RU2740525C1

RU2740525C1 - Устройство для посадки возвращаемой ступени ракеты-носителя

Info

Publication number: RU2740525C1
Application number: RU2020118228A
Authority: RU
Inventors: Григорий Владимирович Шохов; Сергей Сергеевич Назаров
Original assignee: Акционерное общество "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (АО "ЦНИИмаш")
Priority date: 2020-05-22
Filing date: 2020-05-22
Publication date: 2021-01-15

Abstract

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а более конкретно к системам посадки. Устройство для посадки возвращаемой ступени ракеты состоит из расположенных на поверхности земли сетчатой конструкции из жаропрочной стали и механического манипулятора. Сетчатая конструкция выполнена в форме усеченного конуса и установлена на шарнирных опорах. Над ней расположены исполнительные органы манипулятора. Внутренняя полость сетчатой конструкции обращена по направлению «в зенит». Диаметр меньшего основания обеспечивает прохождение через него части хвостового отсека ракеты-носителя. Во время посадки ракетный блок при движении к малому основанию усеченного конуса скользит по внутренней поверхности сетчатой конструкции. Механический манипулятор корректирует движение ракетного блока, направляя его в центр устройства. Достигается снижение массы ракеты. 2 ил.

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при создании средств выведения, предусматривающих спасение отработавших ракетных блоков первой ступени.

В настоящее время известны различные способы спасения первых ступеней ракет-носителей. В том числе, за счет воздушно-реактивных двигателей используемого для этих целей планера или парашютных систем, а также за счет использования собственных маршевых двигателей возвращаемой первой ступени и выдвижных опор для ее посадки на специально подготовленную площадку, расположенную, например, на морской платформе.

Известен вариант возврата ракетного блока с использованием парашютных систем, который предусматривает пассивный полет по баллистической траектории после разделения, неуправляемый полет в атмосфере, аэродинамическое торможение за счет площади поверхности многоразовой ступени, последовательный ввод в действие парашютной системы, включающей вытяжной и/или тормозной парашют, раскрытие многокупольной системы основного парашюта, погашение скорости падения и приводнения, также возможен вертолетный подхват во время парашютного спуска, транспортировка и мягкая посадка (http://news.nplus1.ru/Kf8M).

Существует проект возврата ракетного блока с крылатой схемой спасения, который предусматривает пассивный управляемый полет после отделения от ракеты-носителя на безатмосферном участке полета, стабилизованное аэродинамическое торможение, пространственное маневрирование на сверх- и трансзвуковых скоростях с целью разворота ступени в направлении старта, планирование, возвратный участок крейсерского полета, заход и посадку на аэродром. При реализации крылатой схемы спасения в конструкцию ракетного блока многоразовой первой ступени должны быть включены самолетные системы, превращающие ускоритель первой ступени в крылатый ракетный блок (патент на изобретение РФ №2442727).

В настоящее время используется схема возврата ракетного блока, которая предполагает пассивный полет ракетного блока первой ступени по баллистической траектории после отделения от ракеты-носителя, повторное включение маршевой двигательной установки (либо ее части) перед входом в атмосферу для снижения тепловых и механических нагрузок на конструкцию ракетного блока, аэродинамическое торможение в атмосфере с постоянным углом атаки и предпосадочное торможение с помощью маршевого жидкостного ракетного двигателя с регулируемой (глубокодросселируемой) тягой, заканчивающееся посадкой на посадочные опоры на специальную площадку, либо морскую платформу, расположенную по трассе пуска ракеты-носителя (https://www.google.ru/amp/s/amp.topwar.ru/88375-proekt-falcon-9-uspeshnaya-posadka-pervoy-stupeni-i-perspektivy-rynka.html).

Такие способы спасения первых ступеней ракет-носителей позволяют решить проблему экологической безопасности пуска ракет-носителей.

Однако при безусловных преимуществах использования собственного двигателя возвращаемой первой ступени для ее посадки, недостатком указанного варианта спасения является необходимость дополнения конструкции этой ступени посадочными опорами. Это приводит к увеличению сухой массы ракетного блока, уменьшению массы полезного груза и, соответственно, увеличению удельной стоимости выведения 1 кг полезного груза на целевую орбиту.

Анализ приведенных аналогов показал, что общим с заявляемым техническим решением является только их назначение. При этом существенные признаки, характеризующие эти аналоги, в заявленном техническом решении отсутствуют. Поэтому выбрать прототип данного изобретения, как наиболее близкий аналог, не представляется возможным.

Задачей, на решение которой направлено заявленное изобретение, является обеспечение спасения средства выведения с минимизацией энергетических потерь и снижением влияния на окружающую среду без внесения конструктивных изменений возвращаемой первой ступени, необходимых для ее посадки.

Технический результат, обеспечиваемый заявленным изобретением, заключается в значительном снижении удельной стоимости выведения 1 кг полезного груза в сравнении с другими техническими решениями за счет сохранения ее исходной конструкции.

Это достигается тем, что устройство для посадки возвращаемой ступени ракеты-носителя содержит расположенные на поверхности земли сетчатую конструкцию из жаропрочной стали, выполненную в форме усеченного конуса и установленную на шарнирных опорах, и механический манипулятор. Исполнительные органы манипулятора расположены над сетчатой конструкцией. Основания усеченного конуса, образованного сетчатой конструкцией, расположены в горизонтальной плоскости, его внутренняя полость обращена по направлению «в зенит», а диаметр меньшего основания имеет размер, больший величины проходящей через него при посадке части хвостового отсека ракеты-носителя. Опоры сетчатой конструкции выполнены с возможностью регулирования положения ее продольной оси относительно нормали к земной поверхности. В плоскости, проходящей через меньшее основание конуса сетчатой конструкции, установлены крепежные крюки для удержания ракеты-носителя после ее посадки.

Таким образом, указанный технический результат обеспечивают особенности конструкции сетчатого устройства и использование механического манипулятора, который сопровождает возвращаемую ступень ракеты-носителя в процессе ее спуска и обеспечивает посадку этой ступени в центр посадочного устройства.

Принцип работы посадочного устройства поясняется на Фиг. 1 и 2, где 1 - возвращаемая первая ступень, 2 - посадочное устройство, 3 - механический манипулятор, образованный двумя исполнительными органами, 4 - сетчатая конструкция посадочного устройства, 5 - крепежи.

Посадка возвращаемой ступени производится после ее отделения от ракеты-носителя, проведения маневра возврата и корректируется собственной двигательной установкой. При посадке ракетный блок, скользя хвостовым отсеком по внутренней поверхности сетчатой конструкции, опускается к малому основанию усеченного конуса, диаметр которого выбран исходя из возможности свободного прохождения через него части хвостового отсека. Необходимую точность посадки ракетного блока в сетчатую конструкцию обеспечивает сопровождение его спуска механическим манипулятором. При полной посадке ракетного блока его двигательная установка выключается, а сам ракетный блок фиксируется с помощью крепежных крюков, установленных на дне конструкции (снизу) и исполнительных органов механического манипулятора (сверху). Прицеливание траектории возврата ракетного блока обеспечивает установленная на нем система управления.

Claims

Устройство для посадки возвращаемой ступени ракеты-носителя содержит расположенные на поверхности земли сетчатую конструкцию из жаропрочной стали, выполненную в форме усеченного конуса и установленную на шарнирных опорах, и механический манипулятор, исполнительные органы которого расположены над сетчатой конструкцией, основания усеченного конуса, образованного сетчатой конструкцией, расположены в горизонтальной плоскости, его внутренняя полость обращена по направлению «в зенит», а диаметр меньшего основания имеет размер больший, чем величина части хвостового отсека ракеты-носителя, проходящей через него при посадке, при этом опоры сетчатой конструкции выполнены с возможностью регулирования положения ее продольной оси относительно нормали к земной поверхности, а в плоскости, проходящей через меньшее основание конуса сетчатой конструкции, установлены крепежные крюки, удерживающие ракету-носитель после ее посадки.