Космические летательные аппараты: .космические транспортные корабли многократного применения – B64G 1/14

Изобретение относится к многоразовым космическим системам и касается аэрокосмической системы горизонтального взлета продольной компановки. Двухступенчатая аэрокосмическая система содержит первую и вторую ступень с крыльями, воздушно-реактивные двигатели на первой ступени. Первая и вторая ступени соединены последовательно. Фюзеляж второй ступени находится в миделе первой ступени. Крыло на первой ступени или на обеих ступенях изменяемой стреловидности. На первой и второй ступенях может быть расположено заднее горизонтальное оперение (ЗГО). Причем оперение второй ступени работает как «утка», когда центр масс находится позади него, и как заднее, когда центр масс становится впереди него, и занимает положение с оптимальным углом атаки, когда центр масс совпадает с ним. Все ЗГО и крылья имеют положительный угол атаки и создают подъемную силу. Достигается возможность аэродинамического управления всей системой на взлете, управление порознь обеими ступенями при посадке на землю, увеличение процента выводимой на орбиту массы от стартовой массы всей системы. 3 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к крылатым летательным аппаратам, в которых используется криогенное топливо, и касается ракетных блоков многоразового использования. Планер летательного аппарата включает корпус с криогенным цилиндрическим баком, крыло, элементы крепления крыла. Крыло закреплено непосредственно на криогенном баке вдоль бортов планера посредством ряда вертикальных стержней одинаковой длины и двух узлов. Концы каждого из стержней закреплены шарнирно на крыле и криогенном баке касательно к его обводу. Узлы крепления расположены в зазоре между баком и крылом удаленно друг от друга вдоль его продольной оси. Один узел выполнен по типу штырь-отверстие, а другой по типу выступ-паз, паз которого расположен вдоль оси бака. Достигается снижение веса корпуса летательного аппарата и исключение температурных напряжений в конструкции. 5 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для уборки космического мусора (КМ). Многоразовый космический аппарат-буксир содержит корпус, приборный отсек с системой управления, двигательную установку, солнечные батареи, головку самонаведения, устройства дистанционного захвата КМ. Устройство дистанционного захвата КМ содержит космический гарпун с оперением, пороховым двигателем, тросом и кожухом, контейнер со съемной крышкой, стакан, 2-мостиковый пиропатрон, барабан с электроприводом. Изобретение позволяет дистанционно захватить КМ и изменить траекторию движения КМ независимо от геометрической формы и габаритного размера КМ. 7 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к космолётам. Космолёт содержит две ступени с крыльями, воздушно-реактивные двигатели (ВРД), центроплан, переднее горизонтальное оперение, крюк для вертикальной посадки, грузовой люк, блокировку отделения ступени, убирающиеся кили, ракетный ускоритель, сбрасываемые лонжероны и обтекатели. Ракетный ускоритель содержит в качестве компонентов топлива боргидрид бериллия, динитрамид аммония, бериллий. Космолёт запускают вертикально, разгоняют до скорости эффективности крыльев, поворачивают и поднимают на высоту уменьшения тяговооруженности, разгоняют до скорости эффективности прямоточных ВРД, включают режим форсажа, отделяют вторую ступень с ракетным ускорителем, переходят на горизонтальную траекторию, включают двигатели второй ступени, производят посадку первой и второй ступеней. Изобретение позволяет увеличить массу полезной нагрузки. 15 н. и 10 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Многоразовый возвращаемый ракетный блок содержит фюзеляж, крыло с двумя консолями, левый и правый блоки двигателей управления. Консоли крыла снабжены законцовками. Левый и правый блоки двигателей управления размещены в гондолах на законцовках консолей крыла с возможностью использования двигателей управления на участке выведения и участке возвратного полета. Оси сопел двигателей управления тангажом и креном параллельны нормальной оси OY возвращаемого ракетного блока. Оси сопел двигателей рыскания перпендикулярны нормальной оси OY и образуют с продольной осью OX угол =0° 20°. Достигается повышение управляемости возвращаемого ракетного блока. 5 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке ракет-носителей. Ракета-носитель включает соединенный со второй ступенью многоразовый ускоритель с реактивной системой стабилизации и многократно используемые элементы. Многоразовый ускоритель состоит из ракетного блока с жидкостными ракетными двигателями, соединенного с самолетным комплектом, выполненным в виде планера с крыльями переменной стреловидности с органами аэродинамического управления, стабилизатора, шасси, воздушно-реактивных двигателей с их топливным баком и носового отсека. Установленный на ракетном блоке носовой отсек снабжен пилотской кабиной и оснащен управляемыми поворотными козырьками, количество которых равно количеству точек соединения носового отсека со второй ступенью. В местах соединения со второй ступенью в носовом отсеке выполнены карманы. Воздушно-реактивные двигатели закреплены на верхних поверхностях крыльев переменной стреловидности и снабжены управляемыми защитными экранами. Стабилизатор выполнен в виде двух килей, установленных на крыльях. В ракетном блоке многоразового ускорителя вокруг его продольной оси и симметрично относительно его поперечной оси, параллельной крыльям, установлено четное число дросселируемых жидкостных ракетных двигателей. Достигаются увеличение массы полезного груза в стартовой массе ракеты-носителя, повышение надежности работы, улучшение ремонтопригодности и транспортабельности. 3 з.п. ф-лы, 12 ил.

Группа изобретений относится к вариантам выполнения планирующего космического аппарата со створчатым головным обтекателем и к способу управления возвращением его на аэродром. Планирующий космический аппарат содержит несущий теплозащищенный корпус, поворотные консоли крыльев, аэродинамические и реактивные рули, разъемные узлы сопряжения с ответными частями на блоке баков ракетного топлива, модуль маршевой силовой установки ракетоносителя. Планирующий космический аппарат по первому варианту содержит сопло модуля маршевой силовой установки, которое расположено в передней части корпуса планирующего космического аппарата, ориентировано вперед относительно этого корпуса. Планирующий космический аппарат по второму варианту содержит обитаемый грузопассажирский отсек с рабочим местом летчика-космонавта в носовой части, сопрягаемый с отделяемым конформным орбитальным отсеком через герметичный люк. Способ управления космическим аппаратом включает осуществление корректирующих воздействий на ориентацию планирующего космического аппарата и траекторию его движения с помощью аэродинамических и газодинамических рулей в соответствии с заданным законом управления траекторией спуска и посадки на взлетно-посадочную полосу аэродрома. Управляющие воздействия с использованием аэродинамических сил осуществляют в канале тангажа отклонением руля высоты, в канале крена путем асимметричного отклонения консолей крыла, в путевом канале за счет комбинированного отклонения руля высоты и асимметричного отклонения консолей крыла. В качестве дополнительного средства управляющих воздействий в канале воздушной скорости используют синхронный подъем или опускание консолей крыла. Достигается уменьшение габаритных размеров планирующего космического аппарата. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к авиационно-космическим, преимущественно многоразовым средствам доставки космических аппаратов (КА) на орбиту. С момента взлета и до момента завершения подготовки ракеты (5) к пуску в системах самолета, планера и др. - могут быть обнаружены отказы или неисправности, не позволяющие произвести штатный пуск ракеты (5). В этом случае для спасения КА (8) подается команда на разделение нижней (19) и верхней (18) частей фюзеляжа планера (4). Затем с расчетной задержкой подается команда на отделение корпуса головного обтекателя (7) и КА (8) от корпуса ракеты (5). При этом раскрывается замок троса-фала (2) (в виде силовых элементов (16, 17) фюзеляжа планера и силового элемента (15) троса). Нижняя часть (19) фюзеляжа планера под действием силы веса и набегающего потока воздуха падает вниз и сносится назад. Верхняя часть (18), сопряженная с ракетой (5), без ГО (7) и КА (8), под действием подъемной силы, создаваемой крылом (не показано) планера, поднимается вверх и также сносится назад. Это позволяет втянуть корпус обтекателя (7) с КА (8) внутрь фюзеляжа буксирующего самолета (не показан), напр., через его задний грузовой люк. Для снижения вероятности повреждения КА (8) при втягивании его в фюзеляж буксирующего самолета последний вводят в режим пикирования. В этом режиме корпус обтекателя (7) вместе с КА (8) фиксируют неподвижно в расчетной точке фюзеляжа самолета с помощью специального выдвижного захвата корпуса обтекателя. После этого самолет выводят из режима пикирования с переводом его в режим горизонтального полета в район посадки. Способ позволяет существенно уменьшить вероятность недопустимых ударных нагрузок на КА в процессе его втягивания внутрь буксирующего самолета. Техническим результатом изобретения является повышение надежности спасения КА и его сохранение в работоспособном состоянии для повторного использования. 5 ил.

Изобретения относятся к области ракетно-космической техники и касаются аэродинамических компоновок и способов возвращения на космодром многоразовых ракетно-авиационных модулей (МРАМ). Эти модули являются ракетными ускорителями, образуя первую ступень ракеты-носителя (РН) при стыковке своими корпусами (1) со второй ступенью (18) РН. Корпус (1) МРАМ имеет типичную тандемную компоновку баков и маршевых жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Прямое крыло со сложенными консолями в стартовой конфигурации располагается вдоль корпуса (1). После отделения МРАМ от второй ступени (18) это крыло поворачивается в рабочее положение перпендикулярно продольной оси корпуса. Из сужающегося отсека (17), противоположного отсеку ЖРД, выдвигается в рабочее положение хвостовое оперение. Выступающие сопла маршевого ЖРД закрываются обтекателем из подвижных защитных створок (3). Этим завершается преобразование МРАМ в планер. Его полет к аэродрому посадки (отсеком ЖРД вперед) осуществляется с использованием выдвижных (14) (или съемных) воздушно-реактивных двигателей. Техническим результатом изобретений является повышение доли массы полезной нагрузки в стартовой массе РН и снижение затрат ресурсов на возвращение МРАМ на космодром. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 16 ил.

Изобретения относятся к летательному аппарату со смешанным режимом аэродинамического и космического полета и способ его пилотирования. Летательный аппарат содержит фюзеляж, крыло, воздушно-реактивные двигатели и ракетные двигатели. Крыло выполнено неподвижным, по существу прямым и удлиненным в боковом направлении фюзеляжа. Размах крыла превышает длину фюзеляжа. Крыло и баки с ракетным топливом расположены в задней части фюзеляжа. В передней части фюзеляжа расположена кабина. Способ пилотирования летательного аппарата содержит четыре этапа полета. Первый этап аэродинамического полета на дозвуковой скорости соответствует 0,5-0,8 М с использованием воздушно-реактивных двигателей без дозаправки в воздухе. На втором этапе выхода в космическое пространство используются ракетные двигатели после подачи команды на изменение наклона летательного аппарата между первым этапом и вторым этапом. На третьем этапе спуска осуществляется режим планирования с фюзеляжем, ориентированным по существу перпендикулярно к траектории. На четвертом этапе обеспечивается аэродинамический полет и посадка после приведения летательного аппарата в положение по существу в направлении траектории между третьим этапом полета и четвертым этапом полета. Достигается уменьшение расхода топлива летательного аппарата при аэрокосмических полетах. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к межорбитальным транспортным системам многократного применения. Межорбитальный транспортный аппарат (МТА), снабженный электроракетным двигателем (ЭРД) малой тяги, переводят с низкой околоземной орбиты на промежуточную высокоэллиптическую орбиту (например, суточную орбиту с наклонением ~ 63°, высотами перигея ~ 500 км и апогея ~ 71250 км). Этот переход осуществляют с помощью установленного на МТА одноразового разгонного блока с двигателем большой тяги. Затем отделяют разгонный блок от МТА, а перевод МТА на орбиту назначения производят с указанной промежуточной орбиты по многовитковой спиральной траектории с помощью ЭРД малой тяги. Возвращение МТА после отделения полезного груза на орбите назначения осуществляют на эту же промежуточную орбиту, где производят дозаправку ЭРД и монтаж нового полезного груза. Повторение циклов транспортировки полезных грузов на орбиту назначения осуществляют с данной промежуточной орбиты. Полезные грузы могут доставляться МТА, в частности, на геостационарную орбиту или в точку Лагранжа L₁ системы «Земля-Луна». Техническим результатом изобретения являются снижение сроков транспортных операций, повышение ресурса энергодвигательной установки, увеличение числа циклов использования МТА и массы полезного груза, выводимого на орбиту назначения. 6 з.п. ф-лы, 4 ил., 3 табл.

Изобретение относится к области авиационной и ракетно-космической техники. Авиационный ракетный комплекс включает планер, трос-фал, самолет, приспособленный для буксировки планера с помощью троса-фала, ракету-носитель для выведения космического аппарата. Ракета-носитель содержит головной обтекатель, внутри которого смонтирован космический аппарат, сопряженный с корпусом ракеты-носителя, наземную транспортно-разгонную платформу, снабженную двигательной установкой, для погрузки на нее планера, а также обеспечения взлета самолета и планера, системы, обеспечивающие их функционирование. Ракета-носитель размещена внутри фюзеляжа планера, имеющего нижнюю часть, отделяемую от его верхней части перед отделением от этой верхней части и пуском ракеты-носителя. Трос-фал сопряжен с корпусом головного обтекателя ракеты-носителя. Космический аппарат сопряжен с корпусом головного обтекателя ракеты-носителя с возможностями отделения троса-фала от планера, космического аппарата и корпуса головного обтекателя от корпуса ракеты-носителя для последующего втягивания их во внутрь фюзеляжа самолета через задний грузовой люк самолета с помощью троса-фала и лебедки, сопряженной с тросом-фалом, установленной в фюзеляже самолета. Достигается сохранение космического аппарата в случае срыва запуска ракеты-носителя. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретения относятся к области авиационно-космической техники, а именно к комплексной системе для запуска тяжелых воздушно-космических самолетов многоразового использования на околоземную орбиту, к супертяжелому реактивному самолету-амфибии для комплексной системы и к способу введения в действие комплексной системы запуска тяжелых воздушно-космических самолетов на околоземную орбиту. Комплексная система содержит самолет подъема с отделяющимися разгонным блоком, находящимся на нем воздушно-космическим самолетом, инфраструктуру наземного базирования и обеспечения. В качестве самолета подъема использован супертяжелый реактивный самолет-амфибия бесконтактного взлета и посадки, двигатели которого переведены на природный газ. Инфраструктура наземного базирования и обеспечения включает в себя несколько прибрежных стояночных площадок с гидроспусками, размещенных в независимых по метеоусловиям автономных пунктах экваториального побережья Мирового океана вблизи пустынных районов суши. Достигается уменьшение загрязнения экологии Земли при запуске супертяжелых элементов системы в космос. 3 н. и ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к аэрокосмической технике и может использоваться для доставки различных полезных нагрузок в отдаленные точки поверхности Земли с применением авиационно-ракетного старта. Летательный аппарат (ЛА) выполнен по схеме «летающее крыло» с двойным стреловидным вертикальным оперением и рулями управления. Крыло ЛА имеет большую стреловидность (70-76°) и выполнено с прямым и обратным клиновидным профилем, максимальная толщина которого приходится на середину хорды. Фюзеляж имеет веретенообразную форму, причем угол конусности (6-10°) его носовой части выбран так, чтобы фюзеляж находился в зоне аэродинамической тени крыла на режимах гиперзвукового полета. На поверхность ЛА нанесено теплозащитное покрытие, причем передние кромки носовой части фюзеляжа, крыла и вертикального оперения выполнены затупленными. Полет аппарата осуществляют по программируемой рикошетирующей траектории с начальным углом бросания в диапазоне 5-8° и скорости в диапазоне (6500-7500) м/с. На этапе погружения в атмосферу изменение вектора аэродинамической силы осуществляют путем выбора оптимального угла атаки. Случайный разброс параметров траектории компенсируют аэродинамическими маневрами на крейсерском и завершающем участках в диапазоне располагаемого аэродинамического качества. Программу управления строят на основе прогноза точек прицеливания (выхода в конечную зону). Технический результат изобретения направлен на повышение дальности полета за счет управления на этапе погружения в атмосферу и обеспечение минимальной массы теплозащиты за счет циклического охлаждения нагретой в плотных слоях атмосферы конструкции поверхности аппарата. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к межпланетным космическим полетам и может использоваться для доставки людей с поверхности Земли на орбиты спутников тел Солнечной системы и обратно. Согласно изобретению разгонную ступень, многоразовый пилотируемый корабль (МПК) и экипаж выводят на заданную околоземную орбиту по отдельности, каждый своей ракетой-носителем. При этом экипаж находится в орбитальном самолете (ОС) типа «Клипер». После этого МПК стыкуют с ОС, а после перехода экипажа из ОС в МПК и отделения ОС стыкуют МПК с разгонной ступенью. Затем раскрывают аэродинамический экран, установленный на МПК, и выдают разгонной ступенью разгонный импульс, необходимый для выведения МПК на траекторию полета к Луне. Затем отделяют разгонную ступень. После полета МПК по окололунной орбите, проведения программы экспедиции экипажем, выдачи МПК разгонного импульса и полета к Земле МПК с экипажем - производят аэродинамическое торможение МПК в верхних слоях атмосферы Земли с помощью аэродинамического экрана. В результате этого торможения МПК выходит на заданную околоземную орбиту ОС. После стыковки МПК с ОС, перехода экипажа в ОС и отделения МПК от ОС переводят МПК в режим ожидания. После дозаправки и дооснащения всеми необходимыми элементами МПК, как и ОС, используют заданное число раз. Технический результат изобретения направлен на увеличение относительной массы полезной нагрузки (кабины экипажа или пилотируемого космического корабля) в составе данной транспортной космической системы. 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности, к способам полета сверхзвукового самолета, использующего криогенное топливо и оснащенного дополнительным жидкостным ракетным двигателем (ЖРД) или аппаратами с ЖРД.

Способ полета многоступенчатого летательного аппарата (ЛА) с ЖРД, включающего, по крайней мере, одну воздушную ступень - самолет, по крайней мере, с одним воздушно-реактивным двигателем (ВРД), заключается в том, что в полете используют запасенные на борту криогенные компоненты: горючее, например жидкий метан или водород, для питания двигателей и хладоагент - для сжижения воздуха, подаваемого в ВРД. При работе ВРД включают накопитель кислорода, воздух забирают в дополнительный диффузор, часть воздуха сжижают в первом теплообменнике при теплообмене с горючим. Другую часть воздуха сжижают во втором теплообменнике, из воздуха кислород испаряют, отводят в бак и сжижают при теплообмене с жидким азотом. Жидкий азот нагнетают насосом, нагревают во втором теплообменнике и отводят через ВРД в атмосферу. Накопленный кислород используют при работе ЖРД. Достигается получение и накопление на борту самолета жидкого кислорода, а использование его с горючим в ЖРД обеспечивает возможность выхода ЛА из атмосферы, полета вне ее и возвращения в атмосферу с посадкой ЛА на землю.

Изобретение относится к космонавтике, в частности к Земле-Лунным комплексам. Земле-Лунный комплекс содержит Земле-космический подъемник и Земле-Лунный модуль. Земле-космический подъемник выполнен в виде 103 выдвижных цилиндрических секций. Секции имеют стабилизирующие вертикальный подъем винты с обручами в количестве 101 штук и диаметром от 450 до 480 метров, смонтированные вертикально в земле на глубину 1300 метров в железобетонном корпусе. В корпусе также имеются резервуары, наполненные сжиженным природным газом с камерами высокого давления, подающими в нижнюю часть подъемных цилиндров давление газов и пара до 300 атмосфер. Земле-Лунный модуль с четырьмя передвигающимися опорами имеет цилиндрическую форму 50 метров в диаметре с конусообразной вершиной 25 метров и массой 10000 тон. Модуль разделен внутренними переборками на отсеки, имеющие пространство для размещения парашюта, маневровых двигателей, жилых помещений, запасов воды и кислорода, складских нужд, специального оборудования, топливных баков, водородной электросиловой установки, маршевых двигателей и лунных роботов. Модуль также оснащен грузовым лифтом с подъемной амортизирующей стойкой. Решение направлено на облегчение освоения космического пространства с помощью Земно-Лунных комплексов. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретения относятся к области аэрокосмической техники и могут быть использованы при создании постоянно действующей транспортной системы между Землей и Луной, а в будущем, возможно, между Землей и Марсом. Предлагаемый лунный комплекс включает в себя многоразовый двухступенчатый самолет-носитель и выводимый им на околоземную орбиту лунный блок. Последний составлен из разгонного блока, лунного модуля и лунного челнока, зафиксированных один над другим и установленных на грузовой палубе орбитального самолета-ступени. Разгонный блок выводит лунные модуль и челнок на траекторию перелета к Луне, производит необходимые коррекции траектории и торможение при подлете к Луне. Лунные модуль и челнок оснащены гусеничными шасси, с помощью которых обеспечиваются горизонтальное прилунение, передвижение по лунной поверхности и горизонтальный старт лунного челнока с Луны. Прилунение и старт происходят при посредстве ракетных двигателей модуля и челнока. Предлагаемая транспортная система включает в себя не менее двух лунных комплексов, доставляющих на Луну и обратно на Землю сменяющие друг друга лунные экспедиции. По прибытии второй экспедиции участники первой лунной экспедиции на своем челноке возвращаются на околоземную орбиту, где стыкуются с ожидающим их орбитальным самолетом-ступенью, с которого стартовала на Луну вторая лунная экспедиция. Этот самолет затем производит управляемый спуск на Землю и посадку. Техническим результатом изобретений является создание замкнутой транспортной системы Земля-Луна-Земля, экономично и регулярно осуществляющей перевозки грузов и персонала между Землей и Луной (а в перспективе - между Землей и Марсом). 3 н. и 7 з.п. ф-лы. 7 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Космический аппарат (КА) содержит теплоизолированные корпус с затупленной носовой частью, стреловидное крыло, аэродинамические и газодинамические органы стабилизации и управления по каналам тангажа, крена и рысканья, в том числе балансировочный кормовой щиток. Стреловидное крыло установлено на корпусе по схеме среднеплана. Нижняя поверхность корпуса КА состоит из задней части и передней части, сопряженной с затупленной носовой частью. Проекция передней части на вертикальную плоскость симметрии КА образует контур, заданный убывающей по направлению к хвостовой части функцией, касательная к которому в точке его сопряжения с затуплением носовой части образует угол, обеспечивающий допустимый нагрев передней кромки стреловидного крыла. Проекция задней части на эту же плоскость образует контур, сопряженный с контуром передней части. Способ спуска характеризуется использованием упомянутого КА на балансировочных углах атаки, обеспечивающих обтекание крыла аэродинамическим потоком с образованием линий тока с векторами скоростей, направленными преимущественно вдоль передней стреловидной кромки крыла. Изобретение направлено на обеспечение тепловой нагрузки существующими теплозащитными материалами и на сокращение эксплуатационных затрат. 2 н.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к комплексам для вывода в космос полезного груза. Комплекс представляет собой сверхзвуковой космический корабль (1), закрепленный на верхней поверхности летательного аппарата (2), являющийся носителем указанного груза и выполненный с возможностью запуска с земли на летательном аппарате, для последующего самостоятельного вывода указанного полезного груза на заданную траекторию, причем указанный комплекс снабжен средствами разделения корабля и летательного аппарата. Комплекс содержит средства измерения физических параметров, используемых при оценке надежности этапа разделения корабля и летательного аппарата, и средства оценки надежности указанного этапа, служащие для выдачи разрешения или запрета на приведение в действие указанных средств разделения. Комплекс также содержит опорную конструкцию (3) для крепления корабля (1) на верхней поверхности летательного аппарата (2), при этом указанная конструкция содержит средства регулировки угла ( ) наклона корабля (1), представляющие собой две тяги (15 ₁, 15₂) с изменяемой длиной, являющиеся составной частью опорной конструкции (3), и средства поддержки тяг (15₁, 15₂) в плоскости, перпендикулярной к продольной оси летательного аппарата, независимо от угла ( ) наклона корабля (1). Изобретение обеспечивает повышение надежности разделения корабля и летательного аппарата. 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и направлено на совершенствование аэродинамической схемы многоразового ускорителя ракеты-носителя. Ускоритель содержит ракетный блок, включающий топливные баки и ракетный двигатель, несущую аэродинамическую поверхность, присоединенную к ракетному блоку по схеме «низкоплан», и головной обтекатель. Несущая аэродинамическая поверхность выполнена в виде платформы-планера, имеющей в плане форму крыла с переменной стреловидностью по передней кромке и площадью несущей поверхности, равной (20...35)·(L/D)², где L - длина платформы-планера, a D - диаметр ракетного блока, и снабжена поворотными консольными частями, шарнирно присоединенными к корневой части и спроектированными так, что оси поворота указанных консольных частей расположены под углом к плоскости симметрии ускорителя с точкой пересечения за торцом платформы-планера. В сложенном положении консольные части располагаются под нижней поверхностью корневой части несущей аэродинамической поверхности и их концевые кромки параллельны продольной оси платформы-планера. Головной обтекатель и передние кромки крыла выполнены заостренными, с радиусом затупления 3...5 мм. Технический результат от использования данного изобретения заключается в высокоэффективном использовании кинетической энергии для возврата ускорителя в зону старта без использования воздушно-реактивных двигателей и топлива для их работы, обеспечении необходимого уровня аэродинамического качества на сверхзвуковых и дозвуковых скоростях полета, повышении устойчивости и управляемости ускорителя при заднем расположении его центра масс, уменьшении количества управляющих аэродинамических поверхностей. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может использоваться при создании ракетных комплексов, не требующих отчуждения земель под зоны падения отработавших первых ступеней. Предлагаемая ракета включает в себя маршевые и рулевые двигатели, топливные баки, межступенчатый отсек с торцевыми шпангоутами. Топливные баки окислителя и горючего первой ступени выполнены в виде четырех емкостей, установленных попарно диаметрально противоположно для каждого компонента по периферии межступенчатого отсека и закрепленных на его торцевых шпангоутах. Межступенчатый отсек разделен днищем-перегородкой на две полости, при этом в нижней полости на торцевом шпангоуте установлены маршевые двигатели первой ступени, а в верхней части размещены двигатели второй ступени. На днище-перегородке смонтирован газогенератор для расталкивания ступеней. Днища топливных баков первой ступени могут быть выполнены в виде конусов, в вершинах которых смонтированы опоры для старта ракеты и приземления ступени. Рулевые двигатели первой ступени преимущественно смонтированы на топливных баках на максимальном удалении от продольной оси ракеты. В нижней части топливных баков установлены топливные перегородки с отсечными клапанами. Там размещается топливо, используемое для возвращения и посадки первой ступени. Для тепловой защиты хвостовой части ракеты от струй двигателей при старте ракеты и от аэродинамического нагрева на участке спуска используется штатный тепловой экран. Техническим результатом изобретения является обеспечение многократного возвращения и посадки первой ступени на космодром за счет тяги штатных, маршевых и рулевых, двигателей этой ступени. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиационной и ракетно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах (АРК) космического назначения с тяжелыми (массой от 100 т) баллистическими ракетами, используемыми в качестве ракет-носителей. Предлагаемый АРК включает в себя планер, самолет, приспособленный для буксировки планера с помощью троса-фала, и ракету-носитель (РН) для выведения космического аппарата. РН перед запуском размещается внутри фюзеляжа планера. АРК содержит также транспортно-разгонную платформу для установки на ней планера и обеспечивающие системы. Фюзеляж планера имеет верхнюю и нижнюю части. Перед отделением от планера и пуском РН нижняя часть планера отделяется от верхней. Платформа снабжена двигательной установкой, например ракетным двигателем твердого топлива. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности (в т.ч. надежности и безопасности) и универсальности АРК. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может использоваться при создании многоразовых ракетных комплексов, не требующих отчуждения земель под зоны падения отработавших первых ступеней. Предлагаемый способ заключается в том, что непосредственно после разделения первой и второй ступеней ракеты повторно включают рулевые и маршевые двигатели первой ступени и совершают разворот ступени в плоскости тангажа. Затем набирают скорость, необходимую для возвращения ступени на космодром по баллистической траектории. После аэродинамического торможения ступени хвостовой частью вниз вновь включают рулевые двигатели ступени на расчетной высоте и приводят ступень к точке посадки. Вертикальную скорость перед приземлением гасят до величины, близкой к нулю. Технический результат изобретения состоит в обеспечении возврата отработавшей ступени непосредственно в точку старта без использования дополнительных конструктивных элементов для посадки, улавливающих систем и транспортных средств доставки ступени на космодром. 1 ил.

Изобретение относится к многоразовым транспортным космическим системам. Предлагаемая ракета содержит осесимметричный корпус с полезной нагрузкой, маршевую двигательную установку и взлетно-посадочные амортизаторы. Между стойками указанных амортизаторов и соплом маршевого двигателя установлен теплозащитный экран, выполненный в виде пустотелого тонкостенного отсека из теплостойкого материала. Техническим результатом изобретения является минимизация газодинамических и тепловых нагрузок на амортизаторы от работающего маршевого двигателя при стартах и посадках ракеты-носителя и обеспечение вследствие этого требуемой надежности амортизаторов при многократном (до 50 раз) использовании ракеты. 1 ил.

Изобретение относится к авиационно-космической технике и может быть использовано при разработке многоразовых средств транспортировки различных полезных грузов в атмосфере и ближнем космосе. Предлагаемый ракетоноситель горизонтального взлета (РГВ) содержит несущий силовой корпус, ракетные двигатели и авиационные крылья. Ракетные двигатели частью расположены в кормовом отсеке, а частью разнесены вдоль оси корпуса. Камеры сгорания двигателей вынесены на боковые наружные поверхности корпуса и способны создавать силу тяги для движения вперед горизонтально. После камер сгорания на пути газового потока из двигателей установлены аэродинамические решетчато-щелевые модули, создающие под воздействием указанного, а также набегающего воздушного потоков подъемную силу, превышающую вес РГВ. РГВ снабжен системой его удержания от движения вперед до подъема на предстартовую высоту. На корпусе закреплено складное или цельное авиационное крыло для планирования, а в носовой и кормовой частях корпуса расположены цельноповоротные аэродинамические крылья для управления по высоте. Два или более РГВ могут компоноваться в один блок. На корпусе РГВ могут быть установлены авиационные двигатели для перелетов в атмосфере, а также, при необходимости, системы самообороны и самонаводящиеся на цели системы. Технический результат изобретения состоит в уменьшении уязвимости и стоимости, а также повышении мобильности старта РГВ, обеспечении надежности доставки полезного груза, в частности на другой континент. При этом также решается задача расширения арсенала соответствующих технических средств. 4 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для защиты полезного груза при его транспортировке ракетой-носителем. Предлагаемая обшивка выполнена в виде двух продольных сегментов, состоящих из сферических носовых (7, 8), конических средних (9, 10) и цилиндрических (11, 12) частей. Коническая и цилиндрическая части обшивки являются многослойными, с ячеистой сердцевиной и надетой на нее оболочкой. Обшивка снабжена горизонтальной (14) и вертикальной (15) системами разделения указанных продольных сегментов, синхронно активируемыми пиротехнической системой. Вертикальная система разделения имеет по граничным участкам сегментов линейные блоки с разъемным стопором. Каждый блок включает в себя линейные поршень и цилиндр, удерживающие сегменты вместе посредством стопора. При ослаблении стопора, активируемом пиротехнической системой, сегменты разъединяются и отделяются от оставшейся части ракеты-носителя. Горизонтальная система разделения снабжена натяжным поясом, разделение частей которого также активируется пиротехнической системой. Последняя снабжена коллектором, через который поджигаются детонационные запальные устройства, активирующие разделительное устройство горизонтальной и ослабляющие стопор вертикальной систем разделения. Вертикальная система разделения герметизирована так, что не пропускает наружу свои продукты сгорания и металлические частицы. Обшивка может иметь электростатическую защиту в виде электропроводящего слоя краски на электрически изолированных частях обшивки. Технический результат состоит в повышении надежности защиты полезного груза и безопасности обшивки для груза и ракеты-носителя при разделении и сбросе сегментов. 6 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к космической технике, преимущественно к космическим аппаратам (КА) для спуска в атмосфере планеты. Предлагаемый КА содержит корпус со складывающимися крыльями и/или стабилизаторами, снабженными механизмами для их развертывания. В сложенном положении при торможении КА в атмосфере указанные крылья и/или стабилизаторы закрыты отделяемым лобовым теплозащитным экраном. Данный экран может иметь овальную форму в проекции на плоскость, перпендикулярную продольной оси КА. Боковые поверхности хвостовой части корпуса КА с крыльями и/или стабилизаторами (а также и некоторыми другими элементами) могут быть закрыты отделяемыми аэродинамическими щитками. Эти щитки, в частности, образуют коническую поверхность. После торможения на начальном этапе спуска экран отделяется, а крылья (стабилизаторы) развертываются в рабочее положение. Технический результат изобретения состоит в обеспечении достаточно высокого аэродинамического качества КА при его снижении в атмосфере и, одновременно, защищенности КА от аэродинамических и тепловых нагрузок при торможении на высоких сверхзвуковых скоростях полета. Данный результат может быть достигнут при минимальных затратах, включающих затраты на межполетное обслуживание КА. 3 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к космическим многоразовым транспортным аппаратам (МТА) 1,5-ступенчатой схемы с комбинированной ракетной двигательной установкой. Предлагаемое устройство содержит МТА с по меньшей мере одним главным ракетным двигателем, баками горючего и окислителя для питания этого двигателя, а также одним или более прикрепленными к МТА одноразовыми ракетными ускорителями. Расположенный внутри МТА бак окислителя связан средствами подачи окислителя с указанным главным ракетным двигателем и камерой (камерами) сгорания указанного одноразового ракетного ускорителя (ускорителей). Камера сгорания преимущественно является гибридной камерой сгорания ракетного двигателя, куда окислитель может подаваться в газообразном состоянии. В этом случае система подачи окислителя содержит бустерные насосы (где газифицируется жидкий кислород) и турбонасосы в трубопроводах газообразного окислителя. Турбонасосы имеют возможность независимых регулировки и отключения. В конце разгона МТА камеры сгорания одноразовых ускорителей отключаются от питания окислителем, и эти ускорители отбрасываются. Топливные баки и вся арматура (насосы и трубопроводы) МТА сохраняются для повторного использования. Технический результат изобретения состоит в упрощении конструкции устройства и снижении затрат на запуски с его помощью космических летательных аппаратов. 11 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может найти применение при создании ракетных комплексов многократного использования. Предлагаемый способ заключается в однократном использовании в составе ракеты-носителя по крайней мере одного одноразового ракетного ускорителя и многократном использовании в ее составе по крайней мере части многоразового ракетного ускорителя. При этом перед повторным использованием многоразового ракетного ускорителя заменяют по крайней мере одну работоспособную часть этого ускорителя на новую, а замененную часть устанавливают на одноразовый ускоритель. Комплект содержит один или более одноразовых и многоразовых ракетных ускорителей, причем по крайней мере одна часть оборудования одноразового и одна часть оборудования многоразового ускорителей установлены на указанных ускорителях с возможностью замены и выполнены взаимозаменяемыми. Эта часть оборудования многоразового ускорителя может устанавливаться на одноразовый ускоритель после по крайней мере одного ее использования в составе многоразового ускорителя. Технический результат изобретения состоит в снижении стоимости выведения на орбиту полезных грузов за счет сокращения затрат на разработку, изготовление, испытания и эксплуатацию ракет-носителей с повышением надежности и безопасности их функционирования. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 6 ил.