RU2811792C1 - Универсальный космический ракетный комплекс для транспортных систем высокой грузоподъемности - Google Patents
Универсальный космический ракетный комплекс для транспортных систем высокой грузоподъемности Download PDFInfo
- Publication number
- RU2811792C1 RU2811792C1 RU2023119354A RU2023119354A RU2811792C1 RU 2811792 C1 RU2811792 C1 RU 2811792C1 RU 2023119354 A RU2023119354 A RU 2023119354A RU 2023119354 A RU2023119354 A RU 2023119354A RU 2811792 C1 RU2811792 C1 RU 2811792C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- space
- oxygen
- transport
- components
- Prior art date
Links
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 24
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 22
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 claims abstract description 22
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 claims abstract description 22
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims abstract description 13
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 12
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 claims abstract description 12
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 claims abstract description 12
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 claims abstract description 12
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims abstract description 6
- 229920001169 thermoplastic Polymers 0.000 claims abstract description 5
- 239000004416 thermosoftening plastic Substances 0.000 claims abstract description 5
- 238000009413 insulation Methods 0.000 claims abstract 2
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims description 3
- 238000011900 installation process Methods 0.000 claims 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 5
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 abstract description 4
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 abstract description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 230000010006 flight Effects 0.000 abstract 1
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 5
- 238000013461 design Methods 0.000 description 4
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 4
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 4
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 4
- 238000011161 development Methods 0.000 description 3
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 3
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 2
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 2
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 description 2
- 238000004804 winding Methods 0.000 description 2
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000012937 correction Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 description 1
- JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N phencyclidine Chemical compound C1CCCCN1C1(C=2C=CC=CC=2)CCCCC1 JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000004886 process control Methods 0.000 description 1
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 1
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 description 1
- 238000005070 sampling Methods 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
Abstract
Изобретение относится к ракетно-космической технике и служит для выведения крупногабаритных тяжелых (до 50 т) космических аппаратов и станций на геостационарную орбиту, орбиту Луны или для полетов к Марсу и другим объектам в дальнем космосе. Предлагаемый ракетный комплекс состоит из ракеты космического назначения (РКН) с секционными топливными баками, транспортно-установочного средства (ТУС), стартового (СК) и монтажно-сборочного (МСК) комплексов. МСК оснащен технологическим рабочим местом для обмотки внешней поверхности баков РКН упрочняющими термопластами и дополнительной теплоизоляцией. СК рассчитан на максимальные механические и газодинамические тепловые нагрузки, исходя из возможного использования жидкостных двигательных установок (ЖДУ) с компонентами кислород + водород или кислород + метан при одних и тех же уровнях размещения площадок обслуживания РКН. ТУС оснащены системой управления погрузкой РКН, отслеживающей величину зазоров между контактными поверхностями и другие параметры установки РКН. Технический результат направлен на повышение эффективности ракетных комплексов, универсальных в отношении обслуживания РКН с существующими и перспективными ЖДУ. 4 ил.
Description
Область техники
Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к космическим ракетным комплексам.
Уровень техники
Из уровня техники известен ракетно-космический комплекс и способ функционирования ракетно-космического комплекса (патент RU 2643744, Акционерное общество «Военно-промышленная корпорация «Научно-производственное объединение машиностроения», 05.02.2018), включающий управляемые ракету-носитель, разгонный блок, автоматическую полезную нагрузку, причем разгонный блок снабжен устройствами управления ракетой-носителем, которые при отделении полезной нагрузки от разгонного блока дистанционно управляют служебными системами полезной нагрузки, запасом топлива для увода полезной нагрузки с рабочей орбиты, устройствами электропитания полезной нагрузки, механической системой стыковки с полезной нагрузкой на рабочей орбите и манипулятором для технического обслуживания и установки полезной нагрузки на разгонном блоке или полезная нагрузка выполнена неотделяемой от разгонного блока.
Также известен космический ракетный комплекс и способ обеспечения услуг по запуску космических аппаратов с использованием космического ракетного комплекса (патент RU 2179941, ЗАО «Пусковые услуги», 27.02.2002), содержащий ракету-носитель с разгонными ступенями, имеющими двигательные установки на твердом топливе, пиротехническими устройствами, приборным отсеком и головным обтекателем, космический аппарат с адаптером, транспортно-пусковой контейнер, стартовую площадку, пусковую установку, систему электроснабжения, наземную контрольно-пусковую аппаратуру, комплект транспортно-технологического оборудования, оборудованные трассы запуска и пункты слежения и обработки информации о полете космического аппарата, характеризующийся тем, что головным обтекателем, космическим аппаратом и адаптером в сборе образована самостоятельная сборочная единица - автономный головной блок с узлами крепления к ракете-носителю, а транспортно-пусковым контейнером в сборе с ракетой-носителем-транспортный космический ракетный модуль, при этом ракета-носитель выполнена с четырьмя разгонными ступенями и снабжена доводочной ступенью с двигательной установкой коррекции на твердом топливе, первые три разгонные ступени ракеты-носителя соединены последовательно между собой при помощи первого и второго соединительных отсеков соответственно, последняя четвертая ступень выполнена по пенальной схеме с двигательной установкой, размещенной внутри третьего соединительного отсека, доводочная ступень соединена с четвертой разгонной ступенью посредством четвертого соединительного отсека, приборный отсек размещен в доводочной ступени.
Также известно устройство установочно-обслуживающее наземное оборудование космических ракетных комплексов (патент RU 2599083, Акционерное общество «Корпорация «Стратегические пункты управления ЦКБ ТМ», 27.08.2016) содержащее подвижную платформу с механизмами ее фиксации на рельсах стартового сооружения, башню с площадками обслуживания ракеты, грузоподъемные стрелы удержания транспортно-установочной тележки с закрепленной на ней ракетой, механизмы подъема стрел в вертикальное положение, характеризующееся тем, что на подвижной платформе закреплена башня с площадками обслуживания ракеты, по бокам платформы шарнирно закреплены две грузоподъемные стрелы, каждая из которых связана с платформой через механизм подъема стрел.
Недостатком данных решений является то, что они не обеспечивают работу космического ракетного комплекса (КРК) с крупногабаритными (диаметром более 7 м) блоками транспортных систем и не позволяют снизить стоимость и сократить время создания КРК при замене двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями на другие, более эффективные, с другими компонентами топлива.
Раскрытие изобретения
Создание космических ракетных комплексов для транспортных систем высокой грузоподъемности (более 150 т на низкую орбиту Нкр=200 км) требует больших затрат и длительного времени как на разработку ракеты, так и на разработку наземной космической инфраструктуры, включая стартовый комплекс. При создании таких космических комплексов необходимо принимать во внимание длительные (более 30 лет) сроки их эксплуатации. Учитывая фактор времени и интенсивное развитие технологий высока вероятность появления новых, более эффективных и экономичных конструктивных материалов, двигательных установок для ракет-носителей, элементной базы систем управления и т.д.
В этих условиях возникает потребность и экономическая целесообразность осуществить внедрение новых технологий на уже эксплуатирующемся космическом ракетном комплексе, что влечет за собой большие затраты средств и времени.
Так, например, в настоящее время проводятся разработки жидкостных ракетных двигателей на компонентах «кислород + водород», а также на компонентах «кислород + метан». Каждое из этих двух направлений имеет свои положительные аспекты в части эффективности, себестоимости и пр., однако процессы готовности к штатной эксплуатации плохо прогнозируются во времени.
Начало проектирования космического ракетного комплекса только после получения подтвержденных характеристик двигательных установок отодвигает создание комплекса на 3-5 лет, что увеличивает отставание в этих вопросах от передовых космических достижений других стран.
Сократить это отставание, а также существенно снизить затраты на переход уже созданного КРК на двигательные установки ракет-носителей с другими компонентами позволит реализация следующих предложений:
- Проведение финальной сборки топливных баков секционной конструкции непосредственно на полигоне, для этого КРК необходимо оснастить специальным рабочим местом для внешней обмотки бака термопластической лентой из композиционного материала
- Стартовый комплекс необходимо проектировать на максимальные механические и газодинамические тепловые нагрузки из расчетов возможных воздействий на газоотводные магистрали двигателей одного уровня номинальной тяги с применением пар компонентов «кислород + водород» или «кислород + метан».
- Транспортно-установочные средства для крупногабаритных составных частей ракеты оснащают следящей системой с исполнительными гидроприводами, обеспечивающими уменьшение локальных нагружений на конструкцию ракеты космического назначения.
Покажем на конкретном примере применение данного предложения. Общий вид секционного топливного бака для компонентов «кислород + водород» и «кислород + метан» приведен на фиг. 1. Соотношение компонентов в объемах топливных баков «водород + кислород» ~ 6:1, а для «метан + кислород» 3:1.
Высота бака для вариантов фиг. 1а и фиг. 16 ~23 м, что является предельной для транспортировки по железной дороге.
Топливный бак цилиндрической формы, состоящий из секций для заправки жидкими компонентами, устанавливают на рабочем месте для внешней обмотки топливного бака термопластической лентой из композиционных материалов, как показано на фиг. 2.
Учитывая, что геометрические размеры внешнего контура топливных баков для компонентов «кислород + водород» и «кислород + метан» одинаковы, рабочее место является универсальным и не требует доработок при переходе от двигательных установок с одними компонентами топлива на другие двигательные установки с другими компонентами топлива.
Ввиду того, что космический ракетный комплекс предназначен для транспортных систем высокой грузоподъемности, перемещаемые по территории космодрома составные части ракеты космического назначения (РКН) и РКН в сборе являются крупногабаритными конструкциями. Масса этих конструкций максимально снижена и, следовательно, при погрузке на транспортные средства в горизонтальном положении будут возникать изменения форм (изгибы) погружаемых конструкций, создавая неравномерное нагружение на опорные и такелажные узлы.
С целью уменьшения величин сосредоточенных нагрузок на конструкцию при погрузке на транспортно-установочное средство в зонах опорных и такелажных узлов транспортное средство оснащают следящей системой управления погрузкой, показанной на фиг.3.
Для создания следящей системы управления погрузкой предварительно рассчитывают максимальные изгибные перемещения точек корпуса по первому тону поперечных колебаний из уравнений динамической модели ракеты космического назначения.
Затем выбирают следящие гидроприводы с максимальным ходом штока, превышающим на 15% величину максимального изгиба конструкции.
Устанавливают в зонах контактов РКН с транспортно-установочным агрегатом датчики фиксации величины зазора, которые соединяют с блоком управления приводами.
В процессе погрузки фиксируют момент достижения нулевого зазора между ракетой и транспортным средством в любой точке контакта и дают команды на исполнительные гидроприводы, находящиеся в остальных контактных зонах, на выборку имеющихся зазоров в каждой из них.
После выборки всех контролируемых зазоров погрузка завершается, причем нагружение всех контактных точек обеспечивается равномерно в диапазоне расчетных значений.
Предусмотренный 15% запас хода штока обеспечивает работоспособность системы снижения нагрузок на конструкцию как для ракет с компонентами «водород + кислород», так и для ракет с компонентами «метан + кислород».
Общий вид стартового комплекса, состоящего из стартового стола, фермы обслуживания ракеты космического назначения и газоотводных каналов показан на фиг.4.
Для обеспечения возможности запускать ракеты космического назначения с компонентами «водород + кислород» или «метан + кислород» с одного и того же старта в проектные расчеты закладывают максимальные (из двух вариантов двигательных установок) значения нагрузок на опоры стартового стола и на конструкцию газоотвода стартового стола.
При этом, в связи с применением секционного принципа конструирования топливных баков ракеты, компоновки РКН в обоих вариантах применения компонентов (водород или метан) обеспечат одинаковый уровень расположения зон обслуживания на ферме.
Таким образом, переход на применение других компонентов топлива в ракете не потребует выполнения новых работ капитального строительства, следовательно, существенно удешевит и ускорит процесс замены двигательных установок.
Краткое описание чертежей
На Фиг. 1 приведен общий вид секционного топливного бака для компонентов «кислород + водород» и «кислород + метан».
На Фиг. 2 приведены следующие обозначения:
1. Система управления процессом.
2. Блок намотки термопластической лентой.
3. Секционный топливный бак
4. Исполнительные электроприводы
5. Опоры для установки секционного топливного бака
6. Узлы поворота секционного топливного бака
На Фиг. 3 приведены следующие обозначения:
n - номер контактной зоны в опорных узлах
i3 (1, 2, 3, …, n) - сигнал величины зазора по каждой контактной зоне опорных узлов
Iy (1, 2, 3, …, n) - командный сигнал на исполнительные гидропривода по каждой контактной зоне опорных узлов
1. Вычислительный управляющий блок
2. Датчики измерения зазоров
3. Исполнительные гидроприводы системы управления текущей величиной зазора
4. Датчики обратной связи исполнительных гидроприводов. На Фиг. 4 приведены следующие обозначения:
1 - стартовый стол
2 - ракета космического назначения
3 - газоотвод стартового комплекса
4 - ферма обслуживания
5 - зоны обслуживания
Claims (1)
- Универсальный космический ракетный комплекс для транспортных систем высокой грузоподъемности, состоящий из монтажно-сборочного и стартового комплексов, ракеты космического назначения с секционными топливными баками, а также транспортно-установочного средства для перемещения ракеты космического назначения и ее составных частей на полигоне, отличающийся тем, что с целью замены жидкостных двигательных установок с компонентами кислород + водород на жидкостные двигательные установки с компонентами кислород + метан без изменения основных элементов конструкции космического ракетного комплекса, монтажно-сборочный комплекс оснащен технологическим рабочим местом для обмотки внешней поверхности секционных баков термопластами из композиционных материалов, обеспечивающими повышение прочности баков на разрыв, а также дополнительной теплоизоляцией, причем стартовый комплекс спроектирован в расчете на максимальные механические и газодинамические тепловые нагрузки при возможном использовании двигательных установок с компонентами кислород + водород или кислород + метан, при условии сохранения одинаковых уровней размещения площадок обслуживания ракеты, а транспортно-установочные средства оснащены следящей системой управления погрузкой ракеты на транспортно-установочное средство, отслеживающей вне зависимости от используемых компонентов двигательной установки величину зазоров между контактными поверхностями на всех точках опор и управляющей процессом установки ракеты для снижения неравномерности зазоров и уменьшения нагрузок на конструкцию ракеты космического назначения.
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2811792C1 true RU2811792C1 (ru) | 2024-01-17 |
Family
ID=
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5143327A (en) * | 1990-08-31 | 1992-09-01 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Integrated launch and emergency vehicle system |
| US5203844A (en) * | 1989-10-05 | 1993-04-20 | Leonard Byron P | Multiple payload/failure mode launch vehicles |
| RU2092400C1 (ru) * | 1993-12-10 | 1997-10-10 | Игорь Алексеевич Клепиков | Ракетный комплекс |
| RU2179941C1 (ru) * | 2001-07-12 | 2002-02-27 | ЗАО "Пусковые услуги" | Космический ракетный комплекс и способ обеспечения услуг по запуску космических аппаратов с использованием космического ракетного комплекса |
| CN210391595U (zh) * | 2019-07-31 | 2020-04-24 | 蓝箭航天空间科技股份有限公司 | 一种液体运载火箭推进剂贮箱及多级火箭 |
| RU2738247C1 (ru) * | 2020-06-05 | 2020-12-14 | Акционерное общество "Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева" | Топливный бак жидкостных двигательных установок ракет большой грузоподъемности |
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5203844A (en) * | 1989-10-05 | 1993-04-20 | Leonard Byron P | Multiple payload/failure mode launch vehicles |
| US5143327A (en) * | 1990-08-31 | 1992-09-01 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Integrated launch and emergency vehicle system |
| RU2092400C1 (ru) * | 1993-12-10 | 1997-10-10 | Игорь Алексеевич Клепиков | Ракетный комплекс |
| RU2179941C1 (ru) * | 2001-07-12 | 2002-02-27 | ЗАО "Пусковые услуги" | Космический ракетный комплекс и способ обеспечения услуг по запуску космических аппаратов с использованием космического ракетного комплекса |
| CN210391595U (zh) * | 2019-07-31 | 2020-04-24 | 蓝箭航天空间科技股份有限公司 | 一种液体运载火箭推进剂贮箱及多级火箭 |
| RU2738247C1 (ru) * | 2020-06-05 | 2020-12-14 | Акционерное общество "Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева" | Топливный бак жидкостных двигательных установок ракет большой грузоподъемности |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN110525688B (zh) | 一种在轨可重构可扩展的卫星系统 | |
| US7559508B1 (en) | Propellant depot in space | |
| US20110042521A1 (en) | Spacecraft Launch and Exploration System | |
| US6193193B1 (en) | Evolvable propulsion module | |
| CN102933932B (zh) | 火箭发射系统和支撑装置 | |
| US6149104A (en) | Structural layout for spacecraft including specialized compartment configuration | |
| CN111619827A (zh) | 用于航天器的充气展开式居住舱 | |
| US6491258B1 (en) | Space elevator | |
| Komar | Hercules single-stage reusable vehicle supporting a safe, affordable, and sustainable human lunar & mars campaign | |
| RU2811792C1 (ru) | Универсальный космический ракетный комплекс для транспортных систем высокой грузоподъемности | |
| Mikulas Jr et al. | An integrated in-space construction facility for the 21st century | |
| CN116552807A (zh) | 一种舱段结构式卫星 | |
| RU2179941C1 (ru) | Космический ракетный комплекс и способ обеспечения услуг по запуску космических аппаратов с использованием космического ракетного комплекса | |
| JP7130226B2 (ja) | 月面基地供給方法及び着陸補助装置 | |
| Birckenstaedt et al. | Lunar lander configurations incorporating accessibility, mobility, and centaur cryogenic propulsion experience | |
| RU2739477C1 (ru) | Мобильная стартовая установка | |
| CN114701667A (zh) | 一种基于载人火星探测的空间运输系统及探测方法 | |
| Oeftering | The Impact on Flight Hardware Scavenging on Space Logistics | |
| Behl et al. | The Operational Evolution of the Thor Space Booster | |
| Delgado et al. | Adapting New Space System Designs into Existing Ground Infrastructure | |
| RU2621805C2 (ru) | Транспортное средство для межпланетного сообщения (варианты) | |
| Monroe et al. | A building-block approach to Saturn V uprating using solid-propellant motors. | |
| Benton | A Conceptual Mars Exploration Vehicle Architecture with Chemical Propulsion, Near-Term Technology, and High Modularity to Enable Near-Term Human Missions to Mars | |
| Creech et al. | Payload Utilization in NASA's Space Launch System | |
| Donahue et al. | Lunar lander configuration study and parametric performance analysis |