WO2015080614A1 - Система спасения ракетных двигателей - Google Patents

Система спасения ракетных двигателей Download PDF

Info

Publication number
WO2015080614A1
WO2015080614A1 PCT/RU2013/001071 RU2013001071W WO2015080614A1 WO 2015080614 A1 WO2015080614 A1 WO 2015080614A1 RU 2013001071 W RU2013001071 W RU 2013001071W WO 2015080614 A1 WO2015080614 A1 WO 2015080614A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
capsule
parachute
engine
rocket
compartment
Prior art date
Application number
PCT/RU2013/001071
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Владимир Владимирович ТКАЧ
Александр Евгеньевич МИЛОВ
Original Assignee
Владимир Владимирович ТКАЧ
Александр Евгеньевич МИЛОВ
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 Владимир Владимирович ТКАЧ, Александр Евгеньевич МИЛОВ filed Critical Владимир Владимирович ТКАЧ
Priority to US14/398,298 priority Critical patent/US20160280399A1/en
Publication of WO2015080614A1 publication Critical patent/WO2015080614A1/ru

Links

Classifications

    • 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
    • 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

Definitions

  • the proposal relates to the field of rocket and space technology and may find application in creating new or upgrading existing disposable space rocket systems into systems with reusable elements.
  • the rescue system is used primarily to rescue liquid-propellant rocket engines for the purpose of their repeated or repeated use as part of the first (one and a half) rocket stages.
  • One of the systems is to save the entire stage of the rocket and space system, including a rocket engine and fuel tanks (RU 2318704 C2, 03/10/2008; US 4,832,288 A, 05/23/1989; US 6158693 A, 12/12/2000; US 6,450,452 B1, 17.09. 2002; US 6616092 B1, 09.09.2003; RU 2492123 C1, 09/10/2013; RU 2442727 C1, 02.20.2012; US 6817580 B2, 16.1 1.2004; RU 2202500 C2, 04.20.2003).
  • Engine rescue is envisioned from near space heights.
  • the descent of the capsule occurs uncontrollably, at speeds close to space. Therefore, the capsule is covered with a heat-insulating layer, in order to prevent overheating of the engine.
  • the capsule must rotate randomly in order to reduce the thermal loads acting on the capsule shell. After decreasing the fall speed, further braking to acceptable speeds is carried out using parachutes.
  • a spherical capsule can go beyond the transverse dimensions of the rocket, creating additional aerodynamic drag;
  • the described system is closest to the proposed salvation system and can be taken as the closest analogue.
  • the proposed rocket engine rescue system is structurally simple, does not require full tightness, excessive strength, does not contain mechanisms, special controls, navigation and maneuvering, is designed to save only the engine and therefore has a minimum weight.
  • the loss in the mass of the payload being withdrawn, in relation to disposable space-rocket systems, will be minimal, which means that the cost of working out the rescue system and the payback period will be small.
  • the engine that has exhausted its life and reused engine during the last use does not provide for the use of a rescue system, so in this case there will be no loss of payload mass, which will affect the reduction of the cost of its removal.
  • the short payback period of the rescue system will make it possible to abandon the need to create an engine with a high service life for the system; therefore, the system can already be applied to existing space-rocket complexes with a slight revision of the engine compartment. In this case, it is possible to ensure that the overall dimensions of the capsule of the rescue system beyond the middle of the rocket are not exceeded.
  • the claimed rescue system will also protect the engine from the loads that occur during descent in the atmosphere, perform braking using the resistance force of the atmosphere, absorb shock upon landing or splashdown, and, in the event of splashdown, ensure buoyancy.
  • the descent of the rescue system is uncontrollable.
  • the stabilizing parachute will provide self-orientation in the direction of descent. After entering dense
  • the technical result of the proposed proposal is to increase the reliability of the rescue system, reduce the cost of removing payload due to the repeated or repeated use of the rocket engine.
  • the rescue system of rocket engines contains a capsule consisting of a protective bottom and a side casing; the capsule includes a parachute compartment, a compartment with a landing device, while the capsule is attached to the power frame of the engine; at least one stabilizing parachute; at least one main parachute; at least one landing device; the compartment with the landing device is located in the protective bottom of the capsule; initialization of the systems for the release of the parachute, inflating the landing device, starting the soft landing engines is carried out from the simplest automatic devices.
  • the landing device is an inflatable raft or air bag or soft landing engines.
  • the parachute compartment and the landing gear compartment are covered with covers discharged during initialization of the respective systems.
  • the gap between the nozzle part of the engine and the open section of the capsule is closed by a flexible protective cover.
  • the capsule accommodates several autonomous rocket engines.
  • the main parachute is multi-domed.
  • An inflatable raft contains a waterproof membrane, inflatable sections and elastic slings.
  • the inflatable raft contains an automatic pumping pump.
  • the air bag contains exhaust valves.
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26)
  • the system contains a beacon or other detection system.
  • Fig. 1 shows the configuration of a rescue system for a single-chamber liquid propellant rocket engine, a method for attaching a capsule of a rescue system to a rocket, an example of the location of auxiliary system compartments and fuel component supply lines;
  • Fig. 2 shows an example of fastening an engine to a capsule and a method of transmitting engine thrust to a rocket, as well as transferring forces from parachutes to structural members;
  • Fig. 3 shows the configuration of the compartment with the landing device (raft or air bag or soft landing engines), the method of placing pipelines in it and packing the landing device;
  • the landing device raft or air bag or soft landing engines
  • Fig. Figure 4 shows the configuration of a splash-water buoyancy capsule system (during initialization during descent), including an inflatable raft, a waterproof membrane, and slings;
  • Fig. 5 shows a configuration of a flooding system for a capsule during splashdown (after splashdown), including an inflatable raft, a waterproof membrane, and slings;
  • Fig. 6 shows the configuration of the air bag when the rescue system lands on a hard surface (during initialization during descent);
  • Fig. 7 shows the configuration of the air bag during the landing of the rescue system on a hard surface (at the time of landing, after absorption of the landing impact);
  • Fig. 8 shows a variant of the rescue capsule equipped with soft landing engines (the landing section cover is discarded) when the rescue system lands on a hard surface;
  • Fig. 9 shows a diagram of an application of a liquid-propellant rescue system of a first stage of a space launch vehicle.
  • the rescue system consists of an unpressurized capsule (conditionally translucent shown in Fig. 1), which protects the engine 9 from possible damage during descent in the atmosphere, splashdown and landing.
  • the capsule includes a parachute compartment 22 and a compartment with a landing device 24, which is an inflatable raft (Fig. 4, 5) for splashdown or air cushion (Fig. 6, 7).
  • a package with landing device 25 is shown in Fig. 3.
  • a landing device when landing on a hard surface, instead of an inflatable pillow, soft landing engines, which are solid propellant rocket engines - solid propellant rocket engines (Fig. 8), can be used.
  • the design of the capsule includes a bottom, which is its main power part and accepting the greatest aerodynamic loads during descent and shock loads when splashing or landing, as well as a side casing 10, which prevents direct environmental impact on the inside of the engine compartment and protects them from damage and pollution.
  • the capsule is attached to the rocket using the bracket for attaching the capsule to the rocket 15.
  • the parachute compartment 22 may be located both inside and on the side of the capsule for layout reasons.
  • the compartment with the landing device 24 is located in the bottom of the capsule. These compartments on the outside are closed, respectively, by the lid of the parachute compartment 11 and the lid of the compartment of the landing device 12, which are reset when the corresponding systems are initialized. In this case, the compartment cover of the landing device 12 is also part of the protective bottom.
  • the rocket engine 9 (may be single or multi-chamber) is located in the capsule in a manner that does not limit its functionality, allowing it to swing, extend and clean the nozzle nozzle (if one is provided), as well as work in the modes provided for the engine.
  • the nozzle portion of the engine 9 may protrude beyond the dimensions of the capsule.
  • the gap between the nozzle part of the engine 9 and the open section of the capsule is closed by a flexible protective cover 21.
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) attached to the power frame of the engine 19 and is not included in the power circuit of the transmission of thrust to the rocket.
  • the lateral casing of the capsule 10 has the simplest technological geometry (cylindrical or conical) and minimum structural weight (since the part is not power).
  • In the capsule may be one or more rocket engines operating autonomously from each other. The number and size of engines will determine the size of the capsule of the rescue system.
  • the engine 9 in the capsule of the rescue system is attached to the rocket from the side of the protective bottom.
  • the power connection of the engine 9 with the rocket, the connection of the fuel supply pipelines 13 from the rocket tanks to the engine 9, as well as other communications are separable, and are carried out using pyro-bolts 16, or using another method known to specialists.
  • the fuel components are supplied to the engine 9 through pipelines 13 passing through openings in the peripheral casing of the capsule or through openings in the protective bottom of the capsule 12 through the compartment of the landing device 24. In this case, the landing device is located around the pipelines 13.
  • the fuel tank of the first stage 14 is shown in Fig. 1 conditionally translucent.
  • the fuel supply pipes 13 are shown in Fig. 3 conditionally translucent.
  • the rocket engine 9 In flight, after the engine 9 performs all the functions for accelerating the rocket provided for it, or in an emergency, the rocket engine 9 is turned off, the system for separating the links between the engine 9 and the rocket is activated, and a stabilizing parachute is released. And the capsule with the engine 9 is separated from the rocket, performing an uncontrolled ballistic flight with a further decrease towards the surface of the Earth. In the process of separation from the rocket and during the subsequent flight, the capsule with the help of a stabilizing parachute is guided by a power protective bottom 12, perceiving the pressure head, in the direction of movement. This eliminates the negative environmental impact on the non-power (peripheral) part of the capsule and open elements of the rocket engine 9 (nozzle part). Parachutes are attached using parachute ropes 20 to the attachment points of the parachute ropes 17. In addition,
  • FIG. 9 shows a salvage scheme for a liquid-propellant first stage rocket engine.
  • Position 1 indicates the launch of the launch vehicle; 2 - separation of the first stage; 3 - release of a stabilizing parachute; 4 - separation of the fuel tank of the first stage; 5 - descent on a stabilizing parachute; 6 - release and descent on the main parachute; 7 - release of the landing device (raft for splashdown or air cushion or launch of soft landing engines); 8 - landing.
  • shut-off valves 23 standardly provided in the design of rocket engines. There is no need to close the holes through which the engine 9 is connected to the rocket, because during the descent of the speed and height of incidence, the capsules are not cosmic, which means that the thermal loads arising from friction of the capsule against the Earth’s atmosphere are small and will not damage the structure.
  • the main parachute is used, the release of which is carried out using an exhaust parachute, which can be used as a stabilizing parachute.
  • an exhaust parachute which can be used as a stabilizing parachute.
  • a multi-dome system can be used.
  • the capsule Since the capsule is leaky, its buoyancy and a stable position on the water surface (WL) during splashdown with the open part of the engine (nozzle) upward is ensured by an inflatable raft landing device (Fig. 4, 5). For better stability, the sling suspension of the raft to the rescue capsule ensures its partial immersion in water, while the raft has a larger radial size than the capsule.
  • the construction of the raft may include a waterproof membrane 28, partially protecting the submerged part of the capsule from the penetration of water. As a result of planting spray, some water will be used.
  • the inner side of the membrane is not excluded.
  • the raft can be equipped with an automatic pumping pump.
  • the buoyancy margin of the raft is calculated in such a way that buoyancy is ensured when one or more of its inflatable sections 27 is damaged, and when the internal volume of the capsule is completely flooded.
  • the raft Immediately before contact with the water surface, the raft, being in the section of the landing device 24, is inflated, discarding the cover 12.
  • the configuration of the raft suspension using elastic slings 26 of sufficient length reduces the force of impact on water during splashdown, since most of the impact will fall on the protective bottom 12 capsules of a smaller area compared to the raft (the force of impact on water decreases with a decrease in the area of the falling body).
  • the landing stroke is absorbed by an inflatable air bag (Fig. 6, 7) or by soft landing engines 29 (Fig. 8).
  • the air bag is equipped with exhaust valves, providing a smooth decrease in its volume upon impact and, as a result, smooth braking in contact with the Earth's surface.
  • Soft landing engines are triggered shortly before contact with the Earth's surface, reducing the rate of fall.
  • the capsule together with the engine 9 is transported by sea, air or land means.
  • the capsule is equipped with a beacon or other known detection system.
  • the proposal may find application in the creation of new or modernization of existing disposable space-rocket systems for introducing systems with reusable elements.
  • the rescue system is used primarily to rescue liquid-propellant rocket engines for the purpose of their repeated or repeated use as part of the first (one and a half) rocket stages.

Abstract

Система спасения используется преимущественно для спасения жидкостных ракетных двигателей с целью их повторного или многократно применения в составе первых (полуторных) ступеней ракет. Техническим результатом заявленного предложения является повышение надежности системы спасения. Технический результат достигается тем, что система спасения ракетных двигателей содержит капсулу, состоящую из защитного днища и бокового кожуха; капсула включает в себя парашютный отсек, отсек с посадочным устройством, при этом капсула крепится к силовой раме двигателя; по меньшей мере один стабилизирующий парашют; по меньшей мере один основной парашют; по меньшей мере одно посадочное устройство; отсек с посадочным устройством расположен в защитном днище капсулы; инициализация систем выпуска парашюта, надувания посадочного устройства, запуска двигателей мягкой посадки осуществляется от простейших автоматических устройств.

Description

Система спасения ракетных двигателей
Область техники
Предложение относится к области ракетно-космической техники и может найти применение при создании новых или модернизации существующих одноразовых ракетно-космических систем выведения в системы с элементами многократного использования.
Система спасения используется преимущественно для спасения жидкостных ракетных двигателей с целью их повторного или многократного применения в составе первых (полуторных) ступеней ракет.
Предшествующий уровень техники
Известно две принципиальных системы спасения элементов ракетно-космических систем с целью их многократного использования.
Одна из систем заключается в спасении всей ступени ракетно-космической системы, включающей ракетный двигатель и топливные баки (RU 2318704 С2, 10.03.2008; US 4832288 А, 23.05.1989; US 6158693 А, 12.12.2000; US 6450452 В1, 17.09.2002; US 6616092 В1, 09.09.2003; RU 2492123 С1, 10.09.2013; RU 2442727 С1, 20.02.2012; US 6817580 В2, 16.1 1.2004; RU 2202500 С2, 20.04.2003).
Основной недостаток отмеченных систем заключается в том, что их задачей является спасение конструкции большой массы и габаритов. Системы сложны и подразумевают использование множества дополнительных элементов: двигатели маневрирования, крыло, оперение, шасси, топливо для обеспечения торможения и управляемого спуска, парашюты, аппаратуру управления и тому подобное." Это значительно увеличивает массу всей ракетно-космической системы и существенно уменьшает вес выводимого полезного груза, что приводит к увеличению стоимости его выведения.
Также, тяжелые системы спасения сложны, дороги при разработке и эксплуатации, а значит, требуют большого числа пусков, для окупаемости. В связи с этим, используемый в ступени ракетный двигатель должен обладать высоким ресурсом и запасом работы, но разработка, доводка и эксплуатация подобного двигателя весьма
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) затратные. Необходимость в гигантских финансовых вложениях, практическое отсутствие экономической эффективности из-за низкого спроса на пусковые услуги и большой конкуренции, делают подобные схемы нереализуемыми. Это подтверждается тем, что ни одна из обозначенных систем не применяется на практике в настоящее время, а все действующие ракетно-космические комплексы полностью одноразовые.
Решить проблему экономической неэффективности систем спасения может кардинально иная, более простая система, заключающаяся в спасении только ракетного двигателя.
Подобная система описывается в патенте US 4 830 314, где жидкостный ракетный двигатель помещен в сферическую капсулу. Во время работы двигателя, при взлете ракеты, его реактивная струя выходит через отверстие в капсуле. После остановки двигателя капсула с двигателем отделяется от ракеты, а все отверстия капсулы закрываются люками, делая её герметичной.
Спасение двигателя предусматривается с около космических высот. Спуск капсулы происходит неуправляемо, на скоростях близких к космическим. Поэтому капсула покрыта теплоизолирующим слоем, дабы не допустить перегрева двигателя. Кроме того, во время падения, капсула должна хаотично вращаться с целью снижения тепловых нагрузок, действующих на оболочку капсулы. После уменьшения скорости падения дальнейшее торможение до приемлемых скоростей осуществляется с помощью парашютов.
Недостатками данной системы являются:
- необходимость обеспечения герметичности капсулы, для чего система содержит сложные люковые механизмы и уплотнительные элементы;
- тяжелая силовая оболочка капсулы для восприятия высоких аэродинамических нагрузок;
- наличие теплозащитного покрытия;
- в случае применения многокамерного двигателя сферическая капсула может выходить за поперечные габариты ракеты, создавая дополнительное аэродинамическое сопротивление;
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) - система не предусматривает снижение ударных нагрузок, возникающих при контакте с поверхностью земли;
- требование вращения капсулы при спуске требует точного совпадения центра масс и центра сопротивления всей системы с целью не разрушения системы.
Описанная система наиболее близка к предлагаемой системе спасения и может быть принята в качестве наиболее близкого аналога.
Раскрытие предложения.
Предлагаемая система спасения ракетного двигателя конструктивно проста, не требует обеспечения полной герметичности, избыточной прочности, не содержит механизмов, специальных средств управления, навигации и маневрирования, предназначена для спасения только двигателя и поэтому имеет минимальный вес. В связи с этим проигрыш в массе выводимого полезного груза, по отношению к одноразовым ракетно-космическим системам, будет минимальным, а значит, стоимость отработки системы спасения и сроки её окупаемости будут малы.
Кроме того, выработавший свой ресурс, многократно использованный двигатель, при последнем использовании не предусматривает применения системы спасения, поэтому в этом случае потери в массе полезного груза не будет, что повлияет на снижение стоимости его выведения.
Малые сроки окупаемости системы спасения позволят отказаться от необходимости создания под систему двигателя с высоким ресурсом работы, поэтому применить систему можно уже к существующим ракетно-космическим комплексам при незначительной доработке двигательного отсека. При этом возможно обеспечить не выход габаритных размеров капсулы системы спасения за мидель ракеты.
Заявленная система спасения также будет защищать двигатель от нагрузок, возникающих при спуске в атмосфере, осуществлять торможение с использованием силы сопротивления атмосферы, поглощать удар при приземлении или приводнении, и, в случае приводнения, обеспечивать плавучесть. Спуск системы спасения осуществляется неуправляемо. Стабилизирующий парашют будет обеспечивать самоориентирование по направлению спуска. После входа в плотные
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) слои атмосферы торможение до приемлемых скоростей будет обеспечено основным парашютом.
Специальные средства теплозащиты системы спасения не предусмотрены, так как её отделение от ракеты предусмотрено лишь на высотах ниже орбитальных, при скоростях ниже космических, что, в частности, характерно для ракетных двигателей первых и полуторных ступеней ракет-носителей космического назначения. При этих условиях аэродинамический нагрев конструкции незначителен.
Техническим результатом заявленного предложения является повышение надёжности системы спасения, снижение стоимости выведения полезного груза за счёт повторного либо многократного использования ракетного двигателя.
Технический результат достигается тем, что система спасения ракетных двигателей содержит капсулу, состоящую из защитного днища и бокового кожуха; капсула включает в себя парашютный отсек, отсек с посадочным устройством, при этом капсула крепится к силовой раме двигателя; по меньшей мере один стабилизирующий парашют; по меньшей мере один основной парашют; по меньшей мере одно посадочное устройство; отсек с посадочным устройством расположен в защитном днище капсулы; инициализация систем выпуска парашюта, надувания посадочного устройства, запуска двигателей мягкой посадки осуществляется от простейших автоматических устройств.
Посадочное устройство представляет собой надувной плот или пневмоподушку или двигатели мягкой посадки.
Парашютный отсек и отсек с посадочным устройством закрыты крышками, сбрасываемыми при инициализации соответствующих систем.
Щель между сопловой частью двигателя и открытым сечением капсулы закрыта гибким защитным чехлом.
Капсула вмещает несколько автономных ракетных двигателей.
Основной парашют является многокупольным.
Надувной плот содержит водонепроницаемую мембрану, надувные секции и упругие стропы.
Надувной плот содержит автоматическую откачивающую помпу.
Пневмоподушка содержит выпускные клапаны.
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) Система содержит радиомаяк или иную систему обнаружения.
Краткое описание чертежей
Предложение поясняется чертежами, где Fig. 1 показывает конфигурацию системы спасения однокамерного жидкостного ракетного двигателя, способ крепления капсулы системы спасения к ракете, пример расположения отсеков вспомогательных систем и магистралей подвода компонентов топлива;
Fig. 2 показывает пример крепления двигателя к капсуле и способ передачи тяги двигателя к ракете, а также передачу усилий от парашютов на элементы конструкции;
Fig. 3 показывает конфигурацию отсека с посадочным устройством (плот или пневмоподушка или двигатели мягкой посадки), способ размещения в нём трубопроводов и упаковки посадочного устройства;
Fig. 4 показывает конфигурацию системы обеспечения плавучести капсулы при приводнении (при инициализации во время снижения), включающую надувной плот, водонепроницаемую мембрану и стропы;
Fig. 5 показывает конфигурацию системы обеспечения плавучести капсулы при приводнении (после приводнения), включающую надувной плот, водонепроницаемую мембрану и стропы;
Fig. 6 показывает конфигурацию пневмоподушки при приземлении системы спасения на твёрдую поверхность (при инициализации во время снижения);
Fig. 7 показывает конфигурацию пневмоподушки при приземлении системы спасения на твёрдую поверхность (в момент приземления, после поглощения посадочного удара);
Fig. 8 показьгеает вариант капсулы спасения оборудованной двигателями мягкой посадки (крышка посадочной секции отброшена) при приземлении системы спасения на твёрдую поверхность;
Fig. 9 показывает схему применения системы спасения жидкостного ракетного двигателя первой ступени космической ракеты-носителя.
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) б
Варианты осуществления предложения.
Система спасения состоит из негерметичной капсулы (на Fig. 1 показана условно полупрозрачной), защищающей двигатель 9 от возможного повреждения при спуске в атмосфере, приводнении и приземлении. В состав капсулы входят парашютный отсек 22 и отсек с посадочным устройством 24, которое представляет собой надувной плот (Fig. 4, 5) для приводнения или пневмоподушку (Fig. 6, 7). Упаковка с посадочным устройством 25 показана на Fig. 3. В качестве посадочного устройства, при приземлении на твёрдую поверхность, вместо надувной подушки могут быть использованы двигатели мягкой посадки, которые представляют собой ракетные двигатели на твёрдом топливе - РДТТ (Fig. 8).
Конструкция капсулы включает в себя днище, являющееся её основной силовой частью и воспринимающее наибольшие аэродинамические нагрузки при спуске и ударные нагрузки при приводнении или приземлении, а также боковой кожух 10, препятствующий прямому воздействию окружающей среды на внутренности двигательного отсека и защищающий их от повреждений и загрязнений. Капсула крепится к ракете с помощью кронштейна крепления капсулы к ракете 15. Парашютный отсек 22 по компоновочным соображениям может находиться как внутри, так и сбоку капсулы. Отсек с посадочным устройством 24 расположен в днище капсулы. Данные отсеки с наружной стороны закрыты, соответственно, крышкой парашютного отсека 11 и крышкой отсека посадочного устройства 12, сбрасываемыми при инициализации соответствующих систем. При этом крышка отсека посадочного устройства 12 также является частью защитного днища.
Ракетный двигатель 9 (может быть одно или многокамерным) расположен в капсуле способом, не ограничивающим его функциональность, допуская его качание, выдвижение и уборку соплового насадка (если он предусмотрен), а также работу на предусмотренных для двигателя режимах. Сопловая часть двигателя 9 может выступать за габариты капсулы. С целью предохранения от попадания продуктов сгорания двигателя 9 внутрь капсулы, щель между сопловой частью двигателя 9 и открытым сечением капсулы, закрывается гибким защитным чехлом 21. Капсула
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) крепится к силовой раме двигателя 19 и не включается в силовую схему передачи силы тяги на ракету.
Боковой кожух капсулы 10 имеет простейшую технологичную геометрию (цилиндрическую или коническую) и минимальный конструкционный вес (поскольку деталь не силовая).
В капсуле может находиться один или несколько ракетных двигателей, работающих автономно друг от друга. Количество и размеры двигателей будут определять габариты капсулы системы спасения.
Двигатель 9 в капсуле системы спасения прикрепляется к ракете со стороны защитного днища. Силовое соединение двигателя 9 с ракетой, соединение трубопроводов подвода топлива 13 от баков ракеты к двигателю 9, а также другие связи - разделяющиеся, и осуществлены с помощью пироболтов 16, либо с помощью другого известного специалистам способа. Подвод компонентов топлива к двигателю 9 осуществляется по трубопроводам 13, проходящим через отверстия в периферийном кожухе капсулы либо через отверстия в защитном днище капсулы 12 через отсек посадочного устройства 24. В этом случае посадочное устройство располагается с огибанием трубопроводов 13. Топливный бак первой ступени 14 показан на Fig. 1 условно полупрозрачным. Трубопроводы подвода топлива 13 показаны на Fig. 3 условно полупрозрачными.
В полете, после выполнения двигателем 9 всех предусмотренных для него функций по разгону ракеты, либо при аварийной ситуации, ракетный двигатель 9 выключается, срабатывает система разделения связей двигателя 9 с ракетой, выпускается стабилизирующий парашют. И капсула с двигателем 9 отделяется от ракеты, осуществляя неуправляемый баллистический полет с дальнейшим снижением по направлению к поверхности Земли. В процессе отделения от ракеты и во время последующего полета, капсула с помощью стабилизирующего парашюта ориентируется силовым защитным днищем 12, воспринимающим скоростной напор, по направлению движения. Так исключается негативное воздействие окружающей среды на не силовую (периферийную) часть капсулы и открытые элементы ракетного двигателя 9 (сопловая часть). Парашюты крепятся с помощью парашютных канатов 20 к узлам крепления парашютных канатов 17. Кроме того,
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) стабилизирующий парашют выполняет часть работы торможения, снижая тем самым аэродинамические нагрузки, действующие на оболочку капсулы. Тормозное усилие со стабилизирующего и основного парашютов передается непосредственно на силовую раму двигателя 19 через силовые детали парашютной подвески 18.
На Fig. 9 показана схема спасения жидкостного ракетного двигателя первой ступени ракеты-носителя. Позицией 1 обозначен старт ракеты-носителя; 2 - отделение первой ступени; 3 - выпуск стабилизирующего парашюта; 4 - отделение топливного бака первой ступени; 5 - спуск на стабилизирующем парашюте; 6 - выпуск и спуск на основном парашюте; 7 - выпуск посадочного устройства (плот для приводнения или пневмопо душка или запуск двигателей мягкой посадки); 8 - посадка.
Герметичность топливных магистралей 13 двигателя 9, после отделения от магистралей ракеты, обеспечивается отсечными клапанами 23, штатно предусматриваемыми в конструкциях ракетных двигателей. Необходимости в закрытии отверстий, через которые осуществляется связь двигателя 9 с ракетой, нет, т.к. во время спуска скорости и высоты падения капсулы не космические, а значит тепловые нагрузки, возникающие от трения капсулы об атмосферу Земли, малы и не повредят конструкции.
Для уменьшения скорости снижения капсулы до посадочной в плотных слоях атмосферы Земли используется основной парашют, выпуск которого, осуществляются с помощью вытяжного парашюта, в качестве которого можно использовать стабилизирующий парашют. Для повышения надежности и снижения веса основного парашюта может быть применена многокупольная система.
Поскольку капсула негерметична, её плавучесть и остойчивое положение на поверхности воды (WL) при приводнении, открытой частью двигателя (соплом) вверх, обеспечивается с помощью посадочного устройства надувной плот (Fig. 4, 5). Для лучшей остойчивости строповая подвеска плота к спасательной капсуле обеспечивает её частичное погружение в воду, плот при этом имеет больший, по сравнению с капсулой, радиальный размер.
Конструкция плота может включать водонепроницаемую мембрану 28, частично защищающую погруженную часть капсулы от проникновения воды. В результате возникновения посадочных брызг, попадание некоторого количества воды на
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) внутреннюю сторону мембраны не исключается. В этом случае, при необходимости быстрого осушения (до прибытия персонала транспортной команды), плот может быть оборудован автоматической откачивающей помпой. Запас плавучести плота рассчитывается таким образом, чтобы плавучесть обеспечивалась при повреждении одной или нескольких его надувных секций 27, и при вероятном полном затоплении внутреннего объема капсулы.
Непосредственно перед контактом с поверхностью воды плот, находясь в секции посадочного устройства 24, надувается, отбрасывая крышку 12. Конфигурация подвески плота с помощью упругих строп 26 достаточной длины уменьшает силу удара о воду при приводнении, поскольку при этом большая часть удара придется на защитное днище 12 капсулы меньшей, по сравнению с плотом, площади (сила удара о воду уменьшается с уменьшением площади падающего тела).
В случае приземления капсулы на твёрдую поверхность Земли посадочный удар поглощается надувной пневмоподушкой (Fig. 6, 7) или двигателями мягкой посадки 29 (Fig. 8). Пневмоподушка оснащается выпускными клапанами, обеспечивающими плавное уменьшение её объёма при ударе и, как следствие, плавность торможения при контакте с поверхностью Земли. Двигатели мягкой посадки срабатывают незадолго до контакта с поверхностью Земли, уменьшая скорость падения.
После приземления либо приводнения капсула вместе с двигателем 9 транспортируется морским, воздушным либо наземным средством. Для облегчения обнаружения капсулы она оснащается радиомаяком или другой известной системой обнаружения.
Подача команд на органы отделения капсулы системы спасения от ракеты осуществляется бортовой системой управления ракетой. Инициализация систем капсулы спасения, таких как выпуск парашютов, запуск двигателей мягкой посадки, надувание пневмоподушки или плота и т.п., осуществляется с помощью сигналов от простейших автоматических устройств, например таймера или барометрического датчика.
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
Промышленная применимость
Предложение может найти применение при создании новых или модернизации существующих одноразовых ракетно-космических систем выведения в системы с элементами многократного использования. Система спасения используется преимущественно для спасения жидкостных ракетных двигателей с целью их повторного или многократного применения в составе первых (полуторных) ступеней ракет.
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)

Claims

Формула
1. Система спасения ракетных двигателей, содержащая:
капсулу, состоящую из защитного днища и бокового кожуха;
капсула включает в себя парашютный отсек, отсек с посадочным , устройством, при этом капсула крепится к силовой раме двигателя;
по меньшей мере один стабилизирующий парашют;
по меньшей мере один основной парашют;
по меньшей мере одно посадочное устройство;
отсек с посадочным устройством расположен в защитном днище капсулы; инициализация систем выпуска парашюта, надувания посадочного устройства, запуска двигателей мягкой посадки осуществляется от простейших автоматических устройств.
>
2. Система по п. 1, отличающаяся тем, что посадочное устройство представляет собой надувной плот или пневмоподушку или двигатели мягкой посадки.
3. Система по п. 1, отличающаяся тем, что парашютный отсек и "отсек с посадочным устройством закрыты крышками, сбрасываемыми при инициализации соответствующих систем.
4. Система по п. 1, отличающаяся тем, что щель между сопловой частью двигателя и открытым сечением капсулы закрыта гибким защитным чехлом.
* 5. Система по п. 1, отличающаяся тем, что капсула вмещает несколько автономных ракетных двигателей.
6. Система по п. 1, отличающаяся тем, что основной парашют является многокупольным.
7. Система по п. 2, отличающаяся тем, что надувной плот содержит водонепроницаемую мембрану, надувные секции и упругие стропы.
8. Система по п. п. 2 или 7, отличающаяся тем, что надувной плот содержит автоматическую откачивающую помпу.
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
9. Система по п. 2, отличающаяся тем, что пневмоподушка содержит выпускные клапаны. ,
10. Система по п. 1, отличающаяся тем, что содержит радиомаяк или иную систему обнаружения.
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
PCT/RU2013/001071 2013-11-27 2013-11-28 Система спасения ракетных двигателей WO2015080614A1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US14/398,298 US20160280399A1 (en) 2013-11-27 2013-11-28 Rocket engine recovery system

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013152622 2013-11-27
RU2013152622 2013-11-27

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2015080614A1 true WO2015080614A1 (ru) 2015-06-04

Family

ID=53199435

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2013/001071 WO2015080614A1 (ru) 2013-11-27 2013-11-28 Система спасения ракетных двигателей

Country Status (2)

Country Link
US (1) US20160280399A1 (ru)
WO (1) WO2015080614A1 (ru)

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106114916A (zh) * 2016-08-12 2016-11-16 哈尔滨工业大学 一种充气展开的周期性囊瓣式减速器及其卷曲折叠收拢方法
CN106516169A (zh) * 2016-11-03 2017-03-22 中国人民解放军国防科学技术大学 一种星球表面着陆系统
CN109250154A (zh) * 2018-09-07 2019-01-22 陕西中天火箭技术股份有限公司 一种侧面二次开伞安全着陆系统
CN110155371A (zh) * 2019-06-03 2019-08-23 北京航空航天大学 一种充气喷射起飞滑翔回收的火星飞行器及其使用方法
CN110498064A (zh) * 2019-09-12 2019-11-26 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 一种运载火箭整流罩回收方案
RU2725103C1 (ru) * 2019-09-06 2020-06-29 Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Система амортизации нагрузок на космический аппарат при посадке на безатмосферные объекты
CN112046775A (zh) * 2019-06-06 2020-12-08 宋延军 一种喷气式飞行器垂直软着陆辅助系统及着陆方法
CN113479351A (zh) * 2021-07-05 2021-10-08 陕西中天火箭技术股份有限公司 一种自旋无控火箭残骸回收机构
DE102021106981B3 (de) 2021-03-22 2022-07-14 Sebastian Klaus Atmosphärenwiedereintritts- und Landevorrichtung für eine Raketenstufe und Verfahren für den Wiedereintritt einer Raketenstufe in die Atmosphäre
CN115503965A (zh) * 2022-11-21 2022-12-23 北京凌空天行科技有限责任公司 一种飞行器组合体及减速回收的着陆方法
CN116237321A (zh) * 2023-03-15 2023-06-09 清华大学深圳国际研究生院 一种柔性管道机器人

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106628269A (zh) * 2016-12-05 2017-05-10 中国运载火箭技术研究院 一种一子级伞降回收运载火箭
CN106965955A (zh) * 2017-03-14 2017-07-21 戚峰 一种伞降返回式可复用运载火箭
CN107215484A (zh) * 2017-08-01 2017-09-29 北京航空航天大学 一种火箭回收着陆装置
US11014670B2 (en) * 2017-11-03 2021-05-25 Kenneth Dean Stephens, Jr. Reconnaissance and payload deployment methods for robotic space exploration
US10569908B1 (en) * 2018-02-21 2020-02-25 United Launch Alliance, L.L.C. Self-preserved amphibious landing of space hardware
US11066193B1 (en) * 2018-04-16 2021-07-20 United Launch Alliance, L.L.C. Inflatable bladder fairing recovery system with repositioning mechanisms and method
CN109099765B (zh) * 2018-08-23 2020-08-07 北京航天发射技术研究所 基于拦阻拉力的火箭发射试验减速回收装置
CN109823577A (zh) * 2019-02-18 2019-05-31 北京星际荣耀空间科技有限公司 一种空间返回物回收装置
CN109774955B (zh) * 2019-03-06 2022-01-25 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种双门内埋阻力伞舱结构
CN109911252A (zh) * 2019-03-22 2019-06-21 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 一种可重复使用运载火箭垂直着陆回收支撑机构
CN109931823B (zh) * 2019-04-15 2023-10-03 北京星际荣耀空间科技有限公司 一种运载火箭整流罩的回收结构
CN110779399B (zh) * 2019-10-23 2022-04-22 北京空间机电研究所 一种基于金属蜂窝缓冲的运载火箭一子级箭体垂挂转换装置及方法
CN111288857B (zh) * 2020-03-04 2022-04-19 蓝箭航天空间科技股份有限公司 一种用于一级箭体回收的伞降式回收方法
CN112943482B (zh) * 2021-01-26 2022-08-12 西安航天动力研究所 一种液体火箭发动机整体框架
CN114132530B (zh) * 2021-09-17 2023-06-06 北京空间飞行器总体设计部 一种基于触地关机的地外天体安全软着陆方法
EP4163210A1 (en) * 2021-10-07 2023-04-12 Isar Aerospace Technologies GmbH Reusable rocket stage

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4830314A (en) * 1988-01-25 1989-05-16 General Dynamics Corp./Space Systems Division Recovery system for rocket engine
RU1784534C (ru) * 1990-01-11 1992-12-30 Конструкторское бюро "Салют" Баллистическа возвращаема капсула
JP2005178696A (ja) * 2003-12-24 2005-07-07 Fuji Heavy Ind Ltd エアバッグ装置

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4830314A (en) * 1988-01-25 1989-05-16 General Dynamics Corp./Space Systems Division Recovery system for rocket engine
RU1784534C (ru) * 1990-01-11 1992-12-30 Конструкторское бюро "Салют" Баллистическа возвращаема капсула
JP2005178696A (ja) * 2003-12-24 2005-07-07 Fuji Heavy Ind Ltd エアバッグ装置

Cited By (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106114916A (zh) * 2016-08-12 2016-11-16 哈尔滨工业大学 一种充气展开的周期性囊瓣式减速器及其卷曲折叠收拢方法
CN106516169A (zh) * 2016-11-03 2017-03-22 中国人民解放军国防科学技术大学 一种星球表面着陆系统
CN109250154A (zh) * 2018-09-07 2019-01-22 陕西中天火箭技术股份有限公司 一种侧面二次开伞安全着陆系统
CN110155371A (zh) * 2019-06-03 2019-08-23 北京航空航天大学 一种充气喷射起飞滑翔回收的火星飞行器及其使用方法
CN112046775A (zh) * 2019-06-06 2020-12-08 宋延军 一种喷气式飞行器垂直软着陆辅助系统及着陆方法
RU2725103C1 (ru) * 2019-09-06 2020-06-29 Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Система амортизации нагрузок на космический аппарат при посадке на безатмосферные объекты
CN110498064A (zh) * 2019-09-12 2019-11-26 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 一种运载火箭整流罩回收方案
DE102021106981B3 (de) 2021-03-22 2022-07-14 Sebastian Klaus Atmosphärenwiedereintritts- und Landevorrichtung für eine Raketenstufe und Verfahren für den Wiedereintritt einer Raketenstufe in die Atmosphäre
CN113479351A (zh) * 2021-07-05 2021-10-08 陕西中天火箭技术股份有限公司 一种自旋无控火箭残骸回收机构
CN115503965A (zh) * 2022-11-21 2022-12-23 北京凌空天行科技有限责任公司 一种飞行器组合体及减速回收的着陆方法
CN116237321A (zh) * 2023-03-15 2023-06-09 清华大学深圳国际研究生院 一种柔性管道机器人
CN116237321B (zh) * 2023-03-15 2023-10-17 清华大学深圳国际研究生院 一种柔性管道机器人

Also Published As

Publication number Publication date
US20160280399A1 (en) 2016-09-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2015080614A1 (ru) Система спасения ракетных двигателей
US9612085B2 (en) Payload launch system and method
US3286951A (en) Recovery system
US6390413B1 (en) Years two thousand of new safety helicopter
US7097136B2 (en) Immersible unmanned air vehicle and system for launch, recovery, and re-launch at sea
US11155370B2 (en) Spacecraft landing and recovery inflation system
US4533333A (en) Helicopter extractable cold weather/water liferaft
US11305895B1 (en) Self-preserved amphibious landing of space hardware
CN105966572A (zh) 用于海上救助的无人救助装置
US9284029B2 (en) Helicopter external life raft pod
US11584518B2 (en) Aircraft provided with a buoyancy system, and a buoyancy method
US10464693B2 (en) Launch canister with air bag ram
RU142981U1 (ru) Система спасения ракетных двигателей
US9228807B1 (en) Anti-ship cruise missile barrier
RU2349509C1 (ru) Пневмоамортизатор для десантирования грузов
RU2699950C1 (ru) Способ превращения вертолета в планер в аварийных ситуациях и надувное крыло для его осуществления
US20170225755A1 (en) Weapons Control System-Deployable Life Support Apparatus
CN207809728U (zh) 遥控救生圈
CN105752343B (zh) 客机高空空难救生系统及救生方法
US20230391435A1 (en) Nose arrangement and method for deploying a nose arrangement of an underwater vehicle
WO2018085902A1 (en) An inflation system for use in a buoyancy system
RU2532279C1 (ru) Подводный корабль
RU2497712C1 (ru) Устройство для поддержания судна на плаву в аварийной обстановке
GB2250240A (en) Oil or other spillage containment
RU2068285C1 (ru) Устройство для эвакуации персонала с аварийного объекта

Legal Events

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

Ref document number: 14398298

Country of ref document: US

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

Ref document number: 13898205

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 13898205

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1