авиационно-космическая система

Формула изобретения

1. Авиационно-космическая система, содержащая самолет-носитель, выносимые им ракету-носитель и полезную нагрузку, закрепленные при помощи установочных элементов в бортовом теплоизолирующем транспортно-пусковом контейнере, имеющем устройство отделения, обеспечивающее выход ракеты-носителя из самолета-носителя, отличающаяся тем, что каждый из баков ракеты «одет» в свой замкнутый чехол, плотность материала которого подобрана таким образом, что обеспечивает образование стабильного предохраняющего газового пузыря вокруг бака при выпуске испарений из бака внутрь его чехла.

2. Авиационно-космическая система по п.1, отличающаяся тем, что замкнутые чехлы баков выполнены из газонепроницаемого материала и снабжены своими выпускными клапанами.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится преимущественно к области ракетно-космической техники и может использоваться при создании систем запуска полезных нагрузок на орбиту.

Известна ракетная пусковая установка, в которой для обеспечения термостатирования используется наружное орошение (патент РФ № 2219469, кл. F41F 3/04, 2002 г.).

Недостаток такой системы состоит в необходимости наличия независимого источника для осуществления орошения.

Известно активное теплозащитное покрытие корпуса летательного аппарата для защиты от воздействия объемных источников тепла и высокоскоростных кинетических ударников (патент РФ № 2310588, кл. В64G 1/58, 2006 г.).

Недостаток такого устройства состоит в том, что предлагаемое активное теплозащитное покрытие корпуса ЛА, обладая высокой эффективностью термоударной защиты и возможностью противодействия повреждениям кинетическими ударниками, а также экстремальными условиями атмосферы, негативно отражается на массовой отдаче летательного аппарата.

Известна «Боевая стратегическая ракета с защитой корпуса от уничтожения лазерными средствами ПРО », использующая динамическое устройство, защищающее ракету от воздействия лазерного излучения, в виде вращающихся над корпусом относительно продольной оси ракеты одной или нескольких защитных оболочек, расположенных вдоль ракеты.

Недостатком предложенного решения является то, что при добавлении нового целенаправленного качества (устойчивость к мощному кратковременному поражающему лазерному излучению), но существенно усложняющего при этом систему в целом, не затрагиваются проблемы обеспечения продолжительной защиты ракеты от внешнего интегрального теплового воздействия, возникающего на активном участке (заявка РФ № 2006133649/02, кл. F42В 15/34, см. «Рефераты российских патентных документов» № 9, 2008 г.).

Известны способ защиты полезного груза на участке выведения космической головной части и устройство для его осуществления, идея которых состоит в разделении силовой и теплозащитной акций в процессе выведения полезного груза (патент РФ № 2340519, кл. В64G 1/52, 1/46, 1/58, 2007 г.).

К недостаткам прелагаемого изобретения относятся снижение надежности срабатывания разделенной на силовую и теплозащитную части систему защиты полезного груза в целом ввиду удвоения количества задействуемых в процессе полета механизмов, а также непременное возникновение конструктивных проблем и соответствующих утяжелений при осуществлении теплозащитного охвата объема, занимаемого далеко не идеальным по своим внешним обводам полезным грузом, помимо того, для каждого вида полезного груза будет необходима своя теплозащитная оболочка и, соответственно, свои сопутствующие затраты.

В качестве прототипа принята авиационно-космическая система, содержащая самолет-носитель, выносимые им ракету-носитель и полезную нагрузку, закрепленные при помощи установочных элементов в бортовом теплоизолирующем транспортно-пусковом контейнере, имеющем устройство отделения, обеспечивающее выход ракеты-носителя из самолета-носителя (см. патент РФ № 2160215, кл. В64G 1/00, 1/14; F41F 3/06, 1999 г.).

К недостатку подобной системы относится то, что после выхода из бортового теплоизолирующего транспортно-пускового контейнера ракета становится незащищенной от внешних тепловых нагрузок, что повлечет нагрев стенок баков ракеты, и, как следствие, может сказаться на качестве топлива из-за изменения его температуры или его количестве ввиду потерь топлива ракеты на испарение, например, в случае использования на ракете-носителе криогенных компонентов, что, в свою очередь, приведет к снижению массовой отдачи ракеты.

Задачей предлагаемого изобретения с представляемым техническим результатом является снижение потерь топлива на испарение во время вынесения ракеты-носителя самолетом-носителем и при последующем после отделения ее полете на активном участке.

Поставленная задача решается тем, что в авиационно-космической системе, содержащей самолет-носитель, выносимые им ракету-носитель и полезную нагрузку, закрепленные при помощи установочных элементов в бортовом теплоизолирующем транспортно-пусковом контейнере, имеющем устройство отделения, обеспечивающее выход ракеты-носителя из самолета-носителя, в соответствии с изобретением каждый из баков ракеты «одет» в свой замкнутый чехол, плотность материала которого подобрана таким образом, что обеспечивает образование стабильного предохраняющего газового пузыря вокруг бака при выпуске испарений из бака внутрь его чехла или, как вариант, чехол выполнен из газонепроницаемого материала и снабжен выпускным клапаном, обеспечивающим образование такого предохраняющего пузыря.

Условием реализации предложения является разделение на отсеки внутреннего зазора между стенками баков ракеты-носителя и внутренней стенкой контейнера газонепроницаемыми межбаковыми перегородками, препятствующими возможности соприкосновения паров компонентов внутри контейнера, а также установка на каждом из таких отсеков контейнера выпускных клапанов, препятствующих такому смешению.

Таким образом, достигаемый технический результат состоит в том, что установка замкнутого чехла и образование предохраняющего газового пузыря вокруг каждого из баков за счет выпуска собственных испарений бака внутрь чехла, тем более в случае использования на ракете-носителе криогенных компонентов, обеспечит необходимую защиту от непосредственного воздействия внешних тепловых нагрузок, что снизит нагрев стенок баков ракеты-носителя и, как следствие, уменьшит потери топлива на испарение и во время вынесения внутри контейнера, и после отделения ракеты-носителя при ее движении на активном участке, что, соответственно, приведет к увеличению массовой отдачи ракеты-носителя и авиационно-космической системы в целом.

Авиационно-космическая система состоит из самолета-носителя, выносимых им ракеты-носителя и полезной нагрузки, закрепленных при помощи установочных элементов в бортовом теплоизолирующем транспортно-пусковом контейнере, имеющем устройство отделения, обеспечивающее выход ракеты-носителя из самолета-носителя, а также системы обеспечения дополнительного термостатирования баков ракеты-носителя, образованной замкнутыми чехлами, установленными вокруг каждого из баков ракеты-носителя.

Авиационно-космическая система функционирует следующим образом. Установленная в бортовом, обеспечивающем теплоизозащиту транспортно-пусковом контейнере ракета-носитель крепится при помощи узлов контейнера к самолету-носителю и заправляется в нем. В процессе вынесения самолетом-носителем ракеты-носителя в район пуска осуществляется, в случае необходимости, дозаправка баков ракеты-носителя из вспомогательных емкостей, установленных на самолете-носителе. Попутно происходит дополнительное термостатирование баков ракеты-носителя посредством выпуска газовых испарений из самих баков ракеты-носителя внутрь замкнутых чехлов, установленных вокруг каждого из баков, и образования предохраняющего газового пузыря, а профильтровавшись сквозь материал чехла, или, как вариант, будучи выпущенными из газонепроницаемого чехла через установленные выпускные клапаны, затем и в зазор между чехлом и внутренней стенкой бортового теплоизолирующего транспортно-пускового контейнера с последующим независимым выбросом испарений наружу через клапаны, размещенные на каждом из отсеков бортового теплоизолирующего транспортно-пускового контейнера.

После выноса ракеты-носителя самолетом-носителем на исходные условия ее запуска осуществляется отделение ее от самолета-носителя. Затем самолет-носитель выполняет маневр ухода, а ракета-носитель реализует заложенную программу своего полета, оставаясь защищенной от воздействия внешних тепловых нагрузок как замкнутыми чехлами, так и предохраняющими газовыми внутри чехольными слоями, образованными газовыми испарениями из самих баков.

Реализация предлагаемого устройства теплозащиты баков ракеты-носителя позволяет свести к минимуму потери топлива при выведении полезной нагрузки на орбиту, как за счет обеспечения предельного облегчения самой ракеты-носителя посредством внешнего обеспечения температурного режима содержания каждого из ее баков и перенесения всех проблем термостатирования на бортовой теплоизолирующий транспортно-пусковой контейнер и его оборудование, а также и за счет выпуска газовых испарений из самих баков ракеты-носителя внутрь замкнутых чехлов, установленных вокруг каждого из баков, как во время вынесения ракеты-носителя самолетом-носителем в транспортно-пусковом контейнере, так и на последующем активном участке полета ракеты-носителя.

Таким образом, на участке выведения самолетом-носителем осуществляется четырехуровневая защита баков ракеты-носителя (бортовой теплозащитный транспортно-пусковой контейнер, внешний слой газовых испарений из самих баков между чехлом и внутренней стенкой отсека транспортно-пускового контейнера, сам замкнутый чехол, внутренний слой газовых испарений из самих баков), а на активном участке полета ракеты-носителя сохраняется двухуровневая защита (сами замкнутые чехлы и внутренние слои газовых испарений из самих баков). Образованная многоуровневая защита баков ракеты-носителя на всех этапах выведения полезной нагрузки предлагаемым образом обеспечит снижение потерь топлива на испарение и повысит массовую отдачу ракеты-носителя по сравнению с существующими решениями и, как следствие, увеличит эффективность авиационно-космической системы в целом.