Forbidden

You don't have permission to access /zzz_siteguard.php on this server.

УСТРОЙСТВО ДЛЯ ВЫВОДА СПУТНИКА НА ОРБИТУ - Патент РФ 2117610
Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ВЫВОДА СПУТНИКА НА ОРБИТУ
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ВЫВОДА СПУТНИКА НА ОРБИТУ

УСТРОЙСТВО ДЛЯ ВЫВОДА СПУТНИКА НА ОРБИТУ

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Сущность изобретения: устройство содержит ускорительный комплекс, имеющий форму цилиндрической конструкции, внутренний канал которой отделен от атмосферы пленкой, закрывающей верхний конец конструкции, которая составлена из секций, каждая из которых имеет наружную оболочку и внутреннюю оболочку, соединенные поперечными связями, предназначенными для создания пневмонапряженной конструкции при заполнении полости между упомянутыми наружной и внутренней оболочками легким несущим газом под избыточным давлением. Внутрь секций введены нагревательные элементы, подключенные к источнику питания. Изобретение позволяет уменьшить воздействие сопротивления воздуха. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2117610
Класс(ы) патента: B64G5/00
Номер заявки: 96116913/28
Дата подачи заявки: 20.08.1996
Дата публикации: 20.08.1998
Заявитель(и): Зайдель Роберт Меерович
Автор(ы): Зайдель Роберт Меерович
Патентообладатель(и): Зайдель Роберт Меерович
Описание изобретения: Изобретение относится к космонавтике, конкретно - к технике создания стартовых наземных устройство для запуска спутников. Обычный стартовый комплекс имеет несколько мачт, удерживающих ракету в вертикальном положении. В момент старта мачты отводятся в сторону, после чего ракета силой тяги реактивных двигателей вначале медленно, затем, постепенно ускоряясь, набирает высоту, достигая нужной для выхода на орбиту первой космической скорости 8 км/сек лишь на большой высоте, где сопротивление воздуха и опасность обгорания корпуса ракеты и закрепленного на ней спутника становятся несущественными.
Известно, что реактивный способ ускорения спутника до нужной скорости менее эффективен по сравнению с вариантом, который можно назвать пушечным, когда спутник, помещенный в вакуумированную шахту соответствующего диаметра и длины, разгоняется давлением пороховых газов. Но если верхний срез шахты находится на уровне земли, то при скорости 8 км/сек по выходе из канала ускорения спутник неизбежно сгорит вследствие сопротивления воздуха.
Попыткой преодолеть эту трудность является устройство, описанное в газете "Есть идея! ", приложение к еженедельнику "Аргументы и факты", N 11, 1996г., стр.1 - прототип. Это предложение состоит в том, чтобы В Антарктиде, где температура не опускается ниже 0oC, намыть ледяную гору высотой 20 - 30 км. По склону горы от подножия до вершины прокладывается вакуумированная труба длиной в сотни километров и диаметром 1,5 м. Верхний конец трубы закрыт легкой пленкой, так как на вершине горы давление воздуха очень мало. Спутник медленно выстреливается с небольшим ускорением порядка 10g в течение полутора минут. За несколько секунд после вылета спутник попадает в почти космический вакуум и не успевает нагреваться.
Подобное сооружение имело бы циклопический характер: объем воды для формирования такой горы (сотни кубокилометров) сравним с годовым стоком Волги, а для ее перекачки на высоту в среднем 10 км потребуется вся мощность Братской ГЭС в течение 50 лет.
Известно а. с. СССР N 642461 E 04 H 12/28, 1979г., "Дымовая труба", у которой газоотводящий ствол выполнен в виде секции кольцевых пневмооболочек, на торцах которых установлены диафрагмы, к которым подведены оттяжки. Дымовая труба включает внутреннюю и наружную пневмооболочки, пространство между которыми заполнено легким несущим газом под избыточным давлением.
Как следует из описания, жесткость конструкции обеспечивается тем, что кольцевые диафрагмы взаимосвязаны раскосным каркасом, выполненным в виде чередующихся гибких и жестких связей, которые прикреплены к параллельно установленным тросам. В этой конструкции внутренний газоотводящий канал сообщается с атмосферой, поэтому давление воздуха внутри трубы такое же, как и снаружи. В данном случае проблема обеспечения жесткости конструкции относительно схлопывания под действием наружного атмосферного давления не возникает, а объем межпленочного пространства пневмооболочек выбирается из расчета обеспечения подъемной силы, способной удерживать всю гибкую конструкцию трубы с растяжками во взвешенном вертикальном положении.
В книге В.Г.Броуде "Воздухоплавательные летательные аппараты", М., Машиностроение, 1976г., стр.89 приводится расчет пнемонапряженной цилиндрической конструкции, состоящей из двух концентрических оболочек, соединенных поперечными связями, причем в пространство между оболочками закачивается воздух до такого избыточного давления, которое обеспечивает жесткость конструкции (отсутствие схлопывания под действием атмосферного давления ), когда из внутреннего объема воздух полностью откачен.
Сущность данного изобретения состоит в том, что для вывода спутника на космическую орбиту используется устройство, выполненное в виде трубы, внутренний канал которой отделен от атмосферы пленкой, закрывающей верхний конец трубы, а ее нижний конец присоединен к ускорительному комплексу, придающему спутнику необходимую скорость, труба составлена из секций, каждая из которых имеет наружную оболочку и внутреннюю оболочку, соединенные поперечными связями, предназначенными для создания пневмонапряженной конструкции при заполнении полости между упомянутыми наружной и внутренней оболочками легким несущим газом под избыточным давлением. Внутрь секций введены подключенные к источнику питания нагревательные элементы, а в качестве источников питания используются ветрогенераторы, размещенные на конструкции,
Устройство предлагаемой конструкции поясняется на фиг.1, где показано ее меридиональное сечение и обозначено:
1 - конечный участок ускорительного канала, стенки которого показаны двумя линиями, соединенными горизонтальной штриховкой;
2 (3) - наружная (внутренняя) оболочка радиуса R (r);
4 - поперечные пленки, ограничивающие сверху и снизу секцию высотой h, заполненную под избыточным давлением легким несущим газом, который выделен наклонной штриховкой;
5 - поперечные связи, соединяющие оболочки 2 и 3;
6 - вакуумированный внутренний канал для пролета спутника;
7 - верхняя пленка, отделяющая внутренний канал от атмосферы;
Z - координата, отсчитываемая от основания конструкции, H - ее высота.
Обычный способ выведения спутников на орбиту имеет тот недостаток, что на стадии работы первой ступени приходится находить компромисс между двумя взаимно противоречивыми требованиями: для уменьшения затрат топлива на преодоление силы тяжести желательно как можно быстрее набирать требуемую скорость, а для уменьшения силы сопротивления воздуха скорость следует снижать. В результате может быть найден оптимальный вариант, который для типовой двухступенчатой ракеты-носителя характеризуется такими параметрами ("Инженерный справочник по космической технике", Военное изд-во, 1969., с. 100): при скорости 2900 м/с на первую ступень приходится 2/3 стартового веса, полезная нагрузка составляет 1/4 массы второй ступени. В конце активного участка первой ступени (высота h1=60 км) скорость ракеты U1 = 2000м/с.
На высоте h1 = 20км (высота приведенного в описании варианта заявленной конструкции) плотность воздуха в 15 раз меньше ее значения на уровне моря, поэтому при высотах больше 20 км сопротивлением воздуха можно пренебречь. В центральном канале 6 заявленной конструкции создается вакуум. Для того, чтобы на высоте h1 = 60 км иметь скорость U1 = 2000 м/с, на выходе из ускорительного канала 1 (т.е. на поверхности Земли) необходимо иметь скорость U2 = 2270 м/с. Для того же, чтобы подняться на высоту h2 с нулевой скоростью, где уже можно включать разгонный двигатель на полную мощность, достаточно на выходе из канала 1 иметь скорость U3 = 630 м/с. Таким образом, если в ускорительном комплексе разогнать вторую ступень ракеты, которая на конечном участке канала 1 будет иметь скорость в пределах U3 ≅U ≅ U2, то это существенно уменьшило бы стоимость вывода на орбиту полезных грузов.
В книге А.А.Штернфельда "Введение в космонавтику", 2-е издание, М., Наука, 1974г., с. 47 рассматривается туннель, в котором снаряд разгоняется при помощи электромагнитов, создающих бегущее магнитное поле, которое толкает снаряд с постоянным ускорением - прообраз современных рельсотронов. Основная трудность при реализации этого проекта состоит в том, при движении снаряда внутри туннеля можно было бы, вообще говоря, избежать потерь на преодоление сопротивления воздуха, удалив воздух из туннеля и закрыв выход легкой крышкой, которая не препятствовала бы вылету снаряда. Однако вследствие огромной скорости снаряда при вылете из туннеля, сопротивление наружного воздуха было бы эквивалентно сопротивлению стальной брони. В этих условиях снаряд либо разрушится от перегрузок, либо его пришлось бы сделать очень тяжелым и длинным для увеличения поперечной нагрузки и получения возможно меньших потерь.
Предлагаемое техническое решение как раз и предназначено для того, чтобы создать в атмосфере вакууимированный канал в пределах тех высот, где существенно сопротивление атмосферного воздуха. Проходя по инерции по этому каналу, спутник попадает в разреженные слои воздуха, после чего спутник, в зависимости от скорости, полученной в ускорительном комплексе, либо также по инерции выйдет на орбиту, либо при помощи разгонного двигателя он может быть выведен на орбиту при существенном увеличении доли полезной нагрузки.
Обозначим через P (Z) - давление атмосферного воздуха на высоте Z, Q (Z) - давление легко несущего газа в секции, находящейся на высоте Z. Примем, что жесткость связей 5 превышает соответствующую величину для оболочек 2 и 3, при этом состояние данной секции будет устойчивым, если выполняется условие
(Q - P) · R≥ Q · r (1)
Удобно придать этому соотношению такую форму
(Q - P) · R = k · Q · r (2)
где
k≥ 1 - коэффициент запаса. Отсюда получим
Q = P/(1-k·λ); λ = r/R; 0 < λ < 1 (3)
Введем обозначения γo(Z) - удельный вес воздуха при давлении P(Z); γ(Z) - удельный вес легкого несущего газа при том же давлении P (Z). Аэростатическая подъемная сила (АПС), действующая на рассматриваемую секцию, выражается формулой
F = πR2h{γo-γ(1-λ2)/(1-kλ)} (4)
Обозначим через m(кг/м2) - удельный вес оболочек 2,3 и пленок 4. По соображениям надежности будем считать, что каждая секция представляет собой тор с собственной верхней и нижней горизонтальной поверхностью 4. Тогда вес оболочек, образующих отдельную секцию, будет равен
M = m·2πR2(1+λ)(1-λ+h/R) (5)
Для того, чтобы каждая секция имела положительную плавучесть, а вся конструкция при закрепленном основании удерживалась в вертикальном положении, должно выполняться условие
F ≥ k1· M (6)
где
k1 ≥ 1 - также коэффициент запаса. Подставляя в (6) формулы (4) и (5), получим

Давление воздуха P (Z), величины γo, γ изменяются с высотой по барометрической формуле

где
l = 8 км - эффективная высота атмосферы Земли, P0= 104 кг/м2,
Г0 = 1,3 кг/м3 - давление и удельный вес воздуха на уровне моря,
Г - удельный вес легкого несущего газа также на уровне моря. Далее для определенности в качестве легкого несущего газа будем рассматривать гелий, для которого Г = 0,18 кг/м3.
Из формул (8) следует, что отношение γ/γo не зависит от Z:
γ/γo= Г/Гo= ε = 0,14 (9)
Вместо (7) получим

Давление воздуха P(Z) уменьшается на 1% при увеличении высоты Z на 80 м. Для того, чтобы давление газа можно было считать одинаковым по всему объему отдельной секции, примем, что высота каждой секции равна
h = 100 м (11)
Естественно, что радиус R должен быть значительно меньше этой величины, т.е. примем, что R/h << 1. Вместо (10) теперь получим

Рассмотрим в качестве материала оболочек 2,3 и пленок 4 триплекс, у которого удельный вес (на единицу площади) и погонный предел прочности (на единицу длины) равны соответственно
m = 0,07 кг/м2, τ = кг/см (13)
Для введенных выше коэффициентов запаса примем значения
k = k1 = 1,2 (14)
При сделанных предположениях условие (12) заменится таким

Примем для внутреннего радиуса значение
r = 1 м (16)
Рассмотрим вариант, когда высота конструкции и радиус оболочки 2 в нижней части имеют значения
H = 20 км; R = 3 м (17)
При этом λ = 1/3, а условие (15) примет вид
3 ≥ 0,22 exp (Z/l) (18)
Подставляя l = 8 км, получим отсюда
0 < Z < Zmax = 8 ·ln(3/0,22) = 21км (19)
Таким образом, условие (15) выполняется по всей высоте конструкции. При других соотношениях параметров для выполнения условия (15) может оказаться необходимым увеличивать радиус R (Z), начиная с некоторого значений Z.
При рассматриваемых значениях r, R, k давление гелия, согласно (3), равно
Q (Z) = P (Z)/(1 - 1,2/3) = 5/3 P(Z) (20)
Полный вес гелия, находящегося в конструкции, равен

При нормальных условиях этому соответствует объем гелия
V = G/Г = 3 · 105м3 (22)
Такое количество гелия сравнимо с тем, которое необходимо для наполнения больших современных дирижаблей.
Оценим вес поперечных связей соединяющих оболочки 2 и 3.
Для этого с помощью (20) вычислим суммарное поперечное усилие, действующее на все связи 5

В качестве материала для поперечных связей 5 можно применить кевлар на эпоксидной матрице с удельным весом q = 1,4 г/см3, пределом прочности при растяжении σ = 1,4 · 104 кг/см2. Полное поперечное сечение связей 5 найдем по формуле
S = F/σ = 1,6·103 см2 (24)
Длина связей 5 равна L = R - r = 2м = 2·102см. Следовательно, вес связей 5 составит
G5 = q · L · S = 4,5 · 102кг (25)
Вес одной секции, согласно (5), будет равен
M = 180 кг (26)
Число секций в данном варианте конструкции
N = H/h= 200 (27)
Вес всей конструкции равен
M1 = M · N = 3,6 · 104кг, (28)
так что отношение
G5/M1 = 1,25 · 10-2 << 1 (29)
Таким образом, при значении коэффициента запаса k1= 1,2 в формуле (6) учет веса связей 5 практически не влияет на величину АПС.
Известно, что на больших высотах дуют сильные постоянные ветры. По этой причине заявляемая конструкция будет принимать наклонное положение, причем угол отклонения от вертикали будет определяться соотношением АПС и давления ветра.
Поскольку конструкция находится на земле, она может быть подключена к источнику питания. Это дает возможность, размещая в секциях нагревательные элементы, подогревать легкий несущий газ, тем самым поддерживать его давление при меньшей массе, что позволяет увеличивать АПС.
При размещении связей 5 нужно учитывать прочность оболочек 2 и 3. Расстояние Δ между отдельными нитями, из которых состоят связи 5, определяется соотношением
Δ = τ/Q(Z), (30)
где согласно (13) τ = 4 кг/см. В самой нижней секции, где Q 2кг/с Δ = 2 см. Так как с высотой Q (z) уменьшается, то расстояние между нитями будет возрастать.
Расчеты показывают, что для подогрева легкого несущего газа (гелия) на 30oC (при этом АПС возрастает на 10%) достаточно на 1м высоты конструкции мощности
W = 100 Вт
Размещать нагревательные элементы целесообразно на середине поперечных связей 5.
Источником питания для нагревательных элементов могут служить ветрогенераторы, размещенные на отдельных секциях конструкции. Согласно книге: А.Х. Хргиан, "Физика атмосферы", 2-е издание, Л., Гидрометеоиздат, 1978 г., том 2, стр. 258, в стабильных струйных течениях скорость ветра на высотах 7 - 11 км составляет 42 м/сек. С другой стороны, мощность ветроколеса, которая практически не зависит от числа лопастей, выражается формулой (БСЭ, 3-е издание, М., 1971 г., том 4, стр.589):
P (кВт) = 1,5 · 10-3 D2 · U3,
где
D- диаметр колеса, м; U - скорость ветра, м/сек. При D = 0,3 м и U = 42 м/сек получим
P = 10 кВт = 100 W
Сравнение (33) с (31) показывает, что один такой ветрогенератор вырабатывает энергию, достаточную для подогрева секции высотой 100 м.
Для рассматриваемой ситуации предпочтительным вариантом было бы применение электрогидравлического динамического (ЭГД) генератора, описанного в книге: "Ветроэнергетика", под ред. Д.де Рензо, пер. с анг., М., Энергоатомиздат, 1982г. , стр. , 152. ЭГД-генератор представляет собой устройство для прямого преобразования энергии движущегося потока в электрическую энергию. К преимуществам ЭГД-генераторов относится отсутствие движущихся частей, а также безинерционность, благодаря которой может быть использована энергия порывов ветра.
Формула изобретения: 1. Устройство для вывода спутника на космическую орбиту, содержащее ускорительный комплекс, выполненный в виде имеющей форму цилиндра конструкции, внутренний канал которой отделен от атмосферы пленкой, закрывающей верхний конец конструкции, отличающееся тем, что имеющая форму цилиндра конструкция составлена из секций, каждая из которых имеет наружную оболочку и внутреннюю оболочку, соединенные поперечными связями, предназначенными для создания пневмонапряженной конструкции при заполнении полости между упомянутыми наружной и внутренней оболочками легким несущим газом под избыточным давлением, при этом внутрь секций введены нагревательные элементы, подключенные к источнику питания.
2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что нагревательные элементы подключены к источнику питания, состоящего из ветрогенераторов, размещенных на отдельных секциях имеющей форму цилиндра конструкции.