WO2017081521A1 - Компоновка авиационного носителя для воздушного вертикального старта космических раект - Google Patents

Компоновка авиационного носителя для воздушного вертикального старта космических раект Download PDF

Info

Publication number
WO2017081521A1
WO2017081521A1 PCT/IB2015/058792 IB2015058792W WO2017081521A1 WO 2017081521 A1 WO2017081521 A1 WO 2017081521A1 IB 2015058792 W IB2015058792 W IB 2015058792W WO 2017081521 A1 WO2017081521 A1 WO 2017081521A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
launch
carrier
carrier according
rocket
engines
Prior art date
Application number
PCT/IB2015/058792
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Дамир ГАЛЕЕВ
Original Assignee
Дамир ГАЛЕЕВ
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 Дамир ГАЛЕЕВ filed Critical Дамир ГАЛЕЕВ
Priority to PCT/IB2015/058792 priority Critical patent/WO2017081521A1/ru
Publication of WO2017081521A1 publication Critical patent/WO2017081521A1/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D1/00—Dropping, ejecting, releasing, or receiving articles, liquids, or the like, in flight
    • B64D1/22—Taking-up articles from earth's surface
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D5/00—Aircraft transported by aircraft, e.g. for release or reberthing during flight
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G5/00—Ground equipment for vehicles, e.g. starting towers, fuelling arrangements

Definitions

  • the invention relates to the aerospace field and describes the construction of an aircraft carrier designed for output into the atmosphere and further launch (the so-called air launch) of large-mass space rockets with a payload from a vertical position.
  • Suitable IPC codes B64D 5/00, B64G.
  • the air launch of space rockets allows us to put into orbit a significantly more massive payload, compared to launch from the ground, with the same initial mass of the rocket, which increases efficiency and gives, in particular, an economic effect.
  • the launch is carried out from a height of several kilometers, and the apparatus launched does not consume fuel to climb and overcome the resistance of dense layers of the atmosphere.
  • Currently, many air launch projects are being developed.
  • Missiles that put at least 2 tons into orbit weigh about 100 tons, which is close to the carrying capacity of existing aircraft, and heavy class rockets weigh more than 700 tons.
  • the proposed device carrier aircraft allows you to overcome the described limitations.
  • the purpose of the invented aircraft carrier is to lift into the atmosphere space rockets and other aircraft for their further launch from a vertical position, and above all - space rockets of large mass.
  • Such devices can act (one of the types or their combination):
  • jet engines including double-circuit or single-circuit turbo-jet engines
  • vanes driven by internal combustion engines or electric motors • vanes driven by internal combustion engines or electric motors.
  • a blade machine is, by definition, a device for converting the energy of rotation of a shaft into the energy of a moving fluid or gas (and vice versa), consisting of blade elements (blades, blades) attached to a shaft or bushing. Each blade represents an aerodynamic profile. Energy conversion occurs as a result of the flow around the scapula by the working fluid.
  • the blades of the blades include the rotor of a helicopter, the propeller of an airplane, a fan of a turbofan engine, and an impeller.
  • a jet of hot gases escaping from rocket engines at launch should not damage them.
  • UVTs themselves are attached to some supporting structure.
  • a launched rocket (together with launch equipment) is suspended from a supporting structure or directly from engines on tensile structural elements, for example, titanium torsos. Such a design will have static stability, and it will also grow in implementation. Since the structural elements on which the rocket is suspended will obviously go down, there should be free space in the supporting structure around the launch axis of the rocket through which the rocket will pass at launch.
  • the traction vector of the UHT coincides with the line of the cable (Fig.6), then the force k will be compensated by the traction force of the UHT and will not act on the supporting structure.
  • the supporting structure does not have to be rigid. It can contain flexible elements or hinges, and the static stability can be ensured by the direction of the traction vectors of the shock wave. For example, in Fig.
  • electricity for their operation can be supplied by wire from the outside, in particular, from a source from the surface of the earth. This will facilitate the design due to the absence of the need to carry fuel on board.
  • Coaxial screws can be used to increase efficiency. With an increase in the launch height and, accordingly, a decrease in the density of the atmosphere, the rotational speed of the screws and the number of blades will increase, which leads to the evolution of the screw into a fan, similar to a fan of a turbofan engine. To increase efficiency, it is advisable to use coaxial fans, or use a straightening vane apparatus (to use the flow swirling energy).
  • the thrust is created mainly by the ends of the blades, therefore, for more efficient use of the area of the circle of rotation of the screw, it is advisable to use coaxial screws, of which one has a smaller diameter and a large angular speed of rotation.
  • FIG. 1 schematically depict the layout of an aircraft carrier with a vertically suspended rocket.
  • auxiliary launch equipment is not displayed (for example, a rocket may be in a container).
  • the supporting structure (platform). Depicted as a regular polygon or circle.
  • Fig. 4 for ease of perception shows a top view of the layout without propellers.
  • the drawing shows the supporting structure (platform) 2 made in the form of a regular hexagon, at the tops of which there are nacelles with engines 3.
  • Structural elements 5 go from the platform from the vertices of the hexagon to the rocket 1 (for example, it can be titanium cables).
  • Fig. 2 shows the same top view, but with propellers 4 already.
  • Fig. 1 and Fig. 3 show how the rocket 1 is suspended from the platform 2 on the structural elements 5.
  • the structural elements go both to the bottom and to the top of the rocket.
  • Fig. 5 and Fig. 6 serve solely for the purpose of calculating the forces holding the rocket.
  • the actions of the cable tension forces (t) and the force holding the weight of the rocket (f) are depicted.
  • the cables go only to the top of the rocket (as opposed to the layout in other figures).
  • the rocket is schematically fixed to the top.
  • a horizontal force k will act on the supporting structure.
  • Fig. 7 shows an arrangement with a large number of devices creating vertical traction.
  • Platform 2 in this case has a shape close to circular.
  • Gondolas with engines 3 and propellers are fixed on the platform, the rotation boundaries of which are indicated by the number 6.
  • To the cables holding it 5 go from the platform 2 to the rocket 1.
  • Fig. 8 shows a configuration similar to Fig. 7, in which the projection and rotations of adjacent rotors on a horizontal plane intersect. The screws do not collide with each other, as the rotation planes of adjacent screws are spaced apart in height.
  • propellers or fans are used, similar to fans of turbofan engines;
  • screws and motors are distributed evenly around the perimeter of the supporting platform, which is based on the shape of a regular polygon.
  • titanium torsos are attached to the upper and lower parts of the launch equipment
  • FIG.l-Fig.4 schematically depict a possible layout of a carrier with a space rocket mounted on it.
  • starting equipment is not shown in the drawings.
  • a container can be used as starting equipment, from which the rocket exits simply due to the vertical thrust of its own engines.
  • the supporting platform has the shape of a regular polygon, its dimensions are such that the gas stream from the engines of the launching rocket cannot damage the engines and propeller blades. Due to the sparseness of the atmosphere at high altitudes, it is optimal to use coaxial screws with a large number of blades as rotors or fans (similar to the main fans of turbofan engines) also in a coaxial version or with a straightening vane.
  • Fig. 7 shows an arrangement in which a large number of vertical traction devices are used. They are located in one row around the perimeter of the supporting structure, whose shape in the limit (with an increase in the number of engines) tends to circle. Engines are located in one row around the perimeter, but they can be located in several rows. In addition to reliability, this arrangement when using electric motors allows you to supply high voltage from an external source via wires, and connect the motors in series. Thus, the voltage on each engine will be relatively small, which simplifies its development and its control system, while minimizing the cross-section of external wires (through which voltage is supplied from the outside), because Due to the high voltage, relatively small currents flow through them.
  • the process of launching a carrier with a rocket may look like this:
  • a rocket with launch equipment is located vertically on the launch field on the ground;
  • Aircraft carrier without cables flies up and falls to the launch field so that the rocket is in its center;
  • the rocket is attached by cables to the carrier;
  • the carrier with the rocket rises into the atmosphere where the rocket starts; 5.
  • the carrier can be either stationary in the vertical direction or move vertically upwards with the rocket during its launch, giving it additional acceleration.
  • the ratio of engine power to mass is 8.0 kW / kg.
  • GE90-115B engine is capable of delivering 58 tons of thrust with an engine weight of 7.6 tons. https://en.wikipedia.org/wiki/General_Electric_GE90
  • Aluminum is a good conductor. Using the alloy example given in Table 1 ⁇ 1 ° 2, it can be shown that a freely hanging cable of constant cross section made of this alloy can withstand its own weight (neglecting wind loads) with a length of up to 17.5 km, and the weight of such a cable 5 mm in diameter will be only 981 kg A cable of variable cross-section will allow an almost unlimited increase in height.
  • the cross-sectional area (s) of a rod with a diameter of 5 mm is 0.1963 cm 2
  • the thrust-weight ratio of all considered engine variants is quite large and amounts to 7.6 kgf / kg, for example, as the GE90-115B engine, that is, as the load on the carrier increases and its weight increases, it is enough to simply add engines.
  • the supporting structure to which the vertical traction devices are attached is best done in the form of a regular polygon, at the vertices of which vertical traction devices are fixed. This will give an even distribution of loads on the structure.
  • the total cable pull force (t), which is necessary to hold a rocket weighing 100 tons (f), is 111.8 tons.
  • the total mass of cables (without safety margin) will be only 360.6 kg. Even if you take the yield strength 2 times less and lay the margin of safety with a factor of 2, then the mass of the cables will increase 4 times and amount to 1442.4 kg, which is not a critical value.
  • VT19 alloy The data on the VT19 alloy is taken from the publication of A. I. Khorev, Doctor of Technical Sciences (number: VIAM / 2012-205980) from the website of the All-Russian Scientific Research Institute of Aviation Materials.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Изобретение относится к авиационно-космической области и описывает устройство авиационного носителя, предназначенного для вывода авиационных и космических аппаратов в атмосферу для их дальнейшего запуска (так называемого, воздушного старта) из вертикального положения – прежде всего космических ракет большой массы. При осуществлении старта носитель находится в режиме висения. Он представляет собой платформу, по периметру которой расположены устройства, создающие вертикальную тягу. Такими устройствами могут быть воздушно-реактивные двигатели, либо воздушные винты или вентиляторы, приводимые в движение двигателями внутреннего сгорания или электродвигателями. Запускаемая ракета подвешена к платформе на тросах (лучше всего из титана). В центре платформы вокруг оси старта ракеты есть свободное пространство, через которое ракета проходит при старте. Устройства, создающие вертикальную тягу, находятся на безопасном расстоянии от оси старта ракеты, таком, что реактивная струя ракетных двигателей при старте не может их повредить.

Description

КОМПОНОВКА АВИАЦИОННОГО НОСИТЕЛЯ ДЛЯ ВОЗДУШНОГО ВЕРТИКАЛЬНОГО
СТАРТА КОСМИЧЕСКИХ РАЕКТ
Область техники
Изобретение относится к авиационно-космической области и описывает устройство авиационного носителя, предназначенного для вывода в атмосферу и дальнейшего запуска (так называемого, воздушного старта) космических ракет большой массы с полезной нагрузкой из вертикального положения.
Подходящие коды МПК: B64D 5/00, B64G.
Воздушный старт космических ракет позволяет выводить на орбиту существенно более массивную полезную нагрузку, в сравнении со стартом с земли, при одинаковой начальной массе ракеты, что повышает эффективность и дает, в частности, экономический эффект. Запуск осуществляется с высоты нескольких километров, и запускаемый аппарат не расходует горючее на набор высоты и преодоление сопротивления плотных слоев атмосферы. В настоящее время разрабатывается множество проектов воздушного старта.
Ссылки на источники:
https://ru.wikipedia.org/wiki/Bo3flyLiiHbm старт (русский)
https://en.wikipedia.org/wiki/Air_launch_to_orbit (английский)
Предшествующий уровень техники В качестве авиационного носителя для воздушного старта обычно используют самолет или сходные по конструкции крылатые аппараты, в которых подъемная сила создается за счет обтекания корпуса и фюзеляжа набегающим потоком воздуха. Использование в качестве носителя самолета накладывает ограничения:
1. По массе выводимого объекта. Ракеты, которые выводят хотя бы 2 тонны на орбиту, весят порядка 100 тонн, что близко к пределу грузоподъемности существующих самолётов, а ракеты тяжелого класса весят более 700 тонн.
2. По возможности вертикального старта. В существующих системах воздушного старта аппараты запускаются из горизонтального положения на большой скорости, в процессе чего, на них действуют существенные боковые перегрузки. Следствием этого являются:
а. необходимость разработки специальных ракет-носителей и полезных нагрузок,
Ь. увеличение массы запускаемых аппаратов.
Предлагаемое устройство авиационного носителя позволяет преодолеть описанные ограничения.
Раскрытие изобретения
Целью изобретенного авиационного носителя является подъем в атмосферу космических ракет и иных летательных аппаратов для их дальнейшего запуска из вертикального положения, и прежде всего - космических ракет большой массы.
Техническим результатом рассматриваемого носителя, отличающим его от существующих и перспективных крылатых систем воздушного старта, являются:
1. Масштабируемость - возможность практически неограниченного увеличения массы запускаемого аппарата за счет простого роста количества устройств, создающих вертикальную тягу;
2. Возможность старта запускаемых аппаратов из вертикального положения.
Для краткости далее в тексте будет идти речь о вертикальном старте ракет, хотя в формуле изобретения речь идет о «вертикальном старте авиационных и космических аппаратов». Эта оговорка сделана потому, что с рассматриваемого носителя из вертикального положения можно запускать не только космические ракеты в классическом варианте, но и комбинированные аппараты, которые не являются в полном смысле космическими ракетами, например, аппараты для суборбитальных полетов. Для того чтобы ракету можно было запускать из вертикального положения, носитель не должен двигаться с существенной горизонтальной скоростью (как это происходит в случае крылатых летательных аппаратов). Он должен быть способным находиться в режиме висения подобно вертолету. Поэтому, для создания подъемной силы должны использоваться устройства, создающие вертикальную тягу (далее по тексту - устройства вертикальной тяги или УВТ).
В качестве таких устройств могут выступать (оди н из типов или их комбинация) :
• воздушно-реактивные двигатели, в том ч исле двухконтурные или одноконтурные турбореа кти вные двигатели;
• лопаточные машины, приводимые в движение двигателями внутреннего сгорания или электродвигателями .
Лопаточ ная маши на - это, по определению, устройство для преобразования энергии вращения вала в энергию движущейся жидкости или газа (и наоборот), состоящее из лопастных элементов (лопаток, лопастей), за крепленных на валу или втулке. Каждая лопатка представляет собой аэродинамический профиль. Преобразование энергии происходит в результате обтекания рабочим телом лопатки.
П римерами лопаточ ных машин являются несущий винт вертолета, воздушный винт самолета, вентилятор двухконтурного турбореактивного двигателя, импеллер. Для того, чтобы создавать большую подъемную силу для подъема в атмосферу тяжелых ракет, необходимо иметь возможность использовать большое количество устройств вертикальной тяги. Кроме того, реактивная струя раскаленных газов, вырывающаяся из ракетных двигателей при старте, не должна их повредить.
Поэтому целесообразно разместить УВТ на безопасном расстоянии от оси вертикального старта ракеты.
Сами УВТ крепятся к некоторой несущей конструкции.
Запускаемая ракета (вместе со стартовым оборудованием) подвешивается к несущей конструкции или непосредственно к двигателям на конструкцион ных элементах, работающих на растяжение, например, титановых торсах. Такая конструкция будет иметь статическую устойчивость, а также она п роста в реализаци и. Поскольку элементы конструкции, на которых подвешена ракета, будут очевидным образом уходить вниз, то в несущей конструкции вокруг оси старта ракеты должно быть свободное п ространство, через которое ракета будет проходить при старте.
Возможная компоновка носителя п редставлена на чертежах Fig.l-Fig.4. Для целей компенсации действия на конструкцию горизонтальных сил, создаваемых натянутыми тросами, целесообразно обеспечить действие тяги УВТ не строго вертикально, а под углом. Рассмотрим действие сил на Fig.5 и Fig.6. Сила, удерживающая вес ракеты f, создается силой натяжения троса t, которая создает горизонтальную силу к, действующую на платформу. В случае, если тяга УВТ направлена вертикально (Fig.5), то сила к будет действовать на несущую конструкцию. В случае, если вектор тяги УВТ совпадает с линией троса (Fig.6), то сила к будет компенсироваться силой тяги УВТ и не будет действовать на несущую конструкцию. Таким образом, за счет отклонения оси УВТ от вертикальной линии мы можем снижать нагрузку на несущую конструкцию, что позволит сделать ее легче. Более того, при отклонении вектора тяги несущая конструкция не обязательно должна быть жесткой . Она может содержать гибкие элементы или шарниры, а статическая устойч ивость может цели ком обеспечиваться направлением векторов тяги УВТ. Например, на Fig.7 в качестве несущей конструкции может, теоретически, выступать даже кольцо из троса (например, из титана) - за счет отклонения векторов тяги УВТ вовне кольца, кольцо будет всегда находится в растянутом состоянии и будет сохранять круговую форму.
В случае использования электродвигателей, электроэнергию для их работы можно подавать по проводам извне, в частности, от источника с поверхности земли. Это позволит облегчить конструкцию за счет отсутствия необходимости нести на борту топливо.
В качестве разновидности лопаточной машины можно использовать воздушный винт, подобный несущему винту вертолета. Для повышения эффективности можно использовать соосные винты. С ростом высоты пуска и, соответственно, падением плотности атмосферы, скорость вращения винтов и количество лопастей будут возрастать, что приводит к эволюции винта в вентилятор, подобный вентилятору двухконтурного турбореактивного двигателя. Для повышения эффективности целесообразно использовать соосные вентиляторы, либо использовать спрямляющий лопаточный аппарат (для использования энергии закрученности потока).
Для управления подъёмной силой лопаточных машин целесообразно иметь возможность управлять изменением угла установки лопастей. Иными словами, шагом винта.
В связи с тем, что минимальная мощность двигателя, необходимая для удержания определенного веса в воздухе с помощью несущего винта, уменьшается уменьшением индуктивной скорости отбрасываемого винтом потока воздуха, целесообразно максимизировать суммарную площадь кругов вращения винтов. Поэтому, для минимизации суммарной мощности двигателей при ограниченном размере конструкции целесообразно использовать винты, плоскости вращения которых расположены одна выше другой, а проекции на горизонтальную плоскость их кругов вращения пересекаются. Возможный вариант подобной конфигурации изображен на Fig.8. Помимо прочего, в такой конфигурации площадь используется более эффективно, т.к. подъемная сила создается в основном концами лопастей.
При рассматриваемой конфигурации возникает вопрос о направлении вращения винтов. Оптимальным представляется вариант, в котором в области пересечения проекций винтов лопасти винтов движутся навстречу друг другу, т.к. в этом случае один винт будет использовать закрученность потока, создаваемого другим винтом. Это означает, что направления вращения соседних винтов должны совпадать. Но при их совпадении они будут создавать момент сил, приводящий к вращению конструкции в целом. Для устранения этого эффекта целесообразно разбить все винты на несколько групп, внутри которых направления вращения винтов будут совпадать, а для разных групп - отличаться. Такими образом моменты вращения, создаваемые разными группами, нейтрализуют друг друга.
При работе несущих винтов тяга создается в основном концами лопастей, поэтому для более эффективного использования площади круга вращения винта целесообразно использовать соосные винты, из которых один имеет меньший диаметр и большую угловую скорость вращения.
Краткое описание чертежей
На фигурах схематически изображена компоновка авиационного носителя с подвешенной вертикально ракетой. Для простоты отображения вспомогательное стартовое оборудование не отображается (например, ракета может находиться в контейнере).
На фигурах изображены:
g. 1. Компоновка носителя: вид спереди,
g. 2. Компоновка носителя: вид сверху,
g. 3. Компоновка носителя: вид справа.
g. 4. Компоновка носителя без воздушных винтов: вид сверху,
g. 5. Схема действия сил, удерживающих ракету.
g. 6. Схема наклона винта для компенсации действия горизонтальных сил. g. 7. Компоновка с большим количеством двигателей: вид сверху.
g. 8. Конфигурация с пересекающимися проекциями кругов вращения в И НТО в
Номера обозначения состава компоновки на чертежах:
1. Запускаемая ракета.
2. Несущая конструкция (платформа). Изображена в виде правильного многоугольника или круга.
3. Гондолы с двигателями.
4. Воздушные винты.
5. Конструкционные элементы, на которых ракета крепится (подвешена) к платформе с двигателями. 6. Окружность, очерч иваемая краями лопастей.
На Fig.4 для простоты восприятия изображен вид компоновки сверху без воздушных винтов. На чертеже изображена несущая конструкция (платформа) 2 исполненная в виде правильного шестиугольн ика, в вершинах которого располагаются гондолы с двигателями 3. От платформы из вершин шестиугольника к ракете 1 идут конструкционные элементы 5 (например, это могут быть титановые тросы). На Fig.2 изображен тот же вид сверху, но уже с воздушными винтами 4.
На Fig.l и Fig.3 видно, как ракета 1 подвешена к платформе 2 на конструкционных элементах 5. Для повышения статической устойчивости ракеты относительно вертикальной оси, конструкционные элементы идут и к низу, и к верху ракеты.
Fig.5 и Fig.6 служат исключ ительно для целей расчета сил, удерживающих ракету. Изображены действия сил натяжения тросов (t) и сила, удерживающая вес ракеты (f). Для упрощения расчетов и отображения тросы идут только к верху ракеты (в отличие от компоновки на других фигурах). Ракета закреплена схематично за вершину. В случае вертикального расположения оси винта, как на Fig.5, на несущую конструкцию будет действовать горизонтальная сила к. Для компенсации действия этой силы можно использовать наклон оси вращения винта, как показано на Fig.6.
На Fig.7 показана компоновка с большим количеством устройств, создающих вертикальную тягу. Платформа 2 в этом случае имеет форму близкую к круговой. На платформе закреплены гондолы с двигателями 3 и воздушными винтами, границы вращения которых обозначены номером 6. К от платформы 2 к ракете 1 идут удерживающие ее тросы 5.
На Fig.8 показана конфигурация аналогичная Fig.7, в которой проекци и вращения соседних несущих винтов на горизонтальную плоскость пересекаются. Винты не сталкиваются друг с другом, т.к. плоскости вращения соседних винтов разнесены по высоте. Вариант осуществления изобретения
Лучший вариант реализации рассматриваемого изобретения привести не представляется возможным, т.к. он, в частности, зависит от параметров запускаемого объекта и высоты старта, которые заранее не известны. Здесь на чертежах приводится один из вариантов реализации, в котором оптимизированы лишь некоторые параметры, а именно:
1. для создания вертикальной тяги используются воздушные винты или вентиляторы, подобные вентиляторам двухконтурных турбореактивных двигателей;
2. винты и двигатели распределены равномерно по периметру несущей платформы, которая имеет в основе форму правильного многоугольника.
3. ракета со вспомогательным стартовым оборудованием подвешена на титановых тросах;
4. для придания подвешенной ракете большей статической устойчивости титановые торсы крепятся к верхней и нижней части стартового оборудования
(например, это может быть контейнер, в котором находится ракета).
На приложенных чертежах Fig.l-Fig.4 схематически изображена возможная компоновка носителя с установленной на нем космической ракетой. Для простоты отображения стартовое оборудование на чертежах не изображается. В качестве стартового оборудования может использоваться контейнер, из которого ракета выходит просто за счет вертикальной тяги собственных двигателей. Несущая платформа имеет форму правильного многоугольника, ее размеры таковы, что струя газов из двигателей стартующей ракеты не может повредить двигатели и лопасти винтов. Ввиду разреженности атмосферы на больших высотах, в качестве несущих винтов оптимально использовать соосные винты с большим количеством лопастей либо вентиляторы (подобные основным вентиляторам двухконтурных турбореактивных двигателей) также в соосном варианте, либо со спрямляющим лопаточным аппаратом. В качестве приводов винтов перспективным вариантом представляется использование электрических двигателей, электроэнергия для работы которых подается извне по проводам. В частности, она может подаваться непосредственно от источника с земли, возможно, с использованием промежуточных летательных аппаратов для компенсации веса проводов (например, с использованием дирижаблей).
Также целесообразным представляется увеличение количества устройств, создающих вертикальную тягу. Вероятность отказа одного из двигателей возрастает линейно с ростом их количества, а вероятность отказа нескольких имеет степенную зависимость от количества отказавших двигателей. Таким образом, с увеличением количества двигателей вероятность отказа их критического числа падает. На Fig.7 представлена компоновка, в которой используется большое количество устройств вертикальной тяги. Они расположены в один ряд по периметру несущей конструкции, форма которой в пределе (с увеличением количества двигателей) стремится к кругу. Двигатели расположены в один ряд по периметру, но они могут располагаться и в несколько рядов. Помимо надежности, такая компоновка при использовании электродвигателей позволяет подавать от внешнего источника по проводам высокое напряжение, а двигатели подключать последовательно. Таким образом, напряжение на каждом двигателе будет относительно небольшим, что упрощает его разработку и систему его управления, при этом минимизируется сечение внешних проводов (по которым извне подается напряжение), т.к. за счет большого напряжения по ним текут относительно малые токи.
Процесс запуска носителя с ракетой может выглядеть следующим образом:
1. Ракета со стартовым оборудованием располагается вертикально на стартовом поле на земле;
2. Авиационный носитель без тросов подлетает и опускается на стартовое поле так, что ракета оказывается в его центре;
3. Ракета крепится тросами к носителю;
4. Носитель с ракетой поднимается в атмосферу, где происходит старт ракеты; 5. В процессе старта носитель может быть как неподвижен в вертикальном направлении, так и двигаться вертикально вверх вместе с ракетой в процессе ее запуска, сообщая ей дополнительное ускорение.
Промышленная применимость Ниже на примере показано, что существующий уровень технологий позволяет реализовать на практике предлагаемое устройство носителя.
Пусть масса запускаемой ракеты-носителя вместе с полезной нагрузкой равна 100 тонн. Оценим параметры авиационного носителя для воздушного старта, который позволит поднять ее в воздух. Несущую способность воздушных винтов и конструкции, а также необходимую мощность двигателей оценим на примере вертолета Ми-26:
• Максимальная взлетная масса - 56 тонн.
• Масса пустого - 28 тонн. Соответственно, относительная грузоподъемность составляет 100%.
· Взлетная мощность двух двигателей Мотор Сич Д-136 серии 1 - 22 800 л. с.
(приблизительно 16 800 кВт). Отношение мощности двигателей к тяге винта (56 000 кгс /16 800 кВт) равно 3,33 кгс/кВт.
• Масса двух двигателей - 2,1 тонн.
• Отношение мощности двигателей к их массе (энерговооруженность) 8,0 кВт/кг.
Ссылки на источники:
https://ru.wikipedia.org/wiki/Mn-26 - характеристики вертолета (RU)
https://en.wikipedia.org/wiki/Mil_Mi-26 - характеристики вертолета (EN)
http://www.motorsich.com/rus/products/aircraft/turboshaft/d-136 -характеристики двигателя (RU)
http://ivchenko-progress.com/?portfolio=dl36&lang=en - характеристики двигателя (EN) Исходя из достижимой грузоподъемности 100%, масса носителя должна быть 100 тонн. Таким образом общая масса конструкции - 200 тонн. Для ее поднятия в воздух достаточ но четырех несущих ви нтов Ми-26.
Нужно отметить, что тяга современных турбовентиляторных двигателей совпадает по порядку велич ины с тягой рассматри ваемых несущих ви нтов. Например, двигатель GE90-115B способен выдавать тягу 58 тонн п ри массе двигателя 7,6 тонн . https://en.wikipedia.org/wiki/General_Electric_GE90
Вместо двигателей внутреннего сгорания можно использовать электродвигатели. В Таблице 1\1°1 приведены значения энерговооруженности некоторых современных электродвигателей :
Таблица Ngl.
Figure imgf000013_0001
Ссылка на источник: https://en.wikipedia.org/wiki/Power-to-weight_ratio
Видно, что энерговооруженность существующих электродвигателей сопоставима с энерговооруженностью двигателей вертолета М и-26, то есть от замены двигателей на электрические, масса двигателей изменится несущественным образом. Электроэнергию для них можно подавать по проводам от внешнего источника. Можно показать, что что ее можно подавать с земли :
Алюмини й - хороший проводник. На п римере сплава, при веденного в Таблице 1\1°2, можно показать, что свободно свисающий трос постоянного сечения, сделанный из этого сплава, выдержит собственный вес (пренебрегая ветровыми нагрузками) при длине до 17,5 км, причем вес такого троса диаметром 5 мм составит всего лишь 981 кг. Трос переменного сечения позволит практически неограниченно увеличивать высоту.
Таблица N°2.
Figure imgf000014_0001
Ссылки на источники:
http://www.vsmpo.ru/ru/manufacture/Aljuminij/property/Tablica_splavov
http://metallicheckiy-portal.ru/marki_metallov/alu/V95
Плотность сплава (р) равна 2,85 г/см3 = 0,00285 кг/см3
Предел текучести (t) равен 490 МПа=4997кг/см2
Максимальная длина (I) троса постоянного сечения равна t/p = 1 753 196 см=17,5 км Площадь сечения (s) прута диаметром 5мм равна 0,1963 см2
Объем троса (V) равен s х I = 1 753 196 см χ 0,1963 см2=344 229 см3
Масса троса равна V х р = 344 229 см3х2,85 г/см3 =981 053 г=981 кг
Тяговооруженность всех рассматриваемых вариантов двигателей достаточно велика и составляет, на примере двигателя GE90-115B, 7.6 кгс/кг, то есть по мере утяжеления нагрузки на носитель и увеличения его веса - достаточно просто добавлять двигатели.
Несущую конструкцию, к которой крепятся устройства вертикальной тяги, лучше всего сделать в форме правильного многоугольника, в вершинах которого закреплены устройства вертикальной тяги. Это даст равномерное распределение нагрузок на конструкцию.
В качестве конструкционных элементов, на которых подвешена ракета, можно использовать титановые тросы. Для оценки их массы рассмотрим чертеж Fig.5. Пусть расстояние от оси старта ракеты до места крепления троса к платформе (отрезок СВ) равно 50 метров (характерный диаметр платформы составит 100 метров - можно предположить, что рассматриваемого расстояния от оси старта ракеты достаточно, чтобы реактивная струя не повредила воздушные винты и двигатели), а вертикальное расстояние от платформы до точки крепления тросов к ракете (АВ) равно 100 метров. Тогда длина каждого троса (по теореме Пифагора) равна 111,8 метров. Исходя из очевидных геометрических пропорций, общая сила натяжения тросов (t), которая необходима для удержания ракеты массой 100 тонн (f) равна 111,8 тонн. При достижимом пределе текучести титанового сплава 165 кгс/мм2 (1650 МПа) - сплав ВТ19 - общая площадь сечения торосов составит 111800 кгс /165 кгс/мм2 = 677,6 мм2, а соответствующий объем 0,07576 мЗ. При плотности сплава 4760 кг/мЗ суммарная масса тросов (без запаса прочности) составит всего лишь 360,6 кг. Даже если принять предел текучести в 2 раза меньше и заложить запас прочности с коэффициентом 2, то масса тросов увеличится в 4 раза и составит 1442,4 кг, что не является критичным значением.
Ссылка на источник:
Данные о сплаве ВТ19 взяты из публикации доктора технических наук Хорева А. И. (за номером: ВИАМ/2012-205980) с сайта Всероссийского Научно- Исследовательского Института Авиационных Материалов.
Ссылка в интернете: http://viam.ru/public/files/2012/2012-205980.pdf

Claims

Формула изобретения
1. Авиационный носитель, предназначенный для вывода в атмосферу и дальнейшего запуска авиационных и космических аппаратов из вертикального или близкого к вертикальному положения, который характеризуется тем, что подъемная сила, удерживающая его в воздухе, создается за счет действия устройств, создающих вертикальную тягу, которые располагаются на таком безопасном расстоянии от траектории старта запускаемого аппарата, что реактивная струя от двигателей стартующих аппаратов не может их повредить; запускаемый аппарат вместе со вспомогательным оборудованием подвешен к носителю на конструкционных элементах; в конструкции носителя вокруг траектории старта запускаемого аппарата есть свободное пространство, через которое запускаемый аппарат проходит в процессе старта.
2. Носитель по п.1, отличающийся тем, что основная подъемная сила для удержания носителя в воздухе обеспечивается вертикальной тягой следующих типов устройств (одним из типов или их комбинацией): воздушно-реактивными двигателями (в том числе двухконтурными или одноконтурными турбореактивными двигателями); двигателями внутреннего сгорания, приводящими в движение лопаточные маши ны (в частности, газотурбинными двигателями); электродвигателями, приводящими в движение лопаточные машины.
3. Носитель по п.1, отличающийся тем, что вектора сил тяги, создаваемых устройствами вертикальной тяги, отклонены от вертикальной оси таким образом, что рассматриваемые векторы направлены вовне относительно вертикальной оси, проходящей через центр массы запускаемого аппарата.
4. Носитель по п.1, отличающийся тем, что несущая конструкция носителя не является жесткой, а ее устойчивость достигается за счет управления вектором тяги используемых устройств вертикальной тяги.
5. Носитель по п.2, отличающийся тем, что электроэнергия для электродвигателей подается по проводам извне.
6. Носитель по п.5, отличающийся тем, что электроэнергия подается по проводам от источника, находящегося на поверхности планеты, с которой происходит запуск.
7. Носитель по п.2, отличающийся тем, что для создания подъемной силы используется разновидность лопаточной машины - воздушный винт.
8. Носитель по п.2, отличающийся тем, что для создания подъемной силы используется разновидность лопаточной машины - соосный воздушный винт.
9. Носитель по п.2, отличающийся тем, что для создания подъемной силы используется разновидность лопаточной машины - вентилятор, подобный вентилятору двухконтурного турбореактивного двигателя.
10. Носитель по п.2, отличающийся тем, что для создания подъемной силы используются соосные вентиляторы, подобные вентилятору двухконтурного турбореактивного двигателя.
11. Носитель по п.9, отличающийся тем, для спрямления потока используется спрямляющий лопаточный аппарат.
12. Носитель по п.2, отличающийся тем, лопатки лопаточных машин имеют управляемый изменяемый угол установки.
13. Носитель по п.7, отличающийся тем, что для всех или части воздушных винтов круги вращения соседних воздушных винтов находятся один выше другого, при этом проекции этих кругов на горизонтальную плоскость пересекаются.
14. Носитель по п.13, отличающийся тем, что винты, проекции кругов вращения которых на горизонтальную плоскость пересекаются, располагаются группами, в которых направления вращения большинства соседних винтов совпадают.
15. Носитель по .8, отличающийся тем, что соосные винты имеют разный диаметр, причем винт с большим диаметром имеет меньшую угловую скорость вращения.
PCT/IB2015/058792 2015-11-13 2015-11-13 Компоновка авиационного носителя для воздушного вертикального старта космических раект WO2017081521A1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/IB2015/058792 WO2017081521A1 (ru) 2015-11-13 2015-11-13 Компоновка авиационного носителя для воздушного вертикального старта космических раект

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/IB2015/058792 WO2017081521A1 (ru) 2015-11-13 2015-11-13 Компоновка авиационного носителя для воздушного вертикального старта космических раект

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2017081521A1 true WO2017081521A1 (ru) 2017-05-18

Family

ID=58694765

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/IB2015/058792 WO2017081521A1 (ru) 2015-11-13 2015-11-13 Компоновка авиационного носителя для воздушного вертикального старта космических раект

Country Status (1)

Country Link
WO (1) WO2017081521A1 (ru)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2070143C1 (ru) * 1992-07-08 1996-12-10 Демидов Герман Викторович Многофункциональный летательный аппарат вертикального взлета и посадки
US20040056144A1 (en) * 2002-09-24 2004-03-25 Bass Steven M. Dual-flight mode tandem rotor wing
RU2268209C2 (ru) * 2003-04-16 2006-01-20 Морохин Вениамин Иванович Система воздушного пуска космических ракет
RU2335432C2 (ru) * 2006-10-24 2008-10-10 Николай Евгеньевич Староверов Спасательный вертолет (варианты)
RU2449924C1 (ru) * 2010-11-15 2012-05-10 Открытое акционерное общество "Московский вертолетный завод им.М.Л. Миля" Система для подъема и транспортировки по воздуху тяжелых грузов
RU139040U1 (ru) * 2013-09-27 2014-04-10 Общество с ограниченной ответственностью "Ланнер" Летательный аппарат "lanner"

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2070143C1 (ru) * 1992-07-08 1996-12-10 Демидов Герман Викторович Многофункциональный летательный аппарат вертикального взлета и посадки
US20040056144A1 (en) * 2002-09-24 2004-03-25 Bass Steven M. Dual-flight mode tandem rotor wing
RU2268209C2 (ru) * 2003-04-16 2006-01-20 Морохин Вениамин Иванович Система воздушного пуска космических ракет
RU2335432C2 (ru) * 2006-10-24 2008-10-10 Николай Евгеньевич Староверов Спасательный вертолет (варианты)
RU2449924C1 (ru) * 2010-11-15 2012-05-10 Открытое акционерное общество "Московский вертолетный завод им.М.Л. Миля" Система для подъема и транспортировки по воздуху тяжелых грузов
RU139040U1 (ru) * 2013-09-27 2014-04-10 Общество с ограниченной ответственностью "Ланнер" Летательный аппарат "lanner"

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10392107B2 (en) Aerial vehicle capable of vertical take-off and landing, vertical and horizontal flight and on-air energy generation
US11548650B2 (en) Hybrid airship
Ilieva et al. A critical review of propulsion concepts for modern airships
RU2160689C2 (ru) Гибридное воздушное судно
US10065738B2 (en) Tethered unmanned aerial vehicle
US20100283253A1 (en) Tethered Airborne Power Generation System With Vertical Take-Off and Landing Capability
US7131613B2 (en) High-altitude launching of rockets lifted by helium devices and platforms with rotatable wings
US20170057631A1 (en) Vertical Takeoff and Landing Vehicle with Increased Cruise Efficiency
US20100295321A1 (en) Method for Generating Electrical Power Using a Tethered Airborne Power Generation System
US20160311529A1 (en) Modular Electric VTOL Aircraft
US11912441B2 (en) Return to base space launch vehicles, systems and methods
EP2253536A1 (en) Method of flying within an extended speed range with controlled force vector propellers
US10486835B2 (en) Centrifugal force amplification method and system for generating vehicle lift
US10450063B1 (en) Aircraft having VTOL, translational and traverse flight
WO2018063019A1 (en) Vertical take-off and landing aircraft
CN105235906B (zh) 带拉线结构的无人机及其使用方法
US8998126B2 (en) Lift generating device
CN108791876B (zh) 一种可以垂直起飞和降落的飞行器
WO2010135604A2 (en) System and method for generating electrical power using a tethered airborne power generation system
WO2017021758A1 (ru) Винтокрылый электрический носитель для воздушного старта космических ракет
US20180037319A1 (en) Vertical take-off and landing aircraft (variants)
CN101362510A (zh) 用于流体动力学装置的推力转向护罩
Bolonkin Utilization of wind energy at high altitude
RU2546027C2 (ru) Гибридный дирижабль линзообразной формы
WO2017081521A1 (ru) Компоновка авиационного носителя для воздушного вертикального старта космических раект

Legal Events

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

Ref document number: 15908233

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: 15908233

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1