Спосіб запуску космічних ракет із стратосфери землі і пристрій для його здійснення

1. Спосіб запуску космічних ракет із стратосфери Землі, при якому транспортним засобом для запуску космічних ракет із стратосфери Землі є дирижабль, що заповнюється легким носійним газом, наприклад воднем, завдяки якому дирижабль з закріпленою на поверхні борту дирижабля космічною ракетою піднімається на розрахункову висоту над поверхнею планети, де з поверхні дирижабля здійснюється запуск космічної ракети на орбіту Землі або у космічний простір за рахунок реактивної тяги, що утворюється при викиді через сопла штатних реактивних двигунів дирижабля спаленого газоподібного водня, який відрізняється тим, що космічні ракети встановлюються вертикально в трубі пускової шахти дирижабля, яка розташована в середині борта вздовж центральної осі стратосферного тороїдального дирижабля, що стартує з стартової естакади дирижабля, яка розміщена на наземному космодромі, з якої дирижабль за встановленим режимом польоту піднімається над поверхнею землі та досягає розрахункової висоти, де здійснюється запуск космічної ракети у космічний простір, а після запуску космічної ракети дирижабль повертається на вихідну позицію. 2. Стратосферний тороїдальний дирижабль, що містить в собі корпус у вигляді диска спеціальної конструкції, нижня частина диска являє собою операторський кубрик, комбіновану оболонку, яка складається з двох частин: жорсткого тора, поділеного на секції, і м'якого розташованого у цент 2 (19) 1 3 86736 4 планшайби яких кріпиться зовні сильфона трос при цьому двигуни закріплюються шарнірно, що силової лебідки, встановленої на каркасі дирижанадає можливість дирижаблю здійснювати різнобля, за допомогою якої регулюється робота одноманітні маневри для досягнення точної орієнтації ходового сильфона під час виведення дирижабля дирижабля у стратосфері Землі стосовно заплаіз завислого стану (старт донизу), а для горизоннованої суборбітальної траєкторії космічної ракети тальних маневрів дирижабль обладнується чотита корекції траси і режиму польоту дирижабля під рма маневровими реактивними двигунами, які час його підйому у стратосферу або посадки на встановлюються на каркасі дирижабля по "ватерЗемлю. лінії" оболонки попарно і діагонально один одному, Винахід відноситься до ракетно-космічного машинобудування, а саме, до створення й експлуатації ракетно-космічних комплексів для запуску космічних ракет (апаратів) із стратосфери Землі. Відомі ракетно-космічні комплекси: космодроми („Байконур"; „Канаверал" та інші), або (за міжнародним проектом „Морський старт") плаваючі платформи (на даний момент існує міжнародна плаваюча платформа „Одіссей"), - які мають інженерні споруди та технічні засоби для зборки, підготовки і запуску космічних апаратів [1;2]. Недоліками цих комплексів є те, що їх „стартові площадки", які призначені для пуску ракет у космічний простір, знаходяться на поверхні Земної кулі (на літосфері чи гідросфері Землі), а це призводить до того, що на ракету, яка стартує з даних „стартових площадок", у момент початку її розгону, діють максимальні сили гальмування: повітряний опір, за рахунок великої щільності атмосфери (1200г/м3) у її приземному шарі, та сила земного тяжіння, яка на поверхні Землі також: має максимальний показник, - що обумовлює необхідність мати для пуску космічних апаратів дуже потужні (і дорогі) стартові ракети-носії. Відомий спосіб [3] виведення корисного навантаження (КН) на суборбітальну траєкторію за допомогою лекгогазової пушки, встановленої на спеціально обладнаний літак, що вистрелює КН з свого борту після розгону на висоті 11км (система Bladerunner). Пристрої, що реалізують цей спосіб показані в [3]. Недоліком [3] є неможливість запускати у космічний простір великогабаритних (важких) космічних об'єктів. Найбільше близьким аналогом пропонованому способу є [4] спосіб транспортування (запуску) у космос і повернення назад об'єктів складної конструкції (наприклад: параболічні рефлектори; космічні вітрила; орбітальні станції; міжпланетні космічні ракети та інше). При цьому, для доставки цих об'єктів у вищі шари атмосфери планети, використовують носії (ракетостати) у вигляді тонких оболонкових конструкцій (наприклад: дирижаблі або аеростати, що мають оболонку заповнену газоподібним воднем), на поверхнях яких закріплюються вантажі (той чи інший вище згаданий об'єкт). Виведення об'єкта у космос (з досягнутої дирижаблем найвищої точки у стратосфері) скоюється завдяки реактивної тяги, яка створюється за рахунок спалення водню у суміші з киснем - вихлопні гази під тиском викидаються на зовні через сопла реактивних двигунів ракетостатів (дирижаблів), встановлених на оболонках носіїв. При цьому, для ма неврування рухом об'єктів (під час їх зльоту чи посадки) використовуються численні пристрої та обладнання які самі по собі обтяжують конструкцію об'єктів (наприклад циркуляційні компресори, що подають носійний газ у міжоболонкові об'ємні споруди, або ядерні енергетичні пристрої і таке інше). Спосіб [4] вибраний, як прототип. Недоліками прототипу є: по-перше, неможливість багаторазового використання ракетостатів (дирижаблів) у зв'язку з тим, що для запуску у космос об'єктів складної конструкції треба під кожний об'єкт розробляти (будувати) свою конструкцію ракетостата; по-друге, на поточний час (і мабуть до кінця нашого століття) рівень технічного розвитку земного суспільства не в змозі втілити в життя, пропонуємі ідеї транспортування у космос таких об'єктів. В основу винаходу «Спосіб запуску космічних ракет із стратосфери Землі і пристрій для його здійснення» поставлена задача: зменшення економічних витрат на запуск у космічний простір важких космічних ракет (зменшення витрат на паливо і зменшення ваги ракети) за рахунок використання у стратосфері Землі ліпших природних умов для її розгону і скорочення шляху пробігу ракети до космічного простору. Суть винаходу складає сукупність наступних суттєвих ознак, достатніх для досягнення нового технічного результату: космічна ракета розмішується на борту стратосферного тороідального дирижабля, який стартує у стратосферу Землі з «стартової естакади дирижабля» (розміщеної на наземному космодромі), з якої дирижабль, по встановленому алгоритму польоту, досягає запланованої точки стратосфери, де скоюється старт ракети із «пускової шахти» дирижабля, який після пуску ракети має можливість повертатись на свою вихідну позицію для виконання чергових запусків космічних ракет. Виконання поставленої задачі досягається наступним чином. А. Розробкою спеціальних технічних засобів, а саме: 1) Будується дирижабль спеціальної конструкції, що має на своєму борту «пускову шахту» для запуску космічної ракети у космічних простір; 2) Будується на космодромах, що знаходяться на поверхні Землі, спеціальна інженерна споруда «стартова естакада дирижабля», призначення якої є: - завантаження (відомим способом) дирижабля, космічною ракетою; 5 86736 6 - перевірка схем взаємодії між: стартовими космічну ракету до моменту досягнення ракетою пристроями космічної ракети, та пусковими прилашвидкості достатньої для її вильоту у космічний дами і агрегатами борта дирижабля; простір із «пускової шахти» дирижабля. - підготовка (вакуумування оболонки дирижабТеоретично це пояснюється наступним. ля, та інше) і запуск дирижабля у політ до стратоДо моменту старту космічної ракети, об'єкт сфери Землі, та прийняття його назад після здійс(дирижабль плюс ракета) знаходиться у завислому нення запуску космічної ракети; стані в заданій точці стратосфери Землі за умов Б. Використанням природних умов. формули: До цього слід віднести: (3) Fc=r ´ V0 = Q а) Зменшення загальної довжини шляху ракеде Fc - сплавна сила дирижабля; ти на висоту підйома дирижабля над «стартовою r - щільність повітря у даній точці стратосфеестакадою» (до 20км). Це суттєво скорочує потрери; би пального для реактивних двигунів першої стуV0 - об'єм оболонки дирижабля; пені космічної ракети, що зменшить габарити і заQ - загальна вага об'єкта (маса дирижабля Q1 гальну вагу ракетного комплексу; плюс маса ракети Q2), або: Q=“m´F”, де “m” є маса б) Зменшення (для руху ракети) аеродинамічконструкції об'єкта, a “F” показник сили земного ного опору атмосфери Землі за рахунок зменшентяжіння у даній точці над поверхнею Земної кулі, ня її щільності. Так, наприклад, на висоті 20км над згідно формули (2). рівнем моря Землі, щільність атмосфери [5] дорівЯк тільки вмикають у роботу реактивні двигуни 3 нює 94г/м (середньорічний показник для широти першої ступені ракети, вони починають своєю тя45°) проти 1200г/м3 на поверхні Землі (зменшення гою піднімати (розганяти) ракету догори. З цього приблизно у 12 разів), що також сприяє економії моменту вага ракети починає поступово «умовно палива; зменшуватись» (зменшується загальна вага “Q” в) Зменшення земного тяжіння (на даній відоб'єкта), тоді рівняння (3) приймає тенденцію: стані від поверхні Земної кулі). Для пояснення виFс>(Q-Q2). користовуємо формулу закону Всесвітнього тяжінДирижабль починає підніматись догори і, тим ня: самим, починає «підштовхувати» ракету до моме2 (1) F=G ´ m 1 ´ m2 / r нту коли швидкість ракети починає перевищувати де: швидкість «підштовхування» її дирижаблем - ракеF - сила взаємного тяжіння матеріальних тота починає свій самостійний шлях у космічний чок, що мають масу m1 і m 2; простір. G гравітаційна константа Таким чином під час старту ракети, її розгін 2 2 (G=6,6726´10-11Н´м /кг ); скоюється за рахунок взаємодії двох сил: «реактиr - відстань, яка розділяє між собою m1 і m2 . вної» і «відштовхуючої» (остання має позитивні Приймаємо наступні припущення, а саме: наслідки щодо економіки запусків космічних ракет). 1) m 1 - це маса Землі (М3), яка дорівнює Для більш докладного з'ясування суті винахо5976´1021кг. ду («Спосіб запуску космічних ракет...») пропонуПри цьому припускаємо, що уся маса Землі ється креслення (див.Фіг.1) і їх докладний опис сконцентрована в центрі Земної кулі, а масою дищодо процедури запуску космічної ракети із страрижабля з ракетою (m2 ) можна знехтувати; тосфери Землі, що скоюється у чотири етапи: 2) r - радіус Земної кулі (R3). етап перший (підготовка дирижабля і космічної Середній радіус Земної кулі дорівнює ракети до польоту; див. ділянку 1 на Фіг.1а). В початковому стані (вихідне положення) ди6371,032км (6,371´106м). Тоді формула (1) буде мати вигляд: рижабль ① встановлюється на «стартовій естакаді (2) F=G ´ M3 / (R3+h)2 дирижабля» ②, де, за допомогою спеціальних ваде: нтажнопіднімальних пристроїв (на креслені не поh - відстань, до будь якої точки земного просказано), дирижабль завантажується космічною тору навколо середнього радіуса Земної кулі. За розрахунками по формулі (2) виходить, що ракетою ③, яка вертикально встановлюється у земне тяжіння на поверхні земної кулі дорівнює «пусковій шахті» дирижабля (попередньо космічна 98,24H/кг, а на висоті 20км над рівнем моря Землі ракета проходить процедури зборки і підготовки до - 97,62Н/кг. Різниця між цими показниками складає польоту у спеціальному ангарі космодрома). 0,62Н/кг у бік зменшення земного тяжіння, що таПісля завантаження дирижабля ракетою, викож поліпшує природні умови при розгоні космічної конуються наступні процедури: ракети, та надає економії реактивного палива; - перевірка схеми взаємодії між; стартовими г) Використання ефекту «подвійної тяги» для пристроями космічної ракети, та пусковими приларозгону космічної ракети за рахунок спонтанного дами і агрегатами борта дирижабля (на кресленні виникнення сплавної сили дирижабля, а саме: у не показано); момент включення в роботу двигунів першої сту- підготовка, та пуск дирижабля у політ. За рапені космічної ракети, виникає підйомна тяга двихунок штатного обладнання (на кресленні не покагунів, що призводить, до цілеспрямованої варіації зано) «стартової естакади дирижабля», методом польотної ваги дирижабля у бік її зменшення (повакуумування досягають розрядження повітря у ступовий відрив ракети зменшує фізичний контакт внутрішній порожнині оболонки дирижабля з меїї з «пусковою шахтою» дирижабля) - дирижабль тою утворення стартової сплавної сили дирижабля (за законом Архімеда) починає спонтанно підніма(та інше); тись до гори і тягнути за собою («підштовхувати») 7 86736 8 етап другий (пуск дирижабля у політ і досягторії. Ракетостат включає в себе: гондолу нення ним заданої висоти у стратосфері Землі, («Winged platform»), де розмішується обладнання див. ділянки 1-4 на Фіг.1а). для керування його польотом (підйом-посадка) та Зі старту дирижабль спонтанно починає підніскоєння пуску ракети; борт гондоли (з одного боку) матись догори за рахунок сплавної сили його обообладнується двома пілонами, на яких знизу (голонки. Максимальна висота підйому дирижабля ризонтально) прилаштовується ракета, а зверху встановлюється його паспортними даними. них встановлюються чотири (по два на кожному При досягненні дирижаблем запланованої випілоні) турбогвинтові двигуни (використовується, соти він, за умовами формули (3), зависає (див. як гелікоптери під час польоту ракетостата). Осноділянку 4 на Фіг.1а); вними елементами для транспортування ракети у етап третій (пуск космічної ракети у космічний вищі шари атмосфери в конструкції ракетостата є, простір, див. ділянку 5 на Фіг.1а). заповнені носійним газом (гелієм), спеціальний Після зависання дирижабля, екіпаж починає балонет («tank - holding») і три (можливо більше) виконувати процедури щодо пуску космічної ракеаеростати (приєднаних до балонета), які монтути, порядок яких слідуючий: ються послідовно («цугом») над гондолою. - виконується, за допомогою штатних маневНедоліками [7] є: рових реактивних двигунів, орієнтація дирижабля по-перше, неможливість пуску ракети у верти(ракети) стосовно запланованого напрямку суборкальному положенні; бітальної траєкторії космічної ракети; по-друге, велика енергоміскість: підйом і поса- виконуються (за регламентом) дії екіпажу дка ракетостата виконуються у примусовому рещодо запуску у роботу пускових приладів і агрегажимі (за рахунок роботи гвинтових двигунів, на що тів борта дирижабля, та пускових пристроїв космібагато витрачається авіаційного керасину); чної ракети; по-третє, точка пуску (10км над рівнем моря) у - скоюється пуск ракети (запуск у роботу реаккосмічний простір прийнята недоцільно: відомо [6, тивних двигунів першої ступені космічної ракети); с.105], що на висоті 9... 12км існують потужні швифіксується момент виліта космічної ракети з „пусдкісні струйчасті потоки атмосферного повітря, на кової шахти" дирижабля, з якого ракета починає подолання опору яких знадобляться додатків енесамостійно свій польот у космічний простір. З цьоргетичні витрати; го моменту екіпаж починає готувати дирижабль до четверте, конструкція ракетостата, що пропопосадки на поверхню Землі; нується, ускладнює питання його технічного обетап четвертий (повернення дирижабля на слуговування - потрібна неординарна (і дорога) свою вихідну позицію, див. ділянки 5-1 на споруда ангару для паркування ракетостата. Фіг.1б).Цей етап (посадка дирижабля на його Найбільш близьким по технічній суті до пропо«стартову естакаду») є найбільш складною проценуємого винаходу є конструкція стратосферного дурою у керуванні польотом дирижабля, головним тороїдального дирижабля [8], що містить в собі моментом якого є недопущення екіпажем зриву корпус у вигляді диска спеціальної конструкції (нидирижабля у «пікє» (детальний опис цієї процедужня частина диска містить в собі операторський ри викладено нижче). кубрик), комбіновану оболонку, яка складається з Запроваджений порядок керування дирижабдвох частин: жорсткого тора, поділеного на секції, лем забезпечує доставку у верхній шари атмосі, розташованого у центральному отворі тора, суфери космічної ракети і запуск її у космічний просцільного м'якого «балонета», за допомогою якого тір, а також: забезпечує повернення дирижабля на скоюються маневри дирижабля по вертикалі, - а його вихідну позицію для чергового цільового видля горизонтальних маневрів дирижабль обладнукористання. ється маневровими реактивними двигунами, що Таким чином, застосування пропонованих зарозташовуються по периметру корпусу дирижабсобів уможливлює досягнення технічного резульля. Ця конструкція прийнята за найближчий аналог тату з найменшою питомою вартістю, що надає (прототип). даному проекту велику економічну привабливість. Недоліки найближчого аналога [8] є неможлиВідома конструкція тороідального балона (дівість, на борту дирижабля даної конструкції, розаметр тора: максимальний - 95м; мінімальний міщення космічної ракети у вертикальному поло43м). Нутряний отвір тора заклеєний майларовою женні. плівкою. Оболонка балона розділена на 16 секцій В основу винаходу «Пристрій ...» для здійсзагальним об'ємом 105м3. Секції тора (балона) нення запуску космічних ракет із стратосфери Зезаповнюються легким газом. Зверху, на спеціальмлі поставлена задача: з урахуванням технічних ний лафет балона, укладається ракета вагою 45т. даних аналога розробити нову конструкцію страБалон обладнано трьома, шарнірно закріпленими, тосферного тороідального дирижабля, який би реактивними двигунами, за допомогою яких ракета мав багаторазову можливість піднімати на своєму транспортується до заданого місця запуску ракети. борту (у стратосферу Землі) космічні ракети у верПуск ракети скоюється з висоти 6км [6]. тикальному положенні, запускати їх у космічний Недоліком цієї конструкції є невелика висота простір, та опускатись на свою вихідну позицію. підйому ракети над рівнем моря, та неможливість «Пристрій ...» містить в собі такі істотні ознаки: пуску ракети у вертикальному положенні. по-перше, стратосферний тороідальний дириВідома [7] конструкція дирижабля складної жабль має вакуумовану, поділену на секції, жорстконструкції (ракетостат), який призначений для ку (гіперболічної форми, «ватерлінія» якої знахотранспортування у вищі шари атмосфери Землі диться вище умовного центру тяжіння дирижабля) (до 10км), де їх запускають на суборбітальні траєкоболонку, яка створюється тонкими жорсткими 9 86736 10 картами, що кріпляться на каркасі дирижабля, у - вакуумовану, поділену на секції, жорстку (гіцентрі якого встановлена, труба «пускової шахти», перболічної форми, «ватерлінія» якої знаходиться яка (зверху і знизу) обладнана циліндричними ковище умовного центру тяжіння дирижабля), обонічними розтрубами, що призначені для формулонку 1, яка створюється тонкими жорсткими картвання (вздовж; вісі «пускової шахти» дирижабля) ками, що кріпляться на каркасі 2 дирижабля, у потоку вихлопних газів першої ступені космічної центрі якого встановлена труба «пускової шахти» ракети, яка своїми чотирма вантажноприймальни3; ми пілонами, вільно встановлюється в середині - «пускова шахта» 3 (зверху і знизу) обладнана «пускової шахти» на чотири трикутні стійки, що конічними розтрубами» 4. розміщені в середині верхнього розтруба біля місВ середині верхнього розтруба 4, біля місця ця його приєднання до трубки «пускової шахти», а його приєднання до «пускової шахти» 3, встановна нижньому розтрубі «пускової шахти» (на його люються чотири трикутні стійки 5, на які встановзовнішній поверхні) монтуються опорні лапи (не люється перша ступінь 6 космічної ракети своїми менше чотирьох), які призначені для досягнення вантажноприймальними пілонами 7. Це дає можусталеного положення дирижабля на «стартовій ливість ракеті вільно висить в середині «пускової естакаді дирижабля» (під час його зльоту і посадшахти» 3 відносно вертикальної вісі дирижабля. ки), а також: для розміщення, на їх верхніх частиНа зовнішній поверхні нижнього розтруба 4 нах, кільцевого операторського кубрика, із якого монтуються опорні лапи 8 (не менше чотирьох), екіпаж дирижабля здійснює управління польотом зверху яких розміщується кільцевий операторсьдирижабля і пуском космічної ракети, завдяки сикий кубрик 9; ловим агрегатам і спеціальному обладнанню - оболонка 1 поділена на 12 секцій (див. Фіг.3), встановленим на борту дирижабля; в порожнині яких розміщуються дві групи сильфопо-друге, стратосферний тороідальний диринів спеціальної конструкції, які діють по принципу жабль, для керування вертикальним польотом, «вдих» або «видих»: обладнаний, встановленими в порожнині його 1) «телескопічні» 10 (конструкційно створені, оболонки, сильфонами: телескопічними (створені як «оболонка в оболонці») - розташовані в секціях як оболонка в оболонці), які автоматично слідку2;3;5;6;8;9;11;12 і «дихають» тільки розрядженим ють за балансом паритету тисків (між тиском повіповітрям порожнин секцій, в яких вони розташоватря зовні, та тиском в середині секцій оболонки ні. Робота («дихання») цих сильфонів 10 скоюєтьдирижабля) і, тим самим автоматично регулюють ся автоматично - вони слідкують (див. Фіг.3а і 3б) його сплавну силу (по принципу «вдих» або «виавтоматично (на підйомі чи посадці дирижабля) за дих»), та одноходовими, до глухої планшайби яких градієнтом паритету тисків між; зовнішнім тиском кріпиться (зовні сильфона) трос силової лебідки, (Rа) атмосферного повітря (у даній точці атмосфевстановленої на каркасі дирижабля, за допомогою ри Землі) і тиском (Rп) розрядженого повітря у поякої регулюється робота одноходового сильфона рожнині секції. під час виведення дирижабля із завислого стану На підйомі внутрішня оболонка сильфона 10 (старт донизу), - а для горизонтальних маневрів виходить із порожнини своєї секції , а при опускандирижабль обладнується чотирма маневровими ні навпаки - заходить в неї; реактивними двигунами, які встановлюються на 2) «одноходові» 11 (відомої конструкції) - розкаркасі дирижабля (по «ватерлінії» оболонки) поташовані в секціях 1;4;7;10 і «дихають» зовнішнім парно і діагонально один одному, при цьому двиповітрям атмосфери (порожнина їх оболонки нагуни закріплюються шарнірно, що надає можлипряму з'єднана з атмосферою Землі). Робота вість дирижаблю скоювати різноманітні маневри («дихання») цих сильфонів 11 скоюється напівавдля досягнення точної орієнтації дирижабля у томатично - на «стартовій естакаді дирижабля», стратосфері Землі стосовно запланованої суборбівід зовнішнього тиску атмосфери, оболонка сильтальної траєкторії космічної ракети, та корекції фона 11 заходить (вдавлюється під дією вакуумутраси і режиму польоту дирижабля під час його вання повітря) у порожнину даної секції оболонки підйому у стратосферу або посадки на Землю. 1 дирижабля (див. Фіг.2а .Повний «вдих»); Сутність винаходу пояснюється кресленнями - силові лебідки 14: призначені для регулюде: вання положення дирижабля у стратосфері Землі - на Фіг.2 схематично зображено у розрізі заза рахунок відпускання чи притягнення до себе гальний вигляд дирижабля, де показано: глухої планшайби 12 сильфонів 11 змінюється а) Робочий стан одноходового сильфона на об'єм його оболонки, чим регулюється той чи інстарті дирижабля; ший кінцевий момент зависання дирижабля у б) Робочий стан одноходового сильфона при стратосфері (але не вище проектно можливого); зависанні дирижабля у стратосфері Землі; - маневрові реактивні двигуни 15 дирижабля - на Фіг.З зображено вигляд по стрілці А на монтуються шарнірно на зовнішній поверхні обоФіг.2 (вигляд зверху без зображення космічної ралонки 1 дирижабля на секціях 1;4;7;10 на «ватеркети), де показано: лінії В-В» (див. Фіг.2 і Фіг.3), яка являє собою умоа) Робочий стан телескопічного сильфона на вну лінію гіперболічної оболонки 1 дирижабля. Це старті дирижабля; обумовлено тим що: по-перше, ці секції обладнані б) Робочий стан телескопічного сильфона при „одноходовими" сильфонами 11, які при своїй розависанні дирижабля у стратосфері Землі. боті не виходять за межі зовнішньої поверхні обоСтратосферний тороідальний дирижабль (див. лонки 1, тим самим, вони не можуть бути пошкоФіг.2 і Фіг.3) містить: дженими вихлопними газами реактивних двигунів 15 під час їх роботи; по-друге, розташування реак 11 86736 12 тря) - збільшується внутрішній об'єм порожнини тивних двигунів 15 на «ватерлінії» оболонки дирицих секцій, а також збільшується розрядження жабля надає можливість орієнтувати дирижабль у повітря (у порожнині даної секції). Цей процес просторі відносно вертикальної вісі дирижабля. Працює стратосферний тороїдальний дирипродовжується до моменту коли Rа і Rп (у цих секжабль наступним чином. ціях) зрівняються за своїми показниками - дириНа старті (в початковому стані, див. Фіг.1a, жабль остаточно зависає у стратосфері (проектна поз.1) завантажений космічною ракетою диривисота, за паспортними даними дирижабля), де жабль жорстко примикається до стартової естакаскоюється пуск космічної ракети у космічний просди «стартовими фіксаторами» (на креслені не потір. казано), завдання яких є надання стартового Процедури щодо пуску космічної ракети доприскорення дирижаблю (стартова сплавна сила кладно виписані вище (див. розділ: «з'ясування дирижабля повинна дорівнювати: Rс=Q+500кН) суті винаходу, етап третій»). Після запуску ракети, екіпаж дирижабля почипісля вакуумування секцій оболонки 1 у стартовонає виконувати процедури щодо повернення диму положенні (див. Фіг.2а і 3а), при цьому: рижабля на Землю (на його „стартову естакаду"). - «одноходові» 11: оболонка сильфона максиРобота дирижабля при опусканні. мально розтягнута (вдавлена) атмосферним повіСпочатку (перший етап) вмикаються у роботу трям у бік порожнини своєї секції, її глуха плансилові лебідки 14, трос 13 якої починає (поступошайба 12 примкнута тросом 13 до силової лебідки во) втягувати у середину порожнини (секції 14; 1;4;7;10) глуху планшайбу 12 сильфона 11 - силь- «телескопічні» 10: зовнішня оболонка сильфон збільшує розмір своєї оболонки, що призвофона максимально розтягнута (вдавлена атмосдить до зменшення внутрішнього розміру об'єму ферним повітрям) у бік порожнини секції дирижабданої секції, а це викликає зменшення сплавної ля, а внутрішня оболонка сильфона максимально сили дирижабля. Дирижабль поступово опускаєтьздавлена атмосферним повітрям і прижата до кіся. льцевої планшайби (відкритої з боку порожнини Цей етап опускання дирижабля короткочасний своєї секції) зовнішньої оболонки сильфона 10 ; (див. ділянку 5-4 на Фіг.1б), тому що після запуску Робота дирижабля на підйомі у стратосферу. ракети, загальна вага „Q" об'єкта зменшилась на За командою «пуск» відпускаються «стартові показник маси космічної ракети, а це, згідно форфіксатори» і дирижабль починає (за законом Архімули (1), змінює умови балансу сплавної сили (Fс) меда) спонтанно підніматись догори за допомогою дирижабля. Тому, як тільки параметри сильфонів сплавної сили дирижабля, яка автоматично розви11 стануть такими, що були на старті підйому дивається завдяки роботи «телескопічних» сильфорижабля, опускання припиниться (багато вище нів 10 (див. Фіг.3) - відбувається процес динамічпоказника першого проміжного зависання дирижаного корегування паритету тисків між тисками Rа і бля під час його підйому). Гальма силових лебідок Rп. З кожним метром підйома дирижабля атмос14 ставлять у положення «нормально-замкнуті». ферний тиск (навколо нього) природно зменшуЗ цього моменту починається другий етап опується, що викликає розвиток динамічної взаємодії скання дирижабля (див. ділянку 5-2 на Фіг.1б): реміж: Rа і Rп. Настає момент (за проектом, стартова активні двигуни 15 виводять у положення «вихлосплавна сила дирижабля повинна вивести дирипні сопла догори» і вмикають їх у роботу жабль на висоту не менше 15км), коли показник Rа починається примусове опускання дирижабля до стає меншим запоказник Rп, що дає можливість висоти 6...5км (над рівнем моря Землі), де, за расильфону 10 автоматично змінювати (поступово) хунок одночасного вимикання роботи реактивних своє стартове положення у бік його розкриття (збідвигунів 15 і впуску, за допомогою запобіжних клальшення, див. Фіг.2б) - дирижабль продовжує свій панів (на кресленні не показано), атмосферного підйом до моменту, коли сплавна сила дирижабля, повітря у порожнини секцій 1; 4; 7; 10 (чим зменза умовами формули (1), стане дорівнювати: F=Q. шується загальна сплавна сила оболонки 1 дириЦе є момент проміжного (першого) зависання дижабля) домагаються проміжного зависання диририжабля. жабля на висоті 1...0,5км. Примітка - Для запобігання можливого відхиЗ цього моменту починається третій етап полення дирижабля від вертикального курсу на висадки дирижабля. соті від 9 до 12 кілометрів (див. ділянку 2-3 на За допомогою різноманітної роботи реактивФіг.1а), де, існують потужні струйчасті потоки повіних двигунів 15 і одночасного впуску у порожнини тря [6, с.105], екіпаж використовує бортові маневсекцій (з «телескопічними» 10 сильфонами) атморові двигуни. сферного повітря виводять дирижабль у точку Для подальшого підйому дирижабля у заплайого зависання точно над центром «стартової есновану точку стратосфери, з якої буде скоюватись такади дирижабля» на висоті 40...30м (вища майспуск космічної ракети у космічний простір, відпустерність екіпажу дирижабля). кають гальма (на кресленні не показано) силових Опускають з борта дирижабля чотири тросолебідок 14: починається процес видавлювання вих фала (на кресленні не показано), кожен з яких глухої планшайби 12 «одноходового» сильфона 11 несе на своєму вільному кінці сталеву шайбу. із порожнини секції (1;4;7;10), завдяки тому, що у Опущені на поверхню „стартової естакади дириданому випадку стартовий тиск Rп цих секцій вище жабля" шайби накладаються (операторами старза тиск Rа зовні оболонки 1 дирижабля, що притової естакади) на електромагнітні пристрої, які зводить поступово до складання оболонки сильжорстко їх приєднують до себе. Далі вмикають у фона 11 (виконується «видих» атмосферного повіроботу реактивні двигуни, а електромагнітні при 13 86736 14 строї починають втягувати в себе вказані фали, 3. Проект легко газової пушки для наукових що призводить до притягування дирижабля до досліджень на надвеликих висотах SHARR, журстартової естакади. нал „Новости космонавтики", Москва, №1с.65, Опорні лапи 8 дирижабля (притягнутого до ес2002р. такади) захвачуються «стартовими фіксаторами», 4. Заявка на изоретение RU 2005 120143А, кл. ще раз відкривають запобіжні клапани (декілька B64G1/00, 01.10.2007р. - прототип засоба. знижується глибина розрядження повітря у порож5. ГОСТ 24631-81 „Атмосферы справочные. нинах секцій), чим досягається усталене положенПараметры", група Т27, УДК 551.54:006.354 ня дирижабля на його стартовій естакаді. З цього 6. Бурдаков В.П., Данілов Ю.І. „Ракеты будумоменту починають готувати дирижабль для спощего", Москва, «Энергоатомиздат", 22.01.91р., єння наступного запуску ракети. с.71;105. Джерела інформації: 7. Патент US 2005/0116091 Al Int. Cl. 1. „Радянський енциклопедичний словник", B64G1/00, 02.06.2005р., Sheet 1 of 2. Москва „Советская энциплопедия", 1989р., 8.Патент на корисну модель №18600, кл. В64 с.:86;94;254;335;398;464;644;1280. ВІ/00, 15.11.2006р. Бюл. №11, 2006р. - протопит 2.Стаття „Морський старт", газета „Своё мнепристрою. ние", №7(200) від 22.02.2006р., м. Дніпропетровськ. 15 Комп’ютерна верстка А. Крижанівський 86736 Підписне 16 Тираж 28 прим. Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601