Способ вертикального взлета и посадки ракеты-носителя "прпи"

 

Изобретение относится к космической технике, в частности к многоразовым транспортным средствам выведения полезных грузов на орбиту. Предлагаемая система содержит судно, в корпусе которого образован мелководный лагуноподобный бассейн с колосниковой решеткой в его днище. Ракета-носитель содержит многодвигательную установку с баками для жидких водорода и кислорода. Бак жидкого водорода имеет форму полого кольцевого крыла с нижней частью, выполняющей функции поплавка. Поплавок при транспортировке ракеты-носителя размещен в указанном бассейне над колосниковой решеткой. При старте ракета и судно стабилизируются в вертикальном положении потоками парогаза из-под этой решетки. Парогаз генерируется с водной поверхности реактивными струями многодвигательной установки. Подобным же образом при посадке парогазом наполняются купола посадочных парашютов ракеты-носителя. Изобретение направлено на увеличение грузоподъемности и надежности данной транспортной космической системы, обеспечение ее экологичности и повышение технологичности подготовительных и восстановительных операций. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к космической технике, в частности касается решения проблем взлета и посадки многоразового ракетоносителя двухступенчатой транспортной системы, где двигатели указанного носителя работают на жидких водороде и кислороде и участвуют в управлении как при старте, так и в процессе полета и приводнения.

Известна многоступенчатая транспортная система вертикального взлета и разового пользования, именовавшаяся "лунной ракетой HI-ЛЗ". Оставаясь до сих пор рекордной по стартовой массе /3200 тонн/, она была выполнена по тандемной схеме и обладала весьма малым значением У=D/Н ≃ 0,16, где D - габаритный диаметр нижнего блока /⊘ 15 м/ и Н - высотный габарит системы - 95 м.

Топливо: жидкий кислород и керосин. Для обеспечения устойчивости этой ракеты, управления ею по курсу и тангажу двадцать четыре двигателя из 30-ти нижнего блока были разнесены по периферийному опорному кольцу и могли раздельно изменять точку приложения вектора суммарной тяги за счет варьирования давления газов в камерах сгорания. Это сокращало топливные затраты и позволяло распределить стартовый импульс подъема на значительную площадь, что позволяло избежать чрезмерной раскачки фундамента пускового стола /см. статью В. Пикуля "Почему иссякла "Энергия", опубликованную в журнале ИР, 93/4, и брошюру С. Лескова "Как мы не слетали на Луну", М.: "Панорама", 1991 г./.

Недостаток этого отдаленного устройства-аналога двояк. С одной стороны, тут существенные технико-экономические изъяны. Такие как одноразовость применения конструкции, малое значение "У", приложение суммарной тяги на старте к хвостовой части ракеты, что делает систему не очень прочной и малоустойчивой, весьма дорогой в производстве. С другой стороны, не использование жидкого водорода в качестве горючего сокращало полезную нагрузку, ухудшало экологичность...

Известна также система вертикального взлета и посадки ракеты, содержащая транспортное судно с корпусом, круглым в плане и приспособленным для старта указанного летательного аппарата из центральной палубной шахты. При этом ракета с выработкой топлива обретает плавучесть, а при посадке использует парашют /статья В. Пикуля "Волчок дрейфует во льдах", ИР, 78/9, заключительные фразы на с. 21; а.с. 655592 по кл. В 63 В 35/12 с приоритетом от 28 июня 1976 г. - система-прототип/.

Недостаток данной системы состоит в еще меньшем значении параметра "У", что продиктовано шахтным способом пусков. Постанов ракеты в надводную шахту тоже затруднен, летательный аппарат получается небольшим. Ракетный двигатель при этом старте не может не тратить много топлива на рулевые операции. При посадке на твердую поверхность сопло двигателя может получить механические повреждения. В случае посадки на воду, в море, двигатель оказывается в соленой среде. Штормовые волны способны повредить малопрочную конструкцию. Ну а утилизация энергии отходящих газов тут не происходит ни при взлете, ни во время посадки.

Широко известна многоразовая система вертикального взлета с земли ракеты-носителя с крылатым пилотируемым кораблем "спейс шаттл" Система выполнена по пакетной схеме. Первая ступень состоит из двух твердотопливных блоков. Вторая ступень представлена упомянутым кораблем с тремя жидкостно-реактивными двигателями и топливным баком одноразового использования. Отделения бака заполняются перед стартом жидкими водородом и кислородом. Бак имеет традиционную цилиндрическую форму, определяет высоту ракеты и сгорает в атмосфере при падении. Блоки первой ступени с помощью парашютов спускаются на воду. Они повторно применяются после восстановительного ремонта. Крылья же корабля срабатывают в основном только при посадке на аэродром по-самолетному.

Параметр "У" здесь значителен, приближен к 0,3. Система позволяет вернуть с земной орбиты полезный груз весом около 15 тонн. См. например "Политехнический словарь", М, 1980, с. 491.

Недостаток такой системы заключается в том, что крылья второй ступени при взлете не работают. Поэтому полезный груз очень небольшой, хотя горючим служит частично водород, а стартовая масса ракеты достигает 2000 т. Первая ж ступень работает с выделением газов, вредных для окружающей среды. Восстановительный ремонт этой ступени трудоемок. Словом, каждый полет - мероприятие достаточно дорогое. И еще. Увеличение "У" само по себе не служило панацеей. Пуски остаются зависимыми от погодных, условий. Из-за громадной концентрации энергии в каждом двигателе, рулении при старте путем угловых отклонений тяговых сопел возникают колебания тектонической плиты. Это нередко провоцирует землетрясения. . . Отсюда не так случайны нынешние устремления к "морскому старту". Но! Существующие традиционные системы способны подымать на опорные орбиты Земли лишь малые грузы.

Целью предлагаемой системы вертикального взлета и посадки ракеты-носителя является комплексное сокращение перечисленных выше "узких мест". Прежде всего, повышение грузоподъемности носителя и надежности системы в целом, уменьшение затрат на полет человека к Луне. Обеспечение истой многоразовости и всепогодности, сокращение цикла подготовки к повторному пуску. В чем же тогда состоит техническая задача? Увеличение параметра "У" до единицы и более, однако так, чтобы первая ступень взлетала непосредственно с воды и двигатели этой ступени в процессе "взлет - посадка" не погружались в водную среду. Чтобы указанные двигатели не только обеспечивали подъемную силу и управление системой, а и автоматически способствовали устойчивости аппарату как при взлете, так и при посадке первой ступени на воду.

Поставленная цель достигается тем, что в системе вертикального взлета и посадки ракеты-носителя, содержащей транспортное судно с корпусом, приспособленным для взлета и посадки ракетоносителя, поплавок, кольцевую многодвигательную установку с баками для жидких водорода и кислорода, выполненную с возможностью работы полной - при взлете, и пониженной - при посадке тяги, а также используемые при посадке ракеты-носителя парашюты, в корпусе указанного транспортного судна образован мелководный лагуноподобный бассейн с колосниковой решеткой в днище данного бассейна.

При этом указанный колосник предназначен для стабилизации в вертикальном положении судна и ракеты-носителя токами парогаза, генерируемого с водной поверхности реактивными струями многодвигательной установки, а бак жидкого водорода выполнен в форме полого кольцевого крыла с нижней частью, выполняющей функции упомянутого поплавка. Причем поплавок при транспортировке ракеты-носителя размещен в указанном бассейне над колосниковой решеткой. При этом данный бак жидкого водорода жестко связан с силовым кольцом, сверху которого установлен кольцевидный бак жидкого кислорода, а снизу - кольцевая упомянутая многодвигательная установка. Так что образованы каналы охвата кислородного бака и многодвигательной установки указанным водородным баком.

Причем с возможностью пропускания через эти каналы воздушных потоков при полете ракеты-носителя, а также упомянутых токов парогаза при взлете и посадке ракеты-носителя. При этом указанные парашюты размещены на водородном баке с возможностью наддува газовых карманов их куполов упомянутыми токами парогаза при посадке ракеты-носителя. Система примечательна еще тем, что указанный корпус транспортного судна выполнен в виде двух расчлененных полукорпусов.

Графика системы представлена четырьмя фигурами. На фиг.1 - разрез по миделю как корпуса транспортного судна, так и самой двухступенчатой ракеты, находящейся в лагуноподобном бассейне. Фигура 2 иллюстрирует судно в плане при формировании бассейна. На фиг.3 зафиксирован момент начала приводнения носителя. Фигура 4 дает наглядность процессу наддува газовых карманов и разводки куполов.

Итак, водородный бак-поплавок 1 /фиг.1/, будучи выполнен в виде полого кольцевого крыла, опирается о воду лагуноподобного бассейна "а" своей нижней, смачиваемой частью "б". Поплавок этот жестко связан трубопроводными пилонами 2 с силовым кольцом 3. Последний концентричен поплавку, несет с помощью указанного кольца сверху кольцевидный кислородный бак 4 и снизу - многомоторную установку 5. Энергоустановка тут возвышается над лагуной и не смачивается водой.

Упомянутое силовое кольцо посредством внутренних радиальных пилонов 6 несет центральное гнездо 7. При этом между внешними и внутренними пилонами образованы проточные каналы "в", которые охватывают кислородный бак, многодвигательную установку и служат для прохода воздуха и газов. Головной блок 6 летательного аппарата своей хвостовой частью встроен в указанное выше гнездо так, что занимает вертикальное положение и в полете может разъединяться с ракетоносителем. Блок своей вершиной выступает над верхним торцем кислородного бака. Причем сопло блока до разъединения ступеней находится в проточной горловине "г" центрального гнезда.

В днище лагуноподобного бассейна против сопел многомоторной установки вмонтирована шайбообразная колосниковая решетка 9. Этот силовой колосник концентричен указанному гнезду и опирается на днищевые кили 10. Верхний же кольцевой слой водородного бака-крыла имеет полости, куда помещены парашюты 11. Их количество может здесь быть значительным по причине большого диаметра упомянутого бака-крыла. Важно добавить, что в данном случае параметр У ≥ 1.

Судно состоит из энергетического модуля 12 /фиг.2/ и полукорпусов 13-14, соединенных с энергомодулем с помощью шарниров с вертикальными осями /см. фигуры 1 и 2/. Каждый полукорпус включает в себя бортовую плавучую часть "д" и притопленный колосниковый сектор "е". Угол максимального "раскрытия" полукорпусов ~ 100^o. Радиальный круговой зазор "и" между водородным баком и стенками бассейна поддерживается постоянным за счет швартовых.

Компоненты ракетного топлива при пуске ракеты подаются из баков 1 и 4 /фиг.1/ в многомоторную установку 5 по трубопроводам, заключенным в пилоны 2 и 6. Двигатели при этом кратковременно срабатывают в предполетном проверочном режиме, а продукты горения топлива вместе с водяным паром устремляются вверх по проточным каналам "в".

С выходом многомоторной установки на взлетный режим летательный аппарат выбрасывает гиперзвуковые реактивные струи газа, которые, посредством колосниковой решетки 9, придают системе вертикальную устойчивость даже при волнении на море. Аппарат взлетает из лагуноподобного бассейна "а" и разгоняет вторую ступень до расчетной скорости. При этом двигатели ракетоносителя не только развивают потребную тягу, но и управляют полетом, эжектируя набегающие воздушные токи в упомянутые проточные каналы. Пилоны ж тут играют роль стабилизаторов. Вредный "донный эффект" здесь отсутствует.

Центр массы у аппарата тут не выше точки приложения вектора суммарной тяги. Устойчивость системы высокая и топливозатраты на управление носителем минимальны, а полетный к.п.д. повышен за счет организованной эжекции в пределах бака-крыла. Запуск головного блока 8 происходит на высоте разделения ступеней из центрального гнезда 7, после чего ракета-носитель начинает процесс спуска с направлением водородного кольцевого бака вперед, вниз.

Многодвигательная установка при этом действует на "малом газе", а встречный ветер задувает в проточные каналы снизу. С приближением к водной поверхности происходит групповое раскрытие парашютов 11 /см. фиг.3/, двигатели кратковременно форсируются и выбрасывают газовые факелы "с". Последние сдувают гребни окружающих волн, которые при этом, сливаясь, образуют "стоячий" водяной вал "м". Напор взмывающих парогазовых токов наддувает карманы 15 парашютов при помощи клапанов 16.

Опорожняющийся водородный бак 1 /фиг.4/ погружается своей нижней частью в воду, создает ракете-носителю плавучесть, многомоторная установка выключается, а парашюты, обращаясь в плавучие пузыри, садятся на воду, концентрично охватывая тем самым кольцевой водородный бак. Так защитные газовые токи "э" /фиг.3/ заменяются упругим барьером из указанных парашютов-пузырей. Они надежно предохранят тонкостенный бак-поплавок от волнового наката до момента подхода транспортного судна. Оно же может быть стапелем для аппарата.

Транспортное судно, полукорпусы 13-14 коего при этом сомкнуты /фиг.2 /, спешит к месту приводнения ракетоносителя. С подходом к аппарату "транспортировщик" раскрывает вход в лагуноподобный свой бассейн и охватывает ракету полукорпусами с наветренной стороны. Тут надо отметить, что осадка "б" бака-поплавка в заправленном состоянии должна быть меньше глубины бассейна на величину "л" /фиг.1/.

Большое значение параметра "У" облегчает процессы монтажа головного блока в центральное гнездо, облегчает топливозаправку. Тем более, что такие операции, в принципе, сможет выполнять транспортировочное судно с помощью своего энергомодуля, его подъемных кранов и насосов. Быстродействие этих операций, всепогодность гарантированы.

Не исключено, что такая система обеспечит окупаемость рейсов человека к Луне.

Формула изобретения

1. Система вертикального взлета и посадки ракеты-носителя, содержащая транспортное судно с корпусом, приспособленным для взлета и посадки ракеты-носителя, поплавок, кольцевую многодвигательную установку с баками для жидких водорода и кислорода, выполненную с возможностью работы в режимах полной, при взлете, и пониженной, при посадке, тяги, а также используемые при посадке ракеты-носителя парашюты, отличающаяся тем, что в корпусе указанного транспортного судна образован мелководный лагуноподобный бассейн с колосниковой решеткой в днище бассейна, предназначенной для стабилизации в вертикальном положении судна и ракеты-носителя токами парогаза, генерируемого с водной поверхности реактивными струями многодвигательной установки, бак жидкого водорода выполнен в форме полого кольцевого крыла с нижней частью, выполняющей функции указанного поплавка, который при транспортировке ракеты-носителя размещен в указанном бассейне над колосниковой решеткой, причем данный бак жидкого водорода жестко связан с силовым кольцом, сверху которого установлен кольцевидный бак жидкого кислорода, а снизу - кольцевая указанная многодвигательная установка, так что образованы каналы охвата кислородного бака и многодвигательной установки указанным водородным баком, с возможностью пропускания через эти каналы воздушных потоков при полете ракеты-носителя, а также указанных токов парогаза при взлете и посадке ракеты-носителя, при этом указанные парашюты размещены на водородном баке с возможностью наддува газовых карманов их куполов указанными токами парогаза при посадке ракеты-носителя.

2. Система по п.1, отличающаяся тем, что указанный корпус транспортного судна выполнен в виде двух расчленяемых полукорпусов.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4