатольевич | Пристройка к космической станции |
RU2005108919A (ru) * | 2005-03-29 | 2006-09-10 | Олег Александрович Александров (RU) | Способ транспортировки в космос и возвращения обратно объектов сложной конфигурации и гиперзвуковой ракетостат для его осуществления |
US7147184B1 (en) * | 2005-08-24 | 2006-12-12 | Sierra Nevada Corporation | Aerodynamic fairing system for airship |
RU107127U1 (ru) * | 2011-03-22 | 2011-08-10 | Антон Владимирович Шаверин | Гибридная воздушно-транспортная система |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
В.Н.КОЧЕТКОВ. Золотая подкова. ТОО "ЛУЧ". М., 1994, с.196-205. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2736657C1 (ru) * | 2019-10-21 | 2020-11-19 | Владимир Федорович Петрищев | Многоразовая космическая транспортная система для массовой доставки с околоземной орбиты на окололунную орбиту туристов или полезных грузов и последующего возвращения на землю |
RU2771550C1 (ru) * | 2021-07-27 | 2022-05-05 | Сергей Иванович Ивандаев | Способ возврата ракетной ступени на землю и ракетная ступень для реализации этого способа |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
WO2014021741A2 (ru) | 2014-02-06 |
WO2014021741A3 (ru) | 2014-06-12 |
RU2012132664A (ru) | 2014-02-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2627902C2 (ru) | Способ и устройство для многократного вывода в космос и возвращения негабаритного груза и способ использования негабаритного груза на других планетах | |
US10081446B2 (en) | System for emergency crew return and down-mass from orbit | |
US3144219A (en) | Manned space station | |
JP6424008B2 (ja) | 環状外側要素を備えた打上げ用ビークル並びに関連システム及び方法 | |
US3286951A (en) | Recovery system | |
US4901949A (en) | Rocket-powered, air-deployed, lift-assisted booster vehicle for orbital, supraorbital and suborbital flight | |
US3093346A (en) | Space capsule | |
US9302788B2 (en) | Stratospheric-airship-assisted orbital payload launching system | |
US7131613B2 (en) | High-altitude launching of rockets lifted by helium devices and platforms with rotatable wings | |
ES2860772T3 (es) | Cápsula para vuelos espaciales o en el espacio cercano | |
US6119983A (en) | Airship/spacecraft | |
WO2006119056A2 (en) | Lighter than air supersonic vehicle | |
RU2627904C2 (ru) | Способ и устройство для вывода в космос объектов с кольцевыми и решетчатыми поверхностями и способ вывода в космос объектов с гибкими, например, сетчато-мембранными поверхностями. | |
EP3353056A1 (en) | Satellite launcher and method for putting satellites into orbit using said satellite launcher | |
RU2111147C1 (ru) | Воздушно-космическая транспортная система | |
Cruz et al. | Entry, descent, and landing technology concept trade study for increasing payload mass to the surface of Mars | |
US20220127017A1 (en) | A floating platform for launching a space rocket from a height and method for launching a rigid -walled balloon into the space | |
Reza et al. | Aerocapture inflatable decelerator (AID) for planetary entry | |
RU2771550C1 (ru) | Способ возврата ракетной ступени на землю и ракетная ступень для реализации этого способа | |
CN115867484A (zh) | 战术性混合型平流层飞艇 | |
US20240228064A9 (en) | A reusable floating device for launching a space rocket from high altitude, and method for launching a rigid structure into space | |
US20240132231A1 (en) | A reusable floating device for launching a space rocket from high altitude, and method for launching a rigid structure into space | |
IL110930A (en) | A system of satellites will return for reuse | |
Polishchuk et al. | Proposal on application of Russian technical facilities for International Mars Research Program for 2009–2015 | |
RU2662593C1 (ru) | Высотный дирижабль |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20171112 |