Система для запуска космических объектов

 

Система для запуска космических объектов содержит стартовый комплекс, включающий обслуживающее оборудование, стартовую дорожку с расположенными под углом к горизонту разгонным и тормозным участками, пусковую установку с размещенной на ней ракетой-носителем, при этом пусковая установка снабжена стационарными двигателями и полозьями для перемещения по стартовой дорожке. Стартовая дорожка на разгонном и тормозном участках выполнена в виде желобообразной конструкции с покрытием проезжей части на разгонном участке из материала с низким коэффициентом трения в виде искусственного ледяного образования, а на тормозном участке-материалом с высоким коэффициентом трения со свойствами тугоплавкого металла, при этом на тормозном участке борта желобообразной конструкции выполнены с: наклоном внутрь желоба, а пусковая установка снабжена поворачивающимися аэродинамическими крыльями, сменными седлообразными опорами и держателями с цилиндрами прижима под ракету-носитель, пламегасителем с упорами и предохранителем ледовой поверхности от истекающих газов двигателей пусковой установки. 5 з. п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области космической техники, а именно к средствам для осуществления запуска космических объектов.

Известна система US, патент, N 3134300, НКИ 89-1.7, 1964 г.для запуска космических объектов (US, патент, N 3134300, НКИ 89- 1.7, 1964 г.), содержащая стартовый комплекс с обслуживающим оборудованием, разгонную полосу с расположенными под углом к горизонту разгонным и тормозным участками и пусковую установку с размещенной на ней ракетой-носителем. Пусковая установка снабжена стационарными двигателями и полозьями для перемещения по стартовой дорожке.

Известная система для запуска космических объектов не предусматривает средства для защиты стартового пути от разрушающего воздействия продуктов сгорания ракетных двигателей, что не позволяет использовать, систему для многократного запуска космических объектов. Кроме того известная система малоэффективна для (осуществления быстрого торможения пусковой установки после отделения от нее ракеты-носителя.

Задачей изобретения является устранение указанных недостатков.

Поставленная задача решается тем, что в известной системе для запуска космических объектов, содержащей стартовый комплекс, включающий обслуживающее оборудование, стартовую дорожку с расположенными под углом к горизонту разгонным и тормозным участками, пусковую установку с размещенной на ней ракетой-носителем, при этом пусковая установка снабжена стационарными двигателями и полозьями для перемещения по стартовой дорожке, согласно изобретению стартовая дорожка на разгонном и тормозном участках выполнена в виде желобообразной конструкции с покрытием проезжен части на разгонном участке из материала с низким коэффициентом трения в виде искусственного ледяного образования, а на тормозном участке материалом с высоким коэффициентом трения со свойствами тугоплавкого металла, при этом на тормозном участке борта желобообразной конструкции выполнены с наклоном внутрь желоба, а пусковая установка снабжена поворачивающимися аэродинамическими крыльями, сменными седлообразными опорами и держателями с цилиндрами прижима под ракету-носитель, пламегасителем с упорами и предохранителем ледовой поверхности от истекающих газов двигателей пусковой установки.

Вокруг основания несущей фермы может быть расположено несколько стартовых комплексов разного назначения с лифтами.

Аэродинамические крылья пусковой установки могут быть снабжены механизмом их поворота.

Конструктивные особенности системы обуславливают особенности ее функционирования. Так, движение и разгон пусковой установки по искусственному ледяному образованию осуществляется с использованием аэродинамической подъемной силы крыльев пусковой установки, а ее торможение силой трения полозьев с тугоплавкой поверхностью тормозного участка стартового комплекса одновременным использованием для торможения термодинамического импульса истекающих газов двигателей, отделяющийся от пусковой установки ракеты-носителя и воздушного сопротивления аэродинамических крыльев. Кроме того, возвращение пусковой установки по искусственному ледяному образованию (покрытию) осуществляется с использованием силы торможения аэродинамических крыльев.

Далее изобретение поясняется чертежами, где: фиг. 1 вид на стартовую установку сбоку; 2 фиг. 2 4-хстартовая установка, вид сверху; фиг. 3 "пусковая установка (PHP), вид сверху; фиг. 4 пусковая установка (разрез 1-1); фиг. 5 тормозной участок (разрез 2-2).

В стартовую систему входит: ж/дорожные пути 1, ангар 2, краны подъемные 3, холодильная установка 4, стартовая установка 5 желобообразной формы с: разгонным 6 и тормозными 7 участками, закрепленными на фермах 8, подъемник-лифт обслуживания 9, передвижная пусковая установка 10 (разгонный носитель ракет PHP) с запускаемой ракетой-носителем 11, стационарными двигателями 12, аэродинамическими крыльями 13, 14, полозьями 15, 16, сменными седлообразными опорами 17 прижимными цилиндрами 21, 22, пламегасителем 23 и космическим объектом 24. Кроме того, стартовая система включает ледовую поверхность 25, трубы 26 подачи холодильного агрегата и трубы 27 подачи воды, покрытие тормозного участка 28, тормоз 29, упоры 30 и предохранитель 31. Вокруг основания несущей фермы может быть расположено несколько стартовых комплексов разного назначения с лифтами.

Стартовый комплекс работает следующим образом.

По ж/дорожным путям 1 ракету 11 с: космическим объектом 24 доставляют на предстартовую позицию в ангар 2. Кранами 3 ракету перемещают на установку PHP 10 в седлообразные опоры 17, 151 и зажимами" держателями 19, 20. Установку PHP размещают в стартовой установке 5 желеобразной формы. После включения стационарных двигателей 12 установка PHP начинает движение с ракетой-носителем космических объектов по разгонному участку 6. При ускоренном движении на этом участке аэродинамические крылья 13, 14 установки PHP обеспечивают минимальное трение между полозьями 15, 16 и льдом 25.

В конце разгонного участка 6 после достижения установкой PHP заданной скорости выключают стационарные двигатели 12 и одновременно включают двигатели ракеты 11, ослабляют усилия держателей 19, 20 и ракета стартует, отделяясь от установки PHP. Одновременно с включением двигателей ракеты-носителя 11 происходит торможение установки PHP вследствие газодинамического воздействия на пламегаситель 23 истекающих струй двигателей ракеты. После остановки под действием веса PHP начинает скатываться с тормозного участка 7, крылья 13, 14 поворачиваются, обеспечивая обратное скольжение PHP по тормозному и разгонному участкам, при этом поворот крыльев 13, 14 усиливает трение между полозьями PHP и тормозным участком 7. Движение PHP в конце тормозного участка прерывается тормозом 29. В процессе запуска холодильная установка 4 подает по трубам 26 хладагент для замораживания воды, поступающей по трубам 27.

Формула изобретения

1. Система для запуска космических объектов, содержащая стартовый комплекс, включающий обслуживающее оборудование, стартовую дорожку с расположенными под углом к горизонту разгонным и тормозным участками, пусковую установку с размещенной на ней ракетой-носителем, при этом пусковая установка снабжена стационарными двигателями и полозьями для перемещения по стартовой дорожке, отличающаяся тем, что стартовая дорожка на разгонном и тормозном участках выполнена в виде желобообразной конструкции с покрытием проезжей части на разгонном участке из материала с низким коэффициентом трения в виде искусственного ледового образования, а на тормозном участке из материала с высоким коэффициентом трения со свойствами тугоплавкого металла, при этом на тормозном участке борта желобообразной конструкции выполнены с наклоном внутрь желоба, а пусковая установка снабжена поворачивающимися аэродинамическими крыльями, сменными седлообразными опорами и держателями с цилиндрами прижима под ракету-носитель, пламягасителем с упорами и предохранителем ледовой поверхности от истекающих газов двигателей пусковой установки.

2. Система по п.1, отличающаяся тем, что вокруг основания несущей фермы расположено несколько стартовых комплексов разного назначения с лифтами.

3. Система по п.1, отличающаяся тем, что аэродинамические крылья пусковой установки снабжены механизмом их поворота.

4. Система по п.1, отличающаяся тем, что движение и разгон пусковой установки по искусственному ледовому образованию осуществляют с использованием аэродинамической подъемной силы крыльев пусковой установки.

5. Система по п.1, отличающаяся тем, что торможение пусковой установки осуществляют силой трения полозьев с тугоплавкой поверхностью тормозного участка стартового комплекса с одновременным использованием для торможения термодинамического импульса истекающих газов двигателей, отделяющихся от пусковой установки ракеты-носителя, и воздушного сопротивления аэродинамических крыльев.

6. Система по п.1, отличающаяся тем, что возвращение на старт пусковой установки по искусственному ледовому образованию (покрытию) осуществляют с использованием силы торможения аэродинамических крыльев.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5