RU2775088C1 - Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космической головной частью - Google Patents
Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космической головной частью Download PDFInfo
- Publication number
- RU2775088C1 RU2775088C1 RU2022108883A RU2022108883A RU2775088C1 RU 2775088 C1 RU2775088 C1 RU 2775088C1 RU 2022108883 A RU2022108883 A RU 2022108883A RU 2022108883 A RU2022108883 A RU 2022108883A RU 2775088 C1 RU2775088 C1 RU 2775088C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- launch
- rocket
- oxidizer
- mast
- cable
- Prior art date
Links
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 title claims description 11
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 claims abstract description 53
- 210000003127 Knee Anatomy 0.000 claims abstract description 51
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 47
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 claims abstract description 18
- 210000004279 Orbit Anatomy 0.000 abstract description 6
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000001590 oxidative Effects 0.000 description 5
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 description 4
- 210000001513 Elbow Anatomy 0.000 description 3
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 2
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 2
- 240000004804 Iberis amara Species 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 230000003647 oxidation Effects 0.000 description 1
- 238000007254 oxidation reaction Methods 0.000 description 1
- 101700030570 pad-1 Proteins 0.000 description 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 1
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 description 1
- 238000009987 spinning Methods 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Images
Abstract
Изобретение относится к средствам для наземного старта космических ракет-носителей (РН), в т.ч. с боковыми блоками. При взлёте до высоты 40-60 м ракетные двигатели РН получают окислитель и горючее из наземных хранилищ на стартовой площадке посредством шарнирных коленчатых заправочных кабель-мачт, снабженных пневмоприводами для взаимного поворота колен. Эти мачты совместно с рулевыми двигателями удерживают РН в вертикальном положении при взлёте. Перед самым моментом максимального подъёма концов заправочных кабель-мачт происходит отстрел их стыковочных узлов от РН на безопасное расстояние, предотвращающее столкновение с боковыми блоками. Ракетные двигатели РН переходят на питание от баков РН, а заправочные кабель-мачты опускаются в исходное положение. Технический результат состоит в экономии энергетики, потребной для выведения полезных грузов на околоземные орбиты. 7 ил.
Description
Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано для наземного старта ракет космического назначения и экономически выгодного выведения полезных грузов на околоземные орбиты.
Известны ракетные комплексы [Афанасьев Е.В., Балобан В.И., Бобышев С.В., Добросердов И.Л. / Структурно-элементное моделирование газодинамических п Г.П. Гранкин Б.К., Козлов В.В., Соловьев В.Н. / Основы проектирования ракетно-космических комплексов). процессов при старте ракет. - Бал. гос. техн. ун-т. СПб., 2004, c.1-9], [Бирюков Г.П. Гранкин Б.К., Козлов В.В., Соловьев В.Н. / Основы проектирования ракетно-космических комплексов). На пусковом столе технологические фермы (башни) обеспечивают жёсткое закрепление ракеты в вертикальном положении до момента старта. В момент старта они отсоединяются (отклоняются). Так же известны ракетные комплексы, где используются большие объёмы воды, чтобы заглушить звуковые волны при старте и в системе аварийного пожаротушения.
Недостатком комплексов является то, что они не способны увеличить полезную нагрузку при полёте на орбиту Земли. Единственное, что делают для этого, перед заправкой охлаждают окислитель и топливо.
Предлагаемое изобретение позволит решить задачу доставки более тяжёлых грузов на околоземные орбиты Земли.
Указанная задача решается тем, что при старте ракеты двигатели получают окислитель и топливо со стартовой площадки до высоты взлёта 40-60 метров и не расходуют топливо и окислитель из баков окислителя и топлива ракеты. Что позволит увеличить доставку более тяжёлых грузов на околоземные орбиты Земли. При старте расход топлива и окислителя самый большой на единицу высоты взлёта ракеты. Расход топлива и окислителя идущими через двигатели достигает величины в 2,5 тонны в секунду и больше, в зависимости от конструкции ракеты.
Сущность предлагаемого изобретения стартового комплекса для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космической головной частью поясняется чертежами, фиг.1, где:
1. Стартовый стол;
2. Пневмоцилиндр первого колена заправочной кабель-мачты;
3. Первое колено заправочной кабель-мачты;
4. Пневмоцилиндр второго колена заправочной кабель-мачты;
5. Второе колено заправочной кабель-мачты;
6. Опорный Г- образный рычаг с упором;
7. Ракета;
8. Опорный Г- образный рычаг с упором;
9. Второе колено заправочной кабель-мачты;
10.Пневмоцелиндр второго колена заправочной кабель-мачты;
11.Первое колено заправочной кабель-мачты;
12.Пневмоцелиндр первого колена заправочной кабель-мачты;
13.Гидроцилиндр опорный Г- образный рычаг с упором;
14.Гидроцилиндр опорный Г- образный рычаг с упором.
На чертеже фиг.2 выполнен фрагмент предполагаемого стартового комплекса для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космической головной частью, где:
1. Стартовый стол;
2. Пневмоцилиндр первого колена заправочной кабель-мачты;
3. Первое колено заправочной кабель-мачты;
4. Пневмоцилиндр второго колена заправочной кабель-мачты;
5. Второе колено заправочной кабель-мачты;
6. Опорный Г- образный рычаг с упором;
7. Ракета;
8. Опорный Г- образный рычаг с упором;
9. Второе колено заправочной кабель-мачты;
10.Гневмоцелиндр второго колена заправочной кабель-мачты;
11.Первое колено заправочной кабель-мачты;
12.Пневмоцелиндр первого колена заправочной кабель-мачты;
13.Гидроцилиндр опорный Г- образный рычаг с упором;
14.Гидроцилиндр опорный Г- образный рычаг с упором;
15.Задний опорный Г- образный рычаг с упором;
16.Первое колено заправочной кабель-мачты;
17.Второе колено заправочной кабель-мачты;
18.Пневмоцелиндр второго колена заправочной кабель-мачты;
19.Стыковочный узел заправочной кабель-мачты;
20.Стыковочный узел заправочной кабель-мачты.
На чертеже фиг. 3 выполнен фрагмент предполагаемого стартового комплекса для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космической головной частью, вид сверху, где:
1. Стартовый стол;
3. Первое колено заправочной кабель-мачты;
5. Второе колено заправочной кабель-мачты;
6. Опорный Г- образный рычаг с упором;
7. Ракета;
8. Опорный Г- образный рычаг с упором;
9. Второе колено заправочной кабель-мачты;
11.Первое колено заправочной кабель-мачты;
15.Опорный Г- образный рычаг с упором;
16.Первое колено заправочной кабель-мачты;
17.Второе колено заправочной кабель-мачты;
21.Опорный Г- образный рычаг с упором;
22.Второе колено заправочной кабель-мачты;
23.Второе колено заправочной кабель-мачты.
На чертеже фиг.4 выполнен фрагмент предполагаемого стартового комплекса для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космической головной частью, вид сверху, со стыковочными узлами, где:
5. Второе колено заправочной кабель-мачты;
6. Опорный Г- образный рычаг с упором;
7. Ракета;
8. Опорный Г- образный рычаг с упором;
9. Второе колено заправочной кабель-мачты;
13. Гидроцилиндр опорный Г- образный рычаг с упором;
14.Гидроцилиндр опорный Г- образный рычаг с упором;
15.Опорный Г- образный рычаг с упором;
17.Второе колено заправочной кабель-мачты;
19.Стыковочный узел заправочной кабель-мачты;
20.Стыковочный узел заправочной кабель-мачты;
23.Стыковочный узел заправочной кабель-мачты;
24.Гидроцилиндр опорный Г- образный рычаг с упором;
25Стыковочный узел заправочной кабель-мачты;
26.Опорный Г- образный рычаг с упором;
27.Гидроцилиндр опорный Г- образный рычаг с упором.
На чертеже фиг.5 выполнен фрагмент предполагаемого стартового комплекса для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космической головной частью, подача топлива и окислителя на ракету, где:
3. Первое колено заправочной кабель-мачты;
5. Второе колено заправочной кабель-мачты;
19.Стыковочный узел заправочной кабель-мачты;
29.Трубопровод топлива;
22.Второе колено заправочной кабель-мачты;
28.Трубопровод окислителя;
30.Главный клапан окислителя;
31.клапан газогенератора;
32.Насос окислителя;
33.Клапан;
34.Трубопровод окислителя;
35.Ёмкость окислителя;
36.Главный клапан топлива;
37.Насос топлива;
38.Клапан газогенератора;
39.Клапан;
40.Ёмкость топлива;
41.Трубопровод топлива;
42.Газогенератор;
43.Турбина;
44.Выхлоп турбины.
На чертеже фиг.6 выполнен фрагмент предполагаемого стартового комплекса для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космической головной частью, подача топлива и окислителя на двигатели ракеты и двигатели боковых блоков, где:
5. Второе колено заправочной кабель-мачты;
9. Второе колено заправочной кабель-мачты;
19.Стыковочный узел заправочной кабель-мачты;
20.Стыковочный узел заправочной кабель-мачты;
45. Жидкостной реактивный двигатель;
46.Главный клапан топлива;
47.Главный клапан окислителя;
48.Трубопровод топлива рулевых двигателей;
49.Рулевой двигатель;
50.Трубопровод окислителя рулевых двигателей;
51.Трубопровод окислителя;
52.Трубопровод окислителя;
53.Трубопровод подачи окислителя в передний боковой блок ракеты;
54.Трубопровод подачи окислителя в левый боковой блок ракеты;
55.Трубопровод подачи окислителя в задний боковой блок ракеты;
56. Трубопровод подачи окислителя в правый боковой блок ракеты;
57.Клапан подачи окислителя в передний боковой блок ракеты;
58. Клапан подачи окислителя в левый боковой блок ракеты;
59.Клапан подачи окислителя в правый боковой блок ракеты;
60.Клапан окислителя в задний боковой блок ракеты;
61.Трубопровод в левом втором колене заправочной кабель-мачты;
62.Корпус ракеты;
63.Клапан;
64.Бак окислителя;
65.Расширительный бак окислителя;
66.Клапан;
67.Трубопровод окислителя;
68.Агрегат окислительного, топливного насосов и турбины;
69.Бак топлива;
70.Клапан;
71.Расширительный бак топлива;
72.Клапан;
73.Трубопровод топлива;
74.Трубопровод в правом втором колене заправочной кабель-мачты;
75.Клапан подачи топлива в левый боковой блок ракеты;
76.Клапан подачи топлива в передний боковой блок ракеты;
77.Клапан топлива в задний боковой блок ракеты;
78.Клапан подачи топлива в правый боковой блок ракеты;
79.Трубопровод подачи топлива в правый боковой блок ракеты;
80.Трубопровод подачи топлива в задний боковой блок ракеты;
81.Трубопровод подачи топлива в левый боковой блок ракеты;
82.Трубопровод подачи топлива в передний боковой блок ракеты;
83.Трубопровод топлива;
84.Трубопровод топлива.
На чертеже фиг.7 выполнен фрагмент предполагаемого стартового комплекса для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космической головной частью, подача воздуха под давлением на пневмоцилиндры, где:
2. Пневмоцилиндры первого колена заправочной кабель-мачты;
4. Пневмоцилиндры второго колена заправочной кабель-мачты;
10.Пневмоцелиндр второго колена заправочной кабель-мачты;
12.Пневмоцелиндр первого колена заправочной кабель-мачты;
18.Пневмоцелиндры второго колена заправочной кабель-мачты;
85.Пневмоцелиндры первого колена заправочной кабель-мачты;
86.Пневмоцелиндры второго колена заправочной кабель-мачты;
87.Пневмоцелиндры первого колена заправочной кабель-мачты;
88.Компрессорная станция;
89.Клапан;
90.Ресивер;
91.Клапан;
92.Клапан;
93.Воздушный трубопровод пневмоцилиндров первого колена заправочной кабель-мачты;
94.Воздушный трубопровод пневмоцилиндров второго колена заправочной кабель-мачты.
Предлагаемый принцип работы стартового комплекса для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космической головной частью заключается в следующем.
Перед стартом ракета находится на стартовом столе 1, заправочные кабель-мачты второго колена 5,17,9,22 заправочные кабель-мачты второго первого колена 3,16,11,23, пневмоцилиндры 2,4,18,87,12,10,85,86 находятся в исходном положении фиг.1, стыковочный узел заправочный кабель-мачты второго 19, стыковочный узел заправочный кабель-мачты второго 25, стыковочный узел заправочный кабель-мачты второго 20 и стыковочный узел заправочный кабель-мачты второго 23, состыкованы с корпусом ракеты 7. Трубопроводы окислителя 34, 29 и топлива 41,28, баки ракеты и боковых блоков предварительно заполнены окислителем и топливом. Клапаны 33,29,30,36 закрыты фиг.5. Закрыты клапана 66,63,59,60,57,58,70,72,76,75,77,78,51,46 фиг.6.
Открывается клапан 89, вступает в работу компрессорная станция 88, при закрытых клапанах 91,92 повышая давление воздуха до определённого давления в ресивере 90.Фиг.7.
Перед запуском двигателей ракеты 7, открываются клапана 91,92, повышая давление в пневмоцилиндрах 2,4,18.87,12,10,85,86 до уровня уравновешивания веса колена заправочного кабель-мачты второго 5,17,9,22 и заправочного кабель-мачты колена 3,16,11,23, по трубопроводам 93,94 (допустимо повышение давления в трубопроводе, исходя из прочности заправочных кабель-мачт – подпружинивание, для неоказания сопротивления при подъёме ракеты) фиг.7.
При запуске двигателей ракеты и блоков открывается клапан 33, окислитель из ёмкости окислителя 35, поступает по трубопроводу 34 в насос окислителя 32. Открывается клапан газогенератора 31, окислитель по трубопроводу поступает газогенератор 42. Открывается клапан 39, топливо из ёмкости 40 по трубопроводу 41 поступает в насос топлива 37. Открывается клапана газогенераторов 31, 38, окислитель, топливо по трубопроводу поступает газогенератор 42. Происходит раскрутка турбины 43 фиг.5. Открываются клапана 30,36,66,72,57,58,59,60,76,75,77,78 фиг.5, фиг.6. Окислитель и топливо под давлением подаётся на агрегат окислительного, топливного насосов и турбину 68 и на аналогичные агрегаты окислительного, топливного насосов и турбин, расположенных в боковых блоков ракеты. По трубопроводу 52 окислитель под давлением подаётся на главный клапан окислителя 47, одновременно по трубопроводу 83 на главный клапан топлива 46. Запускаются жидкостные реактивные двигатели 45, рулевые двигатели 49 ракеты 7 и двигатели в боковых блоках ракеты. Окислитель и топливо на все двигатели ракеты поступают только из ёмкости окислителя 35 и ёмкости топлива 40 фиг.5.
При достижении максимальной тяги двигателей ракеты и боковых блоков открываются одновременно замки, удерживающие ракету в вертикальном положении, перед взлётом, на опорным Г- образным рычагом с упором 6, опорным Г- образным рычагом с упором 15, опорным Г- образным рычагом с упором 8, опорным Г- образным рычагом с упором 21 фиг.3.
Осуществляется взлёт ракеты. При подъёме ракеты 7, и за счёт подачи воздуха под давлением в пневмоцилиндры 2,4,18,87,12,10,85,86 фиг.2, 7, поднимаются симметрично вверх заправочные кабель-мачты первого и второго колена 3,5,9,11,16,17,22,23 фиг.2,7, одновременно с рулевыми двигателями 49 удерживают ракету 7 при взлёте в вертикальном положении.
За несколько метров до максимального подъёма концов заправочных кабель-мачт, происходит «пневмоострел», отсоединение стыковочных узлов 19,25,20,24 от ракеты 7, на безопасное расстояние, для предотвращения сталкивания с корпусами боковых блоков ракеты. Стравливается воздух из пневмоцилиндров 2,4,18,87,12,10,85,86 фиг.7, с одновременным закрытием клапанов, в стыковочных узлах, для предотвращения вытекания окислителя и топлива. Заправочные кабель-мачты 3,5,16,17,11,9,23,22 фиг.1 опускаются в исходное положение. Одновременно закрываются клапана 66,72 фиг.6 и открываются клапана 63,70. Окислитель из бака окислителя 64 через расширительный бак окислителя 65 по трубопроводу 67 поступает в агрегат окислительного, топливного насосов и турбины 68. Топливо из бака топлива 69 через расширительный бак окислителя 71 по трубопроводу 73 поступает в агрегат окислительного, топливного насосов и турбины 68. Одновременно окислитель поступает в трубопроводы подачи окислителя в боковые блоки ракеты 53,54,55,56 и в трубопроводы подачи топлива в боковые блоки ракеты 76,82,80,79. Подача окислителя и топлива в двигатели ракеты поступает из баков находящихся в корпусе ракеты и боковых блоков. При израсходовании окислителя и топлива, в боковых блоках, перед отстыковкой, клапаны 59,60,58,57,76,75,77,78 фиг.6 закрываются. Боковые блоки от стыковываются. Осуществляется штатный полёт ракеты.
Предполагаемый стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космической головной частью совместно с охлаждением окислителя и топлива позволит увеличить полезный груз, выводимый на околоземные орбиты Земли.
Предложенное техническое решение не известно из доступных источников информации из области ракетно-космической техники, из которого следует, что может быть практически реализовано в производстве, то есть соответствует критериям патентоспособности.
Claims (1)
- Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космической головной частью и боковыми блоками, содержащий стартовое сооружение, стартовую систему, заправочные кабель-мачты, общетехнические системы и вспомогательное оборудование, отличающийся тем, что заправочные кабель-мачты состоят из первых и вторых колен со стыковочными узлами, на каждое колено установлены пневмоцилиндры, в которые под давлением поступает воздух от компрессорной станции через ресивер, причем указанные кабель-мачты обеспечивают подачу окислителя и топлива от наземной топливной системы в двигатели ракеты-носителя при их работе до отстыковки указанных кабель-мачт от ракеты-носителя при взлёте так, что после отстыковки заправочных кабель-мачт от ракеты-носителя окислитель и топливо поступают в двигатели из баков ракеты-носителя и боковых блоков.
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2775088C1 true RU2775088C1 (ru) | 2022-06-28 |
Family
ID=
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2796178C1 (ru) * | 2022-12-07 | 2023-05-17 | Владимир Дмитриевич Куликов | Стартовый комплекс для пуска ракеты - носителя с твёрдотопливными ускорителями |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3340907A (en) * | 1964-01-20 | 1967-09-12 | Fmc Corp | Fluid transferring arm |
| US3805834A (en) * | 1970-11-16 | 1974-04-23 | Fmc Corp | Double counterbalanced marine loading arm |
| RU2124464C1 (ru) * | 1997-03-07 | 1999-01-10 | Конструкторское бюро "Арматура" | Устройство отвода коммуникаций с разъемным соединением |
| RU136015U1 (ru) * | 2013-04-17 | 2013-12-27 | Юрий Михайлович Финк | Средство специальное транспортное - аэродромное универсальное |
| RU2682110C1 (ru) * | 2014-02-03 | 2019-03-14 | Руаг Швайц Аг | Криогенная система заправки топливом |
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3340907A (en) * | 1964-01-20 | 1967-09-12 | Fmc Corp | Fluid transferring arm |
| US3805834A (en) * | 1970-11-16 | 1974-04-23 | Fmc Corp | Double counterbalanced marine loading arm |
| RU2124464C1 (ru) * | 1997-03-07 | 1999-01-10 | Конструкторское бюро "Арматура" | Устройство отвода коммуникаций с разъемным соединением |
| RU136015U1 (ru) * | 2013-04-17 | 2013-12-27 | Юрий Михайлович Финк | Средство специальное транспортное - аэродромное универсальное |
| RU2682110C1 (ru) * | 2014-02-03 | 2019-03-14 | Руаг Швайц Аг | Криогенная система заправки топливом |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2796178C1 (ru) * | 2022-12-07 | 2023-05-17 | Владимир Дмитриевич Куликов | Стартовый комплекс для пуска ракеты - носителя с твёрдотопливными ускорителями |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10738739B2 (en) | Rocket engines systems | |
| US10246200B2 (en) | Centripetal aerodynamic platform spacecraft | |
| CN109018444A (zh) | 一种火箭动力式火星运输机动力系统 | |
| US11149633B2 (en) | System of using compressed air as a force source and method thereof; airplane | |
| US4723736A (en) | Rocket staging system | |
| US8430361B2 (en) | Method and device enabling a rocket engine pump to be driven by an internal combustion engine | |
| EP3829979A1 (en) | Earth to orbit transportation system | |
| CN109163624B (zh) | 一种可分离的火箭推进系统 | |
| US11643994B2 (en) | Rocket propulsion systems and associated methods | |
| RU2494004C1 (ru) | Атомная подводная лодка | |
| RU2354593C1 (ru) | Установка для запуска ракет с луны и способ подготовки ракеты к запуску | |
| RU2466056C1 (ru) | Атомная подводная лодка и жидкостный ракетный двигатель морского исполнения | |
| RU2775088C1 (ru) | Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космической головной частью | |
| RU2481233C1 (ru) | Атомная подводная лодка и газотурбинный двигатель морского исполнения | |
| CN1405527A (zh) | 喷气推进飞行器 | |
| RU2488517C1 (ru) | Атомная подводная лодка и жидкостный ракетный двигатель морского исполнения | |
| RU2603305C1 (ru) | Возвращаемая ступень ракеты-носителя | |
| Naumann et al. | Green Gelled Propellant Throtteable Rocket Motors for Affordable and Safe Micro-Launchers | |
| RU2779664C1 (ru) | Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя | |
| RU2345933C1 (ru) | Многоступенчатая ракета-носитель | |
| RU155579U1 (ru) | Многоступенчатая ракета | |
| CN116929159B (zh) | 固液混合动力的运载火箭及其发射方法 | |
| RU2788838C1 (ru) | Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя | |
| RU2796178C1 (ru) | Стартовый комплекс для пуска ракеты - носителя с твёрдотопливными ускорителями | |
| RU2133865C1 (ru) | Система подачи топлива двигательной установки космического орбитального комплекса |