WO2014021741A2 - Способ многократного вывода в космос и возвращения негабаритного груза и устройство его осуществления - Google Patents

Способ многократного вывода в космос и возвращения негабаритного груза и устройство его осуществления Download PDF

Info

Publication number
WO2014021741A2
WO2014021741A2 PCT/RU2013/000657 RU2013000657W WO2014021741A2 WO 2014021741 A2 WO2014021741 A2 WO 2014021741A2 RU 2013000657 W RU2013000657 W RU 2013000657W WO 2014021741 A2 WO2014021741 A2 WO 2014021741A2
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
gas
space
rocket
stage
shell
Prior art date
Application number
PCT/RU2013/000657
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
WO2014021741A3 (ru
Inventor
Олег Александрович АЛЕКСАНДРОВ
Original Assignee
Aleksandrov Oleg Aleksandrovich
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Aleksandrov Oleg Aleksandrovich filed Critical Aleksandrov Oleg Aleksandrovich
Publication of WO2014021741A2 publication Critical patent/WO2014021741A2/ru
Publication of WO2014021741A3 publication Critical patent/WO2014021741A3/ru

Links

Classifications

    • 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
    • B64G1/002—Launch 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
    • B64G1/40—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

Definitions

  • the invention relates to the field of astronautics, namely, to create super-heavy carrier rockets that launch large-sized cargoes and complex configurations into space, as well as to create a space attraction industry, orbital hotels for space cruises without service ships (tourists are in the luxury cabins of the ring station at launch in orbit and upon his return) of interplanetary stations, large astrophysical scientific complexes in open space, and even entire universities with astrophysical instruments and laboratories, housing compartments and audiences.
  • a method is known from the prior art for the multiple launch into space and the return of oversized cargo when they are divided into separate modules or complex folding structures are used, which are phased out into space by multiple launches of carrier rockets and there they are assembled with complex and energy-consuming operations, multiple stages and limited quality designs assembled in space.
  • launch vehicles for launch into space have only partial reusability of the use of stages (Space Shuttle) and orbital return means, have large specific loads on the bearing area from 100 kg / sq. M to 200 kg / sq. M for spacecraft of the Space Shuttle type, and more than 200kg / m.sq. for capsules of the Apollo or Soyuz ships.
  • Stage Space Shuttle
  • orbital return means have large specific loads on the bearing area from 100 kg / sq. M to 200 kg / sq. M for spacecraft of the Space Shuttle type, and more than 200kg / m.sq. for capsules of the Apollo or Soyuz ships.
  • What makes it necessary to use heat-protective tiles or special heavy ablative coatings. which dramatically reduce the payload of the returned cargo and creates significant overload.
  • this method and devices do not allow the extraction of space structures that significantly exceed the dimensions of the cargo compartments, and these devices limit the use of large masses for the removal of cargo, due to the structural features of such launch vehicles having very high power rocket engines concentrated in one place as well as focused in one place acoustic and vibration loads that sharply limit the carrying capacity of missiles and the lifting of goods weighing more than 200 tons.
  • the aim of the present invention is the elimination of such disadvantages, which is achieved by the fact that the oversized cargo brought into space is placed inside the choral containers equipped with doors that are evenly distributed in the lower end part of the tori which are steps, the number of which is selected from 2 to 10. Moreover, to create a streamlined upper part
  • the load together with the choral steps is supplied with a gas-bearing cowling in the form of a shell made of fabric, foil or a polymer film, the rigidity of which is ensured by excess gas pressure inside in its shell, and the gas is chosen lighter than air to compensate for the weight of the fairing and create additional aerostatic lifting force, at least in the pre-lifting section.
  • the lower part of the rocket system is also equipped with a gas support cowl in the form of an axial nozzle (central body) made of a heat-resistant thin shell, for example, a fabric foil or a polymer film having an additional heat-resistant coating within the limits of an intense jet jet torch.
  • a gas support cowl in the form of an axial nozzle (central body) made of a heat-resistant thin shell, for example, a fabric foil or a polymer film having an additional heat-resistant coating within the limits of an intense jet jet torch.
  • the gas-tight fairing is divided into two parts by a diaphragm which creates the upper auxiliary gas-supported chamber formed by pressure P1 against the dynamic pressure, while the shell of the chamber is made of more durable material moreover, in the upper part of the auxiliary chamber, rocket engines with a controlled thrust vector are located that pull the end part of the fairing which matured transverse create control moments, in combination with an additional longitudinal rod that can eliminate the problems associated with the rear-aligning the missile systems and large sail fairing.
  • the device can be installed around the circumference of the ring aperture torus capacity, on which rocket engines with controlled servos or valves are distributed evenly on the hinged elements, thrust vector.
  • the annular torus stages are saved by braking and parachuting with gas-bearing cowls to which they are attached.
  • the upper aerodynamic fairing is attached to the upper stage and the lower gas-dynamic to the lower stage.
  • the order of separation of the steps is chosen by various purposes of cargo and the flight itself.
  • the first stage can be either the upper stage or the lower one.
  • the upper fairing with a torus stage is first separated, entering the atmosphere at a low specific load (in the range of 0.1-50 kg / sq. M.), And it is possible to ensure the tightness of the fairing shell after separation and filling it through the air intake pockets at speed more than 1000 m / s with hot air which provides additional aerostatic braking force providing softer parachuting and landing.
  • the method of multiple launching into space and returning oversized cargo and its returning rocket stages with fuel and rocket engines as well as means for braking in the atmosphere and launching to the ground upon return characterized in that the oversized cargo is encircled by equatorial steps made in the form of a torus in the form of a repeating the outlines of oversized cargo, the steps at the same time they are interconnected by the ends and the engines at the equatorial steps are located (distributed) at a mutual distance, so m, to ensure uniform distribution of thrust and spacing of the point vibration-acoustic loads of the engines to a maximum distance, across the equator
  • the output cargo according to the concentration of the mass, it is possible to install a linear motor along the entire lower end part of the equatorial stage, while the fairing is made in the form of a gas-supported streamlined structure, a hermetic shell stiffness, which is provided by excess gas pressure lighter than air, for example helium, while the fairing is used for additional aerostatic thrust at the initial stage of flight in the atmosphere and at the salvage section of the spent upper torus (ring) stage.
  • the lower part of the rocket system is equipped with a gas support structure in the form of a central body (large pin nozzle) made of a heat-resistant thin-walled shell, which is stiffened excess gas pressure is lighter than air, while the shell of the central body is used to save the other stage to which it is attached, while torus stages are saved by braking them in the atmosphere with gas-supported shells and parachuting with partial aerostatic lifting force, which is provided by gas-supporting gas helium or hot atmospheric gas entering the cowl or central body shell when braking through special air intake pockets with valves providing atmospheric entry of fresh air, but blocking its exit, and returning oversized cargo is carried out by placing it inside a sealed aerodynamic capsule in the form of a segmental sliding capsule ("HEADLIGHT" or segmentally conical "cone”) made of a thin heat-resistant shell whose rigidity is provided by excess gas pressure lighter than air, for example with helium or hot plasma entering the shell
  • a segmental sliding capsule (“HEADLIGHT" or segmentally conical "cone”
  • the direction of flow of the air layer to the place of basing is chosen, for example, equatorial trade winds, and in the immediate vicinity of the launch site, the ajusatic force of the module and return stages is reduced with the necessary calculation for an exact landing, for example, on a water surface near the place start, with this option, the number of steps encircling the oversized cargo is chosen in the amount of two end parts connected to each other, with one upper gas-engine fairing they are replicated to the end or periphery (equator) of the upper torus, and the second lower one in the form of a central body (gas-donor pin nozzle) is tilted to the end or periphery of the lower torus, and to provide local stiffness and to counteract the pressure head, the upper mouth of the gas-bearing fairing is provided with a separate auxiliary a chamber made of heat-resistant racing metal or composite material, for example carbon-carbon, which is also filled with helium or
  • the payload can be an annular space station equipped with a parabolic reflector which can be twisted around the axis for gravity, it is placed inside a sealed shell structure of an arno-coil section of the “FARA” type, the shape and rigidity of which is imparted and maintained by excess gas pressure lighter than air, the equatorial part I perform in the form of a hollow torus which is a cargo il * inhabited by a compartment of a space station, and the bottom of the segment is made in the form of a parabolic reflector in the optical or radio diazones, and the upper is conical transparent, the top of the dome of the comic part is equipped with an irradiator and a living module with counter-rotation unit and has a focal height from the parabolic bottom, the accuracy of which is regulated by an axial working string with an internal sealed channel for moving people and goods, one end which is attached to the irradiator and the other to the center of the power multipath crosspiece, the ends of the rays of
  • a docking compartment for receiving spacecraft in space with an anti-rotation unit .. designed to compensate for the rotation of the entire capsule that is twisted in space to create centrifugal gravity in the compartments of the mountain ring, and for putting such a capsule into space it is placed inside closed hollow tori of x steps half-hollow with rocket-borne noodles in the lower end part of such ring stages are rocket engines, moreover, to the upper ring stage Series fasten the metal shell of GfcKiueji made of heat-resistant foil, fabric or film, the upper part of the fairing is divided into two compartments with a diaphragm, which forms the upper auxiliary chamber filled with helium or hydrogen with pressure P1 and creating a static lifting force, around the circumference of the diaphragm they fasten the power a ring in the form of a narrow hollow torus with fuel and rocket engines located on the periphery of the ring, the engines are hinged to the ring n and ich
  • the lower annular stage is equipped with a gas-supported central body (gas-bearing axial nozzle) made of a heat-resistant thin-walled shell on a new or em fiber film, which is attached to the peripheral part of the lower ring stage, with the base raisoGTTODHoro lowered body is reinforced with an additional zhaoopkoy coating for example ablating varnish or tungsten (nickel) foil to the length of the critical temperature Engine flare rounds, at the bottom of the central body has a drainage valve for pressure relief from it Jari ascent rocket system.
  • the irradiator gas-supported central body (gas-bearing axial nozzle) made of a heat-resistant thin-walled shell on a new or em fiber film, which is attached to the peripheral part of the lower ring stage, with the base raisoGTTODHoro lowered body is reinforced with an additional zhaoopkoy coating for example ablating varnish or tungsten (nickel) foil to the length of the critical temperature Engine flare rounds,
  • a heat exchanger for heating the working fluid or a heat agent, and a heated working fluid, for example, hydrogen, helium, air or water is heated by heat-fusion and used to create a jet for orientation and maneuvers in space (for example, overclocking as the last stage or braking when leaving orbit, as well as active orientation)
  • a heat agent is used for energy purposes, for example, for a power generator of an electric generator, while the capsule of the payload is oriented by the reflector to the sun, focusing its rays on the heat exchanger.
  • FIG. 1 Schematically presents a method of launching into space oversized space objects of possible configurations.
  • FIG. 2 A general view of the device and the arrangement of rocket stages with engines for launching into space and returning back, an oversized space object in a segmental conical gas-supported return capsule is presented schematically.
  • FIG. 3 The scheme of the main stages of the flight of the reusable space launch device and the return of oversized cargo.
  • Figure 4 General view of the device for micro-re-entry into space and the return of a ring-shaped object with a solid internal flat, biconvex or convex-concave surface-reflector with a power toroidal ring with an internal space for accommodating passengers and cargo.
  • FIG. 5 Schematic representation of the stages of the homestead preparation of the device for the output of oversized cargo into space at launch from a water surface and from the ground without the use of expensive launch complexes.
  • Fig. 6 shows a multi-tiered arrangement of annular nozzles with integration over the conical bottom of the first stage.
  • Fig. 7 shows a method of combining a significant amount of oversized cargo in the form of shells of a segmental conical shape into one sealed multi-module dome.
  • the method and device for the multiple launch into space and the return of oversized cargo 1 is placed in the inner region of the torus stages 3 and 4, the number of which is selected from 2 to 10 with a configuration close to its equatorial section (Figure 1), these stages consist of fuel tanks and rocket engines 2 It is possible to place additional booster stages 5 on the space-borne cargo 1.
  • a gas support fairing 6 with internal pressure F2 is attached to the upper choral stage 4, a thin-walled shell is made az, and the lower stage 3 is supplied an azo-supporting fairing with RP pressure which is the axial nozzle (central body) of the rocket engines of the lower torus stage 3.
  • device 1 When returning, the capsule and steps use the area of gas-bearing shells to slow down the descent orientation in the atmosphere of the planets using the same aerostatic lifting force, which makes it possible, for example, to pick up steps when descending by towing helicopters and transport them for reuse .
  • device 1 is reusable and for the use of the spacewalk and the return of the orbital ring station made in the form of a capsule of a conical-segmental shape (Fig. 4) it contains a parabolic reflector 18 I’m the bottom of the hapsule.
  • the capsule is placed inside the annular stages 4 and 3 having rocket engines 2 and fasten .impo-fasteners and elements 19. Moreover, to the upper stage 4 attach the gas support cowl b and to the lower gas support axial nozzle 7.
  • the gas support cowl is divided into two compartments by a diaphragm 1 1 with a peripheral " power ring 9 which is the fuel tank for rocket engines or (air-reactive) 8 whose thrust vector is controlled by turning the nozzles at different angles thereby controlling the path stability of the entire missile system, the auxiliary compartment is filled with helium with a pressure of P1 and, as it rises in the atmosphere, is etched off through valves 12 in the active section.
  • FIG. 15 shows a possible method of preparing for launching a gas-bearing aerostatic fairing stage, where containers with fuel and payload are placed on the surface of a water or a bulb, and to ensure a safe distance Nia slice nozzle main engines over the surface of the launch pad, under engines make radial vent lines when starting with a primer or put on the float tank when starting with water can also start engines under water.
  • the gas part is held at the surface with mooring ends and immediately before launch the ends are released and the auxiliary chamber 1 1 with fairing 6 is raised to a vertical position, after which rocket engines 8 are first turned on on the auxiliary compartment 11 of the fairing 6 then, after the necessary tension in the vertical direction of the cowling shell, the starting engines 2 aa of the take-off run are launched and 3, as the rocket rises, it can be twisted around the longitudinal axis for gyrostabilization, when rising, the shell expands under the influence of internal pressure P2 and already at a height of about 3-5 km acquires a dense streamlined shape, and at the maximum speed of the incoming flow, the pressure in the auxiliary chamber and hard aerodynamic tip.
  • aerodynamic loads per stage are not exceed 10-50 kg / m kV.
  • the payload is separated from the load and the third stage and also lowered to the ground as the first after straightening the liner 22 with pressure P6.
  • the payload is brought into orbit using capacity 5.
  • the sun's rays to heat the hydrogen that is passed through the emitter cup 15 and emitted through the nozzles.
  • the payload if it is a circular object with passengers can be twisted for artificial gravity.
  • a counter-rotation docking assembly is provided for docking with other objects. 13.
  • the load 1 is lowered using the aerodynamic shape of the shell 23 formed by pressure P4.

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

Способ многократного вывода в космос и возвращения негабаритного груза и его возвращения, предназначен для исключения или уменьшения циклов модульной сборки гигантских космических конструкций которые являются многодельными и требуют много лишних этапов таких как дробление на отдельные модули —последовательный вывод на орбиту— сближение с маневрами— стыковки— монтажа. Все это резко увеличивает стоимость конечного объекта. Целью настоящего изобретения является резкое сокращение многодельности и стоимости больших космических конструкции. Что обеспечивается тем что Способ и устройство для многократного вывода в космос и возвращения негабаритного груза и его возвращения снабженного ракетными ступенями с топливом и ракетными двигателями, а также средствами для торможения в атмосфере и спуска на землю при возвращении характеризующееся тем что, выводимый негабарит; ыкгруз, 2-февосходятдий размерами грузовые отсеки существующих ракет-носителей, опоясывают ступенями, выполненными в виде тора кольцевой или многоугольной форму шш в виде тора с формой повторяющей очертания негабаритного груза, которые соединяют между собой торцами» а двигатели на торах расгюлагают таким образом, чтобы обеспечить равномерную тягу по «сему экватору выводимого груза согласно концентрации массы, при этом осуществляется разнос акустических и вибрационных нагрузок двигателей, на максимальное расстояние, А обтекатель выполняют в виде !здоодорного РАКЕТНОГО КОНУСА выполненного из тонкой герметичной оболочки (прочной ткани например кевлара, полимерной пленки или металлической фольги) жесткость, которой может, обеспечивается избыточным давлением газа легче воздуха, например гелием, при этом обтекатель создает дополнительную аэростатическую силу на участке полета в атмосфере ш на частке спасения отработанной верхней торовой ступени.

Description

Способ многократного вывода в космос и возвращения негабаритного груза и устройство его осуществления.
Описание Изобретения
Область техники:
Изобретение относится к области космонавтики а именно для создания ракет носителей сверхтяжелого класса выводящих в космос грузы больших размеров и сложной конфигурации а также для 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.
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, многоделъностыо 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 200кг/м.кв для крылатых аппаратов Типа Спэйс Шаттл, и более 200кг/м.кв для капсул кораблей «аполло» 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 и а 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 щаров для подъема ракеты на максимально возможную высоту после чего осуществляют запуск ракеты носителя. Недоста тком такого способа являетс 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.
Целью Настоящее изобретения является устранение таких недостатков, что достигается тем, что выводимый в космос негабаритный груз помещают внутри хоровых, емкостей снабженных, дв ателями равномерно распределенными в нижней торцевой части торов являющихся ступенями количество которых выбирают от 2 до 10 Причем для создания обтекаемой формы верхнюю часть груза вместе с хоровыми ступенями снабжают газоопорным обтекателем в виде оболочки из ткани, фольги или полимерной пленки, жесткость которому обеспечивают избыточным давлением газа внутри его оболочки, причем газ выбирают легче воздуха для компенсации веса обтекателя и создания дополнительной аэростатической силы подъема, по крайней мере на участке предварительного подъема. Кроме того для устранения донного эффекта (сопротивления) нижнюю часть ракетной системы также снабжают газоопорным обтекателем в виде осевого сопла (центрального тела) выполненного из жаропрочной тонкой оболочки например фольги ткани или полимерной пленки имеющей дополнительное жаропрочной покрытие в пределах интенсивного факела реактивной струи. Прячем для управления путевой устой ивостью и создания локальной жесткости передней конечной части обтекателя при скоростно напоре на активном участке, газооноркый обтекатель делят на две части диафрагмой которая создает верхнюю вспомогательную газоопорнуто камеру формируемую давлением Р1 протяводеёствующим скоростному напору, при этом оболочку камеры выполняют из более прочного материала, причем в верхней части вспомогательной камеры располагают «тянущие» конечную часть обтекателя ракетные двигатели с управляемым вектором тяги которые создают управляющие поперечные моменты в комбинации с дополнительной продольной тягой что позволяет устранять проблемы связанные с задней центровкой ракетной системы и большой парусностью обтекателя. В устройстве возможно установка по окружности диафрагмы кольцевой торовой емкости, на которой равномерно распределяют на шарнирных элементах ракетные двигатели с управляемым сервоприводами или клапанами распределителями, вектором тяги. Кроме того в способе многократного вывода в космос негабаритного груза, спасение кольцевых торовых ступеней осуществляют путем торможения и парашютирования газоопорными обтекателями к которым их крепят. Для этого верхний аэродинамический обтекатель крепят к верхней ступени а нижний газодинамический к нижней ступени. Причем очередность отделения ступеней выбирают различным назначением грузов и самого полета. При этом первой ступенью может являться или верхняя ступень или нижняя. Возможна работа верхней ступени в режиме первой при выносе камер ракетных двигателей без воздействия реактивной струи на вторую ступень или работа первой верхней ступени на ракетные двигатели расположенные на второй нижней ступени путем перекачки ее компонентов. При такой схеме первым отделяется верхний обтекатель с торовой ступенью совершая вход в атмосферу при низкой удельной на грузке (в пределах 0,1-50 кг/м.кв.) причем возможно обеспечение герметичности оболочки обтекателя после отделения и заполнения ее через воздухозаборные карманы на скорости более 1000 м/сек горячим воздухом который обеспечивает дополнительную аэростатическую тормозящую силу обеспечивающую более мягкое парашютирование и приземление.
Способ многократного вывода в космос и возвращения негабаритного груза и его возвращения ракетные ступени с топливом и ракетные двигатели а также средства для торможения в атмосфере и спуска на землю при возвращении, характеризующееся тем что, выводимый негабаритный груз опоясывают экваториальными ступенями выполненными в виде тора с формой повторяющей очертания негабаритного груза, ступени при этом их соединяют между собой торцами а двигатели на экваториальных ступенях располагают (распределяют) на взаимном расстоянии, таким образом, чтобы обеспечить равномерное распределение тяги и разнос точечных вибро-акустических нагрузок двигателей на максимальное расстояние, по всему экватору
выводимого груза согласно концентрации массы, возможна установка линейного двигателя по всей нижней торцевой части экваториальной ступени, при этом обтекатель выполняют в виде газоопорной обтекаемой конструкции, -герметичной оболочки жесткость, которой обеспечивается избыточным давлением газа легче воздуха например гелием, при этом обтекатель используют для дополнительной аэростатической тяги на начальном участке полета в атмосфере и на участке спасения отработанной верхней торовой (кольцевой) ступени. К которой оно крепиться, причем для исключения донного сопротивления и улучшения условий истечения ракетной струи, нижнюю часть ракетной системы снабжают газоопорной конструкцией в виде центрального тела (большого штыревого сопла) выполненного из жаропрочной тонкостенной оболочки жесткость которой придают избыточным давлением газа легче воздуха, при этом оболочку центрального тела используют для спасения другой ступени к которой его крепят, при этом спасение торовых ступеней осуществляется путем торможения в атмосфере их газоопорными оболочками и парашютирования с частичной аэростатической подъемной силой которую обеспечивает газоопорный газ гелий или горячий атмосферный газ поступающий внутрь оболочки обтекателя или центрального тела при торможении через специальные воздухозаборные карманы с клапанами, обеспечивающими вход атмосферного воздуха, но запирающими его выход, а возвращение негабаритного груза производят путем помещения его внутрь герметичной аэродинамической капсулы виде сегментальной капсулы скользящего типа ( «ФАРА» или сегментально коническая «конус») выполненной из тонкой жаропрочной оболочки жесткость которой обеспечивают избыточным давлением газа легче воздуха например гелием или горячей плазмой поступающей внутрь оболочки через воздухозаборные карманы снабженные клапанами, при котором соблюдается условие отношения массы капсулы с грузом к площади от 0,1 до 50 кг/м.кв. при этом спуск в атмосфере парашютирование и мягкое приземление негабаритного груза и ступеней производят используя аэростатическую силу, для чего в качестве газоопора герметичной оболочки капсулы иди обтекателей испоиьзуют гелий или горячий воздух например наполняют их оболочку гелием или плазмой набегающего потока на участке входа в атмосферу, через специальные воздухозаборные карманы причем также с помощью газа легче воздуха возвращают модуль с грузом и сх пеай к месту старта осуществляя полное или частичное висеиие в подвижных слоях атмосферы с использование?** аэростатической иодьемиой силы, при этом выби ают' попутное направление течения воздушного слоя к месту базирования например экваториальные пассаты причем в непосредственной близости от места старта а^юсхатическу силу модуля и возвращаемых ступеней уменьшают с необходимым расчетом для точной посадки например на водную поверхность возле места старта, при таком варианте количество ступеней опоясывающих негабаритный груз выбирают в количестве двух соеденеш х между собой торцевой частью при этом один верхний газооиорньга обтекатель крепят к торцу или периферии (экватору) верхнего тора, а второй нижний в виде центрального тела (газоонорное штыревое сопло)крен т к торцу или периферии нижнего тора, а для создания локальной жесткости и для противодействия скоростному напору, верхнюю пасть газоопорного обтекателя снабжают отдельной вспомогательной камерой выполненной из гонкого жаропрочного металла или композиционного материала например углерод-углерода которую также заполнеиягот гелием или водородом но уже под большим давлением чем основной газоопорный обтекатель, причем для управления а улучшения, путевой устойчивости при смещенном в заднюю часть центром тяжести такой системы часть передней вспомогательной камеры снабжают кольцевой топливной емкостью на которой крепят ракетные двигателями по ее окружности, при этом управление курсовой устойчивостью и курсом 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 что статическая подъемная сила внутри вспомогательной камеры больше веса оболочки обтекателя вместе с кольцевой емкостью и управляющи и двигателями но крайней мере на участке предварительного набора высоты., после спуска полезного груза на другую планету или астероид сегментально конические оболочки груза могут объединяться в много купольные объекты с герметичным внутренним пространством, для чего их соединяют боковыми сторонами и объединяют герметизируя соединения, причем после герметичного объединения их образованную площадь наложения удаляют создавая тем самым общее герметичное внутреннее пространство.
Полезный груз может представлять собой кольцевую космическую станцию снабженную параболическим рефлектором которая может быть закручена вокруг оси для гравитация, ее размещают внутри герметичной оболочечной конструкции сегмен арно-коилческой формы типа «ФАРА» форму и жесткость которой придают и поддерживают избыточным давлением газа легче воздуха, экваториальную часть выполняю в виде полого тора являющегося грузовым иль* обитаемы отсеком космической станции, причем донная часть сегмента выполнена в виде параболического рефлектора в оптическом или радиодианазонах а верхняя коническая прозрачная, вершина купола комической части снабжена облучателем и здюшним стмкоаочнглм модулем с узлом противовращения и имеет фокальную высоту от параболического дна, точность которой регулируют осево т бча ой струной 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 кренятся внутри экваторн тьнот горового отсека, причем крестовина имеет герметичные полости для перемещения пассажиров и грузов связанные с тором, центральная осевая часть крестовины имеет герметичный цилиндрически отвод за пределы внутреннего пространства капсулы! и выходит из параболического днища оканчиваясь стыковочным отсеком для приема космических аппаратов в космосе с узлом проти вовращеяия.. предназначенным для компенсации вращения всей капсулы которую закручивают в космосе для создания центробежной гравитации в отсеках горового кольца, при этом для вывода в космос такой капсулы ее помещают внутрь замкнутых пустотелых торов х ступеней з полпеяпых ракетным тошшвом в нижней торцевой части таких кольцевых ступеней располагают ракетные двигатели, причем к верхней кольцевой ступени по периферии крепят е метичяую оболочку GfcKiueji выполненного из жаропрочной фольги, ткани или пленки, верхнюю часть обтекателя делят на два отсека диафрагмой, котора образует верхнюю вспомогательную камеру заполненную гелием или водородом с давлением Р1 и создающую статическую подъемную силу, по окружности диафрагмы крепят силовое кольцо в виде узкого пустотелого тора с топливом и ракетными двигателями расположенными по периферии кольца, двигатели крепят шарнирно к кольцу п ни и ич г *<~> n<% n u ii тагт/
Figure imgf000008_0001
ускоряющего подъем ракетной системы до поперечного создающего поперечный управляющий момент, нижнюю кольцевую ступень снабжают газоопорным центральным телом (газоопорным осевым соплом) выполненным из жаропрочной тонкостенной оболочки на тканевой пленочкой о нове или ет и ческой фольги, которая крепиться к периферийной части нижней кольцевой ступени, причем основание raisoGTTODHoro изнизал ьн ого тела усиливают дополнительным жаооппочным покрытием например аблирующим лаком или вольфрамовой (никилиевой) фольгой на длину критической температуры факела двигателя, в нижней части центрального тела располагают дренажные клапаны для сброса давления из него яри подъеме ракетной системы. Кроме того облучатель
ϊ
теплообменником для нагрева рабочею '{ела или теплового агента, при- эю нагретое рабочее тело например водород,, гелий, воздух или воду нагревают теплообмелнг ом и используют для создани реактивной струи для ориентации и маневров в космосе, (например доразгона как последняя ступень или торможения при сходе с орбиты, а также активной ориентации) а тепловой агент используют для энергетических нужд например для рабсил электро генератора при этом капсулу полезного груза ориентируют рефлектором на солнце фокусируя его лучи на теплообменни ке.
Краткое описание чертежей.
На Фиг. 1. Схематично представлен способ вывода в космос негабаритных космических объектов возможных конфигураций.
На Фиг. 2. Схематично представлен общий вид устройства н расположения ракетных ступеней с двигателями для вывода в космос и возвращения обратно, негабаритного космического объекта в сегментарио-конусной газоопорной возвращаемой капсуле.
На Фиг. 3. Схема основных этапов полета многоразового устройства вывода в космос и возвращения негабаритных грузов.
На Фиг.4. Общий вид устройства для мкотразового вывода в космос и возвращения обратно кольцевого объекта со сплошной внутренней плоской, двояковыпуклой или выпукло- вогнугой поверхностью- рефлектором с силовым тороидальным кольцом с внутренним пространством для размещения пассажиров и грузов.
На фиг. 5. Схематичное представление этапов гфедстартовой подготовки устройства для вывода негабаритных грузов в космос при старте с водной поверхности и с грунта без использования дорогих стартовых комплексов. На фиг 6. показан многоярусное расположение кольцевых сопел с интегрированием по конусообразному днищу первой ступени. На Фиг 7 Показан способ объединения значительного количества негабаритных грузов в виде оболочек сегментарно конической формы в один герметичный многомодульный купол.
На фиг 8 изображены варианты использования способа доставки грузов в осмос.
ВАРИАНТЫ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ.
Способ и устройство многократного вывода в космос и возвращения нег абаритных грузов 1 помещают во внутреннюю область торовых ступеней 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 хоровой ступени 4 крепят газоопорный обтекатель 6 с внутренним давлением F2 выполвеякый аз тонкостенной оболочки а нижнюю ступень 3 снабжают газоопорным обтекателем с давлением РЗ являющимся осевым соплом (центральным телом) ракетных двигателей нижней торовой ступени 3. Возможно Устройство для многоразового вывода в космос и возвращения параболических или плоских отражающийх поверхностей в которых силовое кольцо выполняют пустотелым с герметичным внутренним пространством & зиде обитаемых или грузовых отсеков Фиг 2 примем негабаритный г у выполняют в виде осесимметричной сегментальной капсулы скользящего типа ( «ФАРА» или сегментально коническая «конус») где оболочка капсулы выполнена из фольги или эластичного мате иа а (пленки, ткани) и приобретает жесткость избыточным давлением газа Р4 легче воздуха например гелием. При это капсула. I и ступени 3 и 4 (Фиг. 3) имеют отношение веса к. площади 0,1-50 кем .its. что позволяет обходится без дополнительной парашютной системы приземления. Капсула и ступени при возвра гшш используют площадь газоопорных оболочек для торможения ориентации к спуска в а тмосфере планет используя ас ичн ю аэростатическую подъемную силу, что позволяет например подхватывать ступени при спуске буксировочными вертолетами и транспортироват ь их для повторного использования.. Кроме того устройство 1 многоразового а пользо ани дли вывода в космос и возвращения орбитальной кольцевой станций выполненной в виде капсулы коначеско- сегментал ной формы (Фиг4 ) содержит параболический рефлектор 18 я&пяющийся днищем хяпсулы. радиальные лучи 17 с внутренним герметичным прос ранством для перемещения людей и грузов из торового отсека в осевую часть выполненную в виде ст пицы 16 л стружа 1 которая регулирует и фиксирует фокусное расстояние от чаши отражателя ί 8 до до облучателя 15, внутреннее пространство которого соедеияется с отсеком протввовра ения 13 имею ег стыковочные узлы а шлюзовую камеру. Капсулу помещают внутрь кольцевых ступеней 4 и 3 имеющих ракетные двигатели 2 и загсрепляют .impo-крепежнь и элементами 19. При этом к верхней ступени 4 крепят газоопорный обтекатель б а к нижней газоопорное осевое сопло 7. Газоопорный обтекатель разделен на два отсека диафрагмой 1 1 с периферийным" силовым кольцем 9 являющимся топливной емкостью для двигателей ракетных или (воздутлно-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 двиг ателей маневрирования и нагрева, теплового агента для энергети еских нужд. Для работы, которых капсулу ориентируют внутренней чашей днища капсулы па солоде. На Фиг.5 показан возможный способ подготовки к старту газоопорной аэростатической ступени- обтекателя. Где емкости с топливом и полезным грузом размещают на поверхности воды или груша 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 подлавки при старте с воды, возможен так же запуск двигателей под водой. Для исключения воздействия ветра на газоопорный обтекатель в процессе приготовления к запуску полузаполкепную подъемным, газом его часть придерживают у поверхности причальными концами и непосредственно перед запуском концы освобождают и поднимают вспомогательную камеру 1 1 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 аа 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 часта обеспечивает необхо им ю жесткость формируя устойчивый конус скачка уплотнения. Избыток аалсвяи 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 1.9 и форсажными двигателями управления по курсу 8 отделяется в месте ее соединения 20 Фиг 4. со второй ступенью и спускается планету в иараш тно- аэростатическом режиме, за счет газа Р1 внутри вспомогательной, камеры 1 1 . 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~аэрос1атическом режиме предварительно расправив вкладыш 21 давлением РЗ. При этом аэродинамические нагрузки на ступень не превышают 10-50 кг/м кВ. А после выработки второй ступени ее отделяют от груза и третьей ступени и также 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 исскуствеыяой гравитации. Для стыковки с другими объектами предусмотрены стыковочные узля нротивовращения. 13. Осуществив орбитальную задачу, груз 1 спускают используя аэродинамическую форму оболочки 23 сформированои давлением Р4. при этом ее ориентируют к потоку под необходи ш углом и закручивают относительно вертикальной оси для гиростабилизации. и попадании в слой с попутным, ветровым потоком во время снижения груз может совершать горизонтальные перелеты, на длинные дистанции, более 2000 км. ара этом возможна установк тяговых воздушно реактивных двигателей 24 для вертикального маневрирования, (управления высотой, разворотами и т.п.) Посадку ступени и полезный г д 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 п е их соединеи с помощью например специальных герметичных замков 25 типа молнии, п ичем с помо ью такого модульного на а ивание герметичного пространства, а после удаления шюща ей 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 использования способа доставки грузов в космос,
ЛИТЕРАТУРА.
СП. Уманский Ракеты -носители. Космодромы. М., Изд-во
Рестарт+. 2001 - 21 6 с.
К. Гэтланд. Ракетно-Космичес ая Техника. Изд. Мир

Claims

Способ многократного вывода в космос и возвращения негабаритных грузов и устройство его осуществления. ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ.
1. Способ мног ократного вывода в космос и возвращения негабаритного груза и его возвращения ракетные ступени с топливом и ракетные двигатели а также средства для торможения в атмосфере и спуска на землю при возвращении, характеризующееся тем что, выводимый негабаритный груз опоясывают экваториальными ступенями выполненными в виде тора с формой повторяющей очертания негабаритного груза, ступени при этом их соединяют между собой торцами, а двигатели на экваториальных ступенях располагают (распределяют) на взаимном расстоянии, таким образом, чтобы обеспечить равномерное распределение тяги и разнос точечных вибро-акустических нагрузок двигателей на максимальное расстояние, по всему экватору
выводимого груза согласно концентрации массы, возможна установка линейного двигателя по всей нижней торцевой части экваториальной ступени, при этом обтекатель выполняют в виде газоопорной обтекаемой конструкции, - герметичной оболочки жесткость, которой обеспечивается избыточным давлением газа легче воздуха например гелием, при этом обтекатель используют дл дополнительной аэростатической тяги на начальном участке полета в атмосфере и на участке спасения отработанной верхней торовой (кольцевой) ступени. К которой оно крепиться, причем для исключения донного сопротивлен ия и улучшения условий истечения ракетной, струи, нижнюю часть ракетной системы снабжают газоонорной конструкцией в виде центрального тела (большого штыревого сопла) выполненного из жаропрочной тонкостенной оболочки жесткость которой предают избыточным давлением газа легче воздуха, πρι* этом ободочку центрального тела используют для спасения другой ступени к которой его крепят, при этом спасение торовых ступеней осуществляется путем торможег гия в атмосфере их ? шоопорными оболочками и парашютирования с частичной аэростата веской подъемной силой которую 'обеспечивает пагос-гторя я газ гелий паи. горячий а мосферны газ отступающий внутрь оболоч ки обтекателя УШИ центрального тела при торможении через специальные воздухозаборнт е карманы с кладодаьми, обеепс'шва щимм вхо атмосферного воздуха, но апирающи и его выход, а возвращение нег ба итного груза производят нутом помещения его внутрь ге метичной юродинам йче ой капсулы виде сегментальной капсулы скользящего типа ( «ФАРА» или сегментально коническая «конус») выполненной из тонкой жаропрочной оболочки жесткость которой обеспечивают избыточным давлением газа легче воздуха например гелием или горячей плазмой поступающей внутрь оболочки через воздухозаберные карманы снабженные клапанами, при котором соблюдается условие отношения массы капсулы с грузом к площади от 0,1 до 50 кг/м.кв. при этом спуск в атмосфере парашютирование и мягкое приземление негабаритного груза и ступеней производят используя аэростатическую силу, для чего в качестве газоопора герметичной оболочки консулы иди обтекателей используют геямй или горячий воздух например наполняют их оболочку гелием или плазмой набегающего потока на участке входа в атмосферу, через сиецкалмше воадухозабораые карманы.
2. Способ но л \ отлмчаюп йся тем что, после спуска полезного груза на другую планету или. астероид сегментально конические оболочки груза могут объединяться в много куполшые объекты с- ге м ти^яь
BH TpeHHBM ПрОСТраИСТВОМ, ДЛ Я чеГО ИХ СОеДйПЯЮТ С КоВЫМИ сторонами и объединяют герметизируя соединения, прячем после герметичного объединения их образованную шгощадь наложения удаляют создавая тем самым общее ге метичное внутреннее пространство.
3. Способ по п! отлячающийсй тем что, возвращение модуля с грузом и ступеней к месту старта осуществляют висеиием в подвижных слоях, атмосферы с использованием аэростатической подъемной, силы, при этом выбирают попутное направление течения вс?здущного слоя к месту базирования например э ваториалкше пассаты примем в непосредственной близости от места старта аэроеггатаческую силу модуля и возвра1цаемых ступеней уменьшают с необходимым асчетом для точной, посадки например на водную поверхность возле места ст арта.
4. Способ по п1. отличающийся ем что, количество ступеней опоясывающих негабаритный груз выбирают в количестве двух соединенных между собой торцевой частью причем полезный груз мо ет опоясывать только верхняя ступень а нижняя ступень может являться платформой на которой он лежит, при этом газоопорный обтекатель крепят к торцу или периферии (экватору) верхнего тора а центральное тело (газоопорное штыревое сопло)к терцу или периферии нижнего тора, а дитя создания локальной жесткости и для противодействия скоростному напору, верхнюю часть газоопорног обтекателя снабжают отдельной вспо огательн й камерой выполненной из тонкого жаропрочного металла mm комиоз нош/ого материала например углерод-углерода которую также зздтолненяю гелием или водородом но уже под больн м давлением чем основной газоопорный обтекатель, причем для управления и улучшения путевой устойчивости при смещенном в заднюю часть центром тяжести такой системы часть передней вспомогательной камеры снабжают кольцевой топливной емкостью на которой крепят ракетные двигателями по ее окружности, при этом управление курсовой устойчивостью и курсом ракетной системы осуществляют изменением вектора тяти двигателей и выходом избыточного газа при увеличении давления внутри оболочки обтекателя при наборе высоты ракетной системы при этом соблюдают условие что статическая подъемная сила внутри вспомогательной камеры больше веса оболочки обтекателя вместе с кольцевой емкостью и управляющими двигателями по крайней мере на участке предварительного набора высоты.
5. Способ по п. 3 отличающийся тем что, полезный груз опоясывает только верхняя, ступень, вторая же ступень является платформой на которой закрепляют груз, причем с целью равномерного распределения тяговой нагрузки от маршевых ракетных двигателей топливная емкость нижней ступени имеет конусную форму основание которого равномерно подпирает груз по всей площади а боковая поверхность снабжена многоярусными кольцевыми елями рас! ределенпь а (ннрамидадъиьгмй ярусами) по высоте конуса, внутри ко о ых размещают ко ьцет е линейные двигатели при этом саму такую конусообразную емкость возможно интегрировать под большое штыревое сопло, кроме того стенки емкости при такой конфигурация автоматически охлаждаются компонентами тош за наход ь миея. в пей при этом давление внутри емкости полученное в результате теплообмена используют для се самонаддува.
6. Устройство по п1. характеризующееся тем что, негабаритный груз в виде кольцевой космической станции с рефлектором и центробежной гравитацией, размещают внутри герметично оболочечной. конструкции се еатарно- конической формы типа «ФАРА» форму и жесткость которой о рыдают и поддерживают избыточным давлением газ легче воздуха, згатторвальлую часть .выполняют виде полого тора являющегося грузовым или обитаемым отсеком космической станции, причем донная часть сегмента выполнена в виде параболического рефлектора в оптическом или раднодиалазонах а верхняя коническая прозрачная, вершина купола конической части снабжена облучателем я влекшим стыковочным мо ле?-! с узлом иротивовращеяия к имеет фокальную высоту от параболического дна, точность которой регулируют осевой трубчатой струной с внутренним герметичным каналом для перемещения людей и грузов, один конец которого крепят к облучателю а другой к центру силовой мношл чевой рестовкн кон ы лучей которой енятся внутри экваториа ьно) о торово отсека, п ичем крестовина имеет герметичные полостя для перемещения пассажиров я грузов связанные с тором, центральная осевая часть крестовины имеет герметичный ци индрический 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 центробежкой гравитации в отсеках торового кольца, при этом для вывода в космос такой капсулы ее помещают внутрь замкнутых пустотелых торовых ступеней заполненных ракетным топливом в нижней торцевой части таких кольцевых ступеней располагают ракетные двигатели, причем к верхней кольцевой ступени по периферии крепят герметичную оболочку обтекателя выполненного из жаропрочной фольги, ткани или пленки, верхнюю часть обтекателя делят на два отсека диафра ой, которая образует верхнюю вспомогательную камеру заполненную гелием или водородом с давлением P I и создающую статическую подъемную силу, по окружности диафрагмы крепят силовое кольцо в виде узкого пустотелого гора с топливом и ракетными двигателями расположенными/ но периферии кольца, двигатели крепят шарнирно к кольцу для упраьления вектором тяги в диапазоне от создания продольной тяги ускоряющего подъем ракетной системы до поперечного создающего поперечный управляющий момент, нижнюю кольцевую ступень снабжают газоопорным центральным телом (газочшорн м осевым соплом) выполненным из жаропрочной тонкостенной оболочки на тканевой пленочной основе или. металлической фольги, которая крепиться к периферийной части дохшей оящевой ступени, причем основание газооиораого центрального тела усиливают дополнительны м жаропрочным покрытием например аблирующим лаком шш 1?ольфрамо*м>и (никилиевой) фольгой на длину критической температуры факела, двигателя, в нижней часта цент ального тела располагают дренажные Кл яаяы для сброса давления из него при подъеме ракетной системы. Устройство по пЗ характеризующееся те что, облучатель снабжают теплообменником для нагрева рабочего тела или теплового агента, при. этом нагретое рабочее тело например водород,, гелий, воздух или воду нагревают теплообменником и используют для создания реактивной струи для ориентации и. маневров в космосе, (например доразгона как последняя ступень шш торможения яри сходе с орбиты, а также активной ориентации) а тепловой агент используют для энергетических нужд например для работы эдекгро генератора при этом капсулу полезного груза ориентируют рефлектором на солнце фокусируя его .лучи на теплообменнике-
PCT/RU2013/000657 2012-07-31 2013-07-31 Способ многократного вывода в космос и возвращения негабаритного груза и устройство его осуществления WO2014021741A2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012132664 2012-07-31
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
WO2014021741A2 true WO2014021741A2 (ru) 2014-02-06
WO2014021741A3 WO2014021741A3 (ru) 2014-06-12

Family

ID=50028618

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2013/000657 WO2014021741A2 (ru) 2012-07-31 2013-07-31 Способ многократного вывода в космос и возвращения негабаритного груза и устройство его осуществления

Country Status (2)

Country Link
RU (1) RU2627902C2 (ru)
WO (1) WO2014021741A2 (ru)

Cited By (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2621805C2 (ru) * 2015-11-25 2017-06-07 Виктор Маркович Гурвич Транспортное средство для межпланетного сообщения (варианты)
GB2558949A (en) * 2017-01-24 2018-07-25 Carpe Astra Ltd A flying craft
CN109606738A (zh) * 2019-01-14 2019-04-12 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
EP3464069A4 (en) * 2016-06-01 2019-12-04 Blue Origin, LLC AGILITY PROPELLERS FOR DIFFICULT METEOROLOGICAL CONDITIONS AND ASSOCIATED SYSTEMS AND METHODS
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
CN111204465A (zh) * 2020-01-21 2020-05-29 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
CN112429278A (zh) * 2020-11-11 2021-03-02 陕西中天火箭技术股份有限公司 一种火工弹射回收机构
CN112455703A (zh) * 2021-01-06 2021-03-09 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
RU2744736C1 (ru) * 2020-04-27 2021-03-15 Андрей Владимирович Иванов Многоразовая первая ступень ракеты-носителя
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
US11273932B2 (en) 2017-09-10 2022-03-15 Space Arena, Inc. Enclosures for facilitating activities in space, and associated systems and methods
US11358739B2 (en) 2017-09-10 2022-06-14 Orbit Fab, Inc. Systems and methods for delivering, storing, and processing materials in space
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
CN114735247A (zh) * 2022-05-20 2022-07-12 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
CN114750977A (zh) * 2022-06-10 2022-07-15 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
US11649073B2 (en) 2009-02-24 2023-05-16 Blue Origin, Llc Control surfaces for use with high speed vehicles, and associated systems and methods
WO2024013460A1 (fr) * 2022-07-13 2024-01-18 Arianegroup Sas Vehicule orbital reutilisable comprenant un vehicule d'evacuation d'equipage a extraction vers l'avant
US12017524B2 (en) 2023-04-28 2024-06-25 Orbit Fab, Inc. Systems and methods for creating and automating an enclosed volume with a flexible fuel tank and propellant metering for machine operations

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
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
RU2771550C1 (ru) * 2021-07-27 2022-05-05 Сергей Иванович Ивандаев Способ возврата ракетной ступени на землю и ракетная ступень для реализации этого способа

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
WO2006119056A2 (en) * 2005-04-29 2006-11-09 General Orbital Corporation Lighter than air supersonic vehicle
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

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
WO2006119056A2 (en) * 2005-04-29 2006-11-09 General Orbital Corporation Lighter than air supersonic vehicle
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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
V. N.KOCHETKOV. ZOLOTAYA PODKOVA. 1994, pages 196 - 205 *

Cited By (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11649073B2 (en) 2009-02-24 2023-05-16 Blue Origin, Llc 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)
EP3464069A4 (en) * 2016-06-01 2019-12-04 Blue Origin, LLC AGILITY PROPELLERS FOR DIFFICULT METEOROLOGICAL CONDITIONS AND ASSOCIATED SYSTEMS AND METHODS
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
US11358739B2 (en) 2017-09-10 2022-06-14 Orbit Fab, Inc. Systems and methods for delivering, storing, and processing materials in space
US11673465B2 (en) 2017-12-06 2023-06-13 Orbit Fab, Inc. Systems and methods for creating and automating an enclosed volume with a flexible fuel tank and propellant metering for machine operations
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
CN109606738A (zh) * 2019-01-14 2019-04-12 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
CN111204465A (zh) * 2020-01-21 2020-05-29 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
RU2744736C1 (ru) * 2020-04-27 2021-03-15 Андрей Владимирович Иванов Многоразовая первая ступень ракеты-носителя
CN112429278A (zh) * 2020-11-11 2021-03-02 陕西中天火箭技术股份有限公司 一种火工弹射回收机构
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
CN112455703A (zh) * 2021-01-06 2021-03-09 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
CN114735247A (zh) * 2022-05-20 2022-07-12 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
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
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
CN114750977A (zh) * 2022-06-10 2022-07-15 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
WO2024013460A1 (fr) * 2022-07-13 2024-01-18 Arianegroup Sas Vehicule orbital reutilisable comprenant un vehicule d'evacuation d'equipage a extraction vers l'avant
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
US12017524B2 (en) 2023-04-28 2024-06-25 Orbit Fab, Inc. Systems and methods for creating and automating an enclosed volume with a flexible fuel tank and propellant metering for machine operations

Also Published As

Publication number Publication date
RU2012132664A (ru) 2014-02-20
RU2627902C2 (ru) 2017-08-14
WO2014021741A3 (ru) 2014-06-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2014021741A2 (ru) Способ многократного вывода в космос и возвращения негабаритного груза и устройство его осуществления
US10081446B2 (en) System for emergency crew return and down-mass from orbit
US3144219A (en) Manned space station
US3093346A (en) Space capsule
US7487936B2 (en) Buoyancy control system for an airship
US7108228B1 (en) Hydrogen-fueled spacecraft
US9302788B2 (en) Stratospheric-airship-assisted orbital payload launching system
ES2860772T3 (es) Cápsula para vuelos espaciales o en el espacio cercano
US6119983A (en) Airship/spacecraft
WO2006119056A2 (en) Lighter than air supersonic vehicle
Komar Hercules single-stage reusable vehicle supporting a safe, affordable, and sustainable human lunar & mars campaign
EP3353056A1 (en) Satellite launcher and method for putting satellites into orbit using said satellite launcher
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.
US20220127017A1 (en) A floating platform for launching a space rocket from a height and method for launching a rigid -walled balloon into the space
RU2111147C1 (ru) Воздушно-космическая транспортная система
JP2023544064A (ja) 戦術的ハイブリッド成層圏飛行船
RU2771550C1 (ru) Способ возврата ракетной ступени на землю и ракетная ступень для реализации этого способа
RU111516U1 (ru) Система подъема на орбиту земли и спуска кущенко в.а.
US20240132231A1 (en) A reusable floating device for launching a space rocket from high altitude, and method for launching a rigid structure into space
RU2005120143A (ru) Способ транспортировки в космос и возвращения обратно объектов сложной конфигурации и гиперзвуковой ракетостат для его осуществления
Naik et al. Argo Nova: Spacecraft and Mission Design of a Heavy Mars Lander
RU2621805C2 (ru) Транспортное средство для межпланетного сообщения (варианты)
Benton A Conceptual Mars Exploration Vehicle Architecture with Chemical Propulsion, Near-Term Technology, and High Modularity to Enable Near-Term Human Missions to Mars
Seedhouse et al. Expandable module technologies
WO2000066425A2 (en) Airship/spacecraft

Legal Events

Date Code Title Description
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2013825310

Country of ref document: EP

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 13825310

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A2

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 13825310

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A2