Ракета космического назначения

 

Изобретение относится к космической технике, в частности к конструкции ракет космического назначения для выведения малогабаритных космических аппаратов на околоземную орбиту. Цель изобретения - улучшение эксплуатационных характеристик ракеты космического назначения путем упрощения подготовки ее к пуску и возможности транспортирования к месту старта на специализированном автотранспорте и готовой к пуску ракеты. Ракета снабжена тремя маршевыми ступенями, состоящими из двигателя на твердом топливе с сопловым блоком каждая, последовательно расположенными друг за другом и соединенными между собой. Двигатель первой маршевой ступени и стартовая ступень соединены при помощи первого соединительного отсека, один торец которого скреплен с первой маршевой ступенью со стороны ее соплового блока, который размещен внутри его объема, а другим торцем - с двигателем стартовой ступени через промежуточный элемент со стороны, противоположной торцу крепления с хвостовым отсеком стартовой ступени, на внешней боковой поверхности которого закреплены с возможностью поворота и фиксации в заданном положении решетчатые рули и стабилизаторы. На внешней боковой поверхности двигателя стартовой ступени размещены два сбрасываемых опорно-ведущих пояса, другой торец двигателя первой маршевой ступени скреплен с торцем двигателя второй маршевой ступени через второй соединительный отсек, а сопловой блок двигателя второй маршевой ступени размещен внутри второго соединительного отсека, другой торец двигателя второй маршевой ступени соединен через дополнительный элемент с торцем переходного отсека, на противоположном торце которого закреплен третий соединительный отсек. При этом двигатель третьей маршевой ступени снабжен газореактивной системой ориентации и вместе со своим сопловым блоком, на котором закреплена газореактивная система ориентации, содержащая газогенераторы, распределители, сопловые блоки и коллектор, соединяющий их между собой, размещен внутри переходного отсека и закреплен консольно по своему торцу, противоположному своему сопловому блоку с торцем третьего соединительного отсека. Двигатель третьей маршевой ступени скреплен с переходным отсеком по контуру, внутреннему по отношению к узлу крепления переходного и третьего соединительного отсеков, при этом на двигателях первой и второй маршевых ступеней и третьем соединительном отсеке установлено по одному сбрасываемому опорно-ведущему поясу, а переходный, соединительные первый и второй отсеки снабжены продольными и поперечными узлами деления их на части, высотная ступень содержит соединенные между собой агрегатный, приборный отсеки и платформу, при этом агрегатный отсек и платформа соединены между собой, а приборный отсек размещен внутри высотной ступени и скреплен с ней, агрегатный отсек скреплен со свободным торцем третьего соединительного отсека при помощи распадающихся узлов крепления, а на свободном торце платформы закреплен при помощи устройства крепления орбитальный космический аппарат, а управляющие двигательные установки выполнены твердотопливными. 20 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при проектировании ракет космического назначения (РКН) с ракетными двигателями на твердом топливе (РДТТ) для вывода на околоземную орбиту малогабаритных космических аппаратов (КА).

В настоящее время расширяется коммерческое использование околоземного пространства с применением малогабаритных КА. К перспективным проектам подобного рода относится программа запусков низкоорбитальных отечественных и иностранных КА для создания как глобальных, так и региональных информационно-связных систем, в частности коммуникационной системы России.

Использование существующих ракет - носителей (РН) с полезной нагрузкой более 1000 кг (DELTA, ARIANE, "Циклон" и др.) для вывода в космос малогабаритных КА во многих случаях (особенно при разовых запусках) представляется экономически нецелесообразным из-за сложной эксплуатации и высокой цены.

Возможное облегчение и упрощение указанных носителей путем исключения из их состава последних ступеней или стартовых ускорителей не обеспечивает существенного улучшения эксплуатационных характеристик в силу специфики обслуживания ракетных жидкостных двигателей, которыми оснащены известные РКН для выведения на околоземную орбиту КА.

Потребность в обеспечении большого числа пусков малогабаритных КА определяет целесообразность применения для этих целей специальной ракеты - носителя. Как показала практика эксплуатации твердотопливных ракетных двигателей для баллистических ракет в оборонной области, исходя из известных эксплуатационных преимуществ и высокой их надежности, предпочтительно применение в ракете космического назначения ракетных двигателей на твердом топливе.

В принципе можно идти по пути создания для конкретного КА оптимальной по весу и ряду других параметров РКН для выведения КА с использованием РДТТ, однако процесс создания РДТТ достаточно длителен и требует значительных затрат материальных ресурсов на проектирование, разработку технологий, изготовление, наземные и летные испытания. Анализ показывает, что на основе имеющейся номенклатуры РДТТ для баллистических ракет в оборонной области можно создать ракета космического назначения для выведения малогабаритных космических аппаратов на околоземную орбиту с улучшенными эксплуатационными характеристиками.

Известна твердотопливная РКН М-3S11, выполненная по смешанной схеме: стартовая и первая ступени - по пакетной схеме, а остальные ступени объединены по тандемной схеме. Недостатком этого технического решения является наличие пакетной схемы, что обуславливает большие поперечные размеры РКН (≈3 м) и делает ее практически непригодной к транспортированию к месту старта с завода - изготовителя в собранном и подготовленном к пуску виде.

Известна РКН "Титан", выполненная по тандемной схеме. Недостатком ее является то, что ракетные ДУ выполнены жидкостными, это требует непосредственно перед пуском проводить заправку горючего и окислителя, для чего необходимы техническая служба, соответствующее оборудование и специализированные стационарные площади. Все это усложняет эксплуатацию РКН.

Известна ракета-носитель "Минитмен", выполненная по тандемной схеме. Недостатком этого технического решения является то, что при помощи такой баллистической ракеты без специальных доработок не представляется возможным выведение КА на околоземную орбиту.

Целью изобретения является улучшение эксплуатационных характеристик РКН для выведения малогабаритных КА на околоземную орбиту путем упрощения подготовки ее к пуску и возможности транспортирования к месту старта на специальном транспорте собранной и готовой к пуску РКН.

Это достигается тем, что ракета космического назначения, содержащая стартовую ступень, состоящую из двигателя на твердом топливе с сопловым блоком, маршевые ступени, состоящие из двигателей с сопловыми блоками и соединенные между собой по тандемной схеме при помощи соединительных и переходных отсеков, выполненных в виде силовых корпусов, скрепленных с торцевыми стыковочными шпангоутами, высотную ступень, космический аппарат, устройство крепления космического аппарата, носовой обтекатель, узлы крепления носового обтекателя, хвостовой отсек стартовой ступени, охватывающий сопловой блок двигателя стартовой ступени и соединенный с двигателем, опорно-ведущие пояса и управляющие двигательные установки, снабженa тремя маршевыми ступенями, состоящими из двигателя на твердом топливе с сопловым блоком каждая, последовательно расположенными друг за другом и соединенными между собой, двигатель первой маршевой ступени и стартовая ступень соединены при помощи первого соединительного отсека, один торец которого скреплен с первой маршевой ступенью со стороны ее соплового блока, который размещен внутри его объема, а другим торцом - с двигателем стартовой ступени через промежуточный элемент со стороны, противоположной торцу крепления с хвостовым отсеком стартовой ступени, на внешней боковой поверхности которого закреплены с возможностью поворота и фиксации в заданном положении решетчатые рули и стабилизаторы, а на внешней боковой поверхности двигателя стартовой ступени размещены два сбрасываемых опорно-ведущих пояса, другой торец двигателя первой маршевой ступени скреплен с торцом двигателя второй маршевой ступени через второй соединительный отсек, а сопловой блок двигателя второй маршевой ступени размещен внутри второго соединительного отсека, другой торец двигателя второй маршевой ступени соединен через дополнительный элемент с торцом переходного отсека, на противоположном торце которого закреплен третий соединительный отсек, при этом двигатель третьей маршевой ступени снабжен газореактивной системой ориентации и вместе со своим сопловым блоком, на котором закреплена газореактивная система ориентации, содержащая газогенераторы, распределители, сопловые блоки и коллектор, соединяющий их между собой, размещен внутри переходного отсека и закреплен консольно по своему торцу, противоположному своему сопловому блоку с торцом третьего соединительного отсека.

При этом двигатель третьей маршевой ступени скреплен с третьим соединительным отсеком по контуру, внутреннему по отношению к узлу крепления переходного и третьего соединительного отсеков, при этом на двигателях маршевых ступеней и третьем соединительном отсеке установлено по одному сбрасываемому опорно-ведущему поясу, а переходный, соединительные первый и второй отсеки снабжены продольными и поперечными узлами деления их на части, высотная ступень содержит соединенные между собой агрегатный, приборный отсеки и платформу, при этом агрегатный отсек и платформа соединены между собой, а приборный отсек размещен внутри высотной ступени и скреплен с ней, агрегатный отсек скреплен со свободным торцом третьего соединительного отсека при помощи распадающихся узлов крепления, а на переднем торце платформы закреплен при помощи устройства крепления орбитальный космический аппарат, а управляющие двигательные установки выполнены твердотопливными.

Кроме того, промежуточный элемент между первым соединительным отсеком и двигателем стартовой ступени выполнен в виде головок болтов двигателя стартовой ступени, дополнительный элемент между переходным отсеком и второй маршевой ступенью выполнен в виде соединительного отсека с поперечными узлами деления его на части, устройство крепления орбитального космического аппарата выполнено в виде распадающихся узлов крепления, узлы крепления носового обтекателя размещены на космическом аппарате, а отношения начального веса стартовой ступени к начальному весу первой маршевой ступени, начального веса первой маршевой ступени к начальному весу второй маршевой ступени, начального веса второй маршевой ступени к начальному весу третьей маршевой ступени находятся в пределах 2,3 - 2,9.

РКН снабжена дополнительной четвертой маршевой ступенью и дополнительным соединительным отсеком, при этом дополнительная четвертая маршевая ступень содержит двигатель на твердом топливе, поворотный сопловой блок, привод управления поворотным сопловым блоком, управляющие двигательные установки и хвостовой отсек, скрепленный по одному своему торцу с двигателем этой дополнительной четвертой маршевой ступени и охватывающий поворотный сопловой блок, а в самом хвостовом отсеке дополнительной четвертой маршевой ступени закреплены привод управления поворотным сопловым блоком и управляющие двигательные установки, при этом дополнительная четвертая маршевая ступень размещена между торцами первого соединительного отсека и двигателя стартовой ступени, торцом, противоположным своему сопловому блоку, дополнительная четвертая маршевая ступень скреплена с первым соединительным отсеком, а торцом своего хвостового отсека соединена с торцом дополнительного соединительного отсека, скрепленного другим своим торцом с двигателем стартовой ступени, при этом на двигателе дополнительной четвертой маршевой ступени и на платформе установлены по одному дополнительному опорно-ведущему поясу, а дополнительный соединительный отсек снабжен поперечным узлом деления.

Дополнительный элемент между переходным отсеком и второй маршевой ступенью выполнен в виде перестыковочного кольца. Устройство крепления орбитального космического аппарата выполнено в виде переходника, жестко скрепленного одним торцом с платформой, а к другому его торцу прикреплен при помощи распадающихся узлов крепления космический аппарат. Узлы крепления носового обтекателя размещены на платформе, отношения начального веса стартовой ступени к начальному весу первой маршевой ступени, начального веса первой маршевой ступени к начальному весу второй маршевой ступени, начального веса второй маршевой ступени к начальному весу третьей маршевой ступени находятся в пределах 2,3 - 2,9, а отношение начального веса дополнительной четвертой маршевой ступени к начальному весу первой маршевой ступени находится в пределах 0,9 - 1,1.

РКН снабжена дополнительной стартовой ступенью и дополнительным хвостовым отсеком стартовой ступени, охватывающим сопловой блок двигателя дополнительной стартовой ступени, соединенным с этим двигателем и с решетчатыми рулями и стабилизаторами, закрепленными на его внешней боковой поверхности, при этом дополнительная стартовая ступень размещена между торцом первого соединительного отсека и двигателя стартовой ступени, торцом, противоположным своему сопловому блоку, дополнительная стартовая ступень скреплена с первым соединительным отсеком, а торцом своего хвостового отсека - с торцом двигателя стартовой ступени.

Отношения начального веса стартовой ступени к весу первой маршевой ступени, начального веса первой маршевой ступени к начальному весу второй маршевой ступени, начального веса второй маршевой ступени к начальному весу третьей маршевой ступени находятся в пределах 2,3 - 2,9, а отношение начального веса стартовой ступени к начальному весу дополнительной стартовой ступени находится в пределах 0,9 - 1,1.

Распадающиеся узлы крепления высотной ступени к третьему соединительному отсеку выполнены в виде разрывных болтов.

Распадающиеся узлы крепления носового обтекателя выполнены в виде разрывных болтов.

На сопловых блоках двигателя третьей, второй и первой маршевых ступенях установлены управляющие двигательные установки.

В агрегатном отсеке высотной ступени размещена двигательная установка на твердом топливе.

Газогенератор газореактивной системы ориентации может быть выполнен твердотопливным, на сжиженном газе, на сжатом газе.

На фиг. 1 изображена РКН "Старт-1" для выведения малогабаритных КА массой до 500 кг на околоземную орбиту; на фиг. 2 - узел I на фиг. 1; на фиг. 3 - газореактивная система ориентации; на фиг. 4 - высотная ступень по фиг. 1; на фиг. 5 - РКН "Старт" для выведения малогабаритных КА массой до 1000 кг на околоземную орбиту; на фиг. 6 - высотная ступень по фиг. 5; на фиг. 7 изображена РКН "Старт-М" для выведения малогабаритных КА массой до 1200 кг на околоземную орбиту; на фиг. 8 изображена схема функционирования РКН для выведения КА на околоземную орбиту.

РКН "Старт-1" для выведения малогабаритных КА массой до 500 кг на околоземную орбиту содержит стартовую ступень 1, первую маршевую ступень 2, вторую маршевую ступень 3, третью маршевую ступень 4, высотную ступень 5, космический аппарат 6 (см. фиг. 4) и носовой обтекатель 7 (см. фиг. 1, 4).

Первая маршевая ступень 2 состоит из РДТТ 8 с сопловым блоком 9. Вторая маршевая ступень 3 состоит из РДТТ 10 с сопловым блоком 11. Третья маршевая ступень 4 состоит из РДТТ 12 с сопловым блоком 13.

Стартовая ступень 1 состоит из РДТТ 14, соплового блока 15 и хвостового отсека 16 и соединена с первой маршевой ступенью 2 при помощи первого соединительного отсека (СО1) 17. Одним торцом СО1 скреплен с первой маршевой ступенью со стороны ее соплового блока 9, который размещен внутри объема СО1, а другим торцом - с РДТТ 14 стартовой ступени 1, через промежуточный элемент 18 (см. фиг. 2), выполненный в виде головок болтов крепления крышки двигателя РДТТ 14 стартовой ступени (см. фиг. 2). На внешней боковой поверхности хвостового отсека 16 (см. фиг. 1) закреплены с возможностью поворота решетчатые рули 19 и стабилизаторы 20. На внешней боковой поверхности РДТТ 14 стартовой ступени 1 установлены сбрасываемый опорно-ведущий пояс (ОВП) 21 и сбрасываемый ОВП 22.

Другой торец РДТТ 8 первой маршевой ступени скреплен с торцом двигателя 10 второй маршевой ступени через второй соединительный отсек (СО2) 23, а сопловой блок 11 двигателя второй маршевой ступени размещен внутри СО2 23. Другой торец двигателя 10 второй маршевой ступени соединен через дополнительный элемент, выполненный в виде соединительного отсека 24, с торцом переходного отсека 25. На противоположном торце переходного отсека 25 закреплен третий соединительный отсек (СО3) 26, при этом двигатель 12 третьей маршевой ступени снабжен газореактивной системой ориентации (ГРСО) 27, закрепленной на его сопловом блоке 13. ГРСО 27 (см. фиг. 3) содержит газогенераторы 28, распределители 29, сопловые блоки 30 и коллектор 31. РДТТ 12 третьей маршевой ступени со своим сопловым блоком и ГРСО размещен внутри переходного отсека 25 и соединен консольно по своему торцу, противоположному своему сопловому блоку 13, с торцом СО3 26.

На СО3 26 установлен сбрасываемый ОВП 32. На двигателе 10 второй маршевой ступени установлен сбрасываемый ОВП 33. На двигателе 8 первой маршевой ступени установлен сбрасываемый ОВП 34.

Переходный 25, СО2 23 и СО1 17 отсеки снабжены продольными 35 и поперечными 36 узлами деления их на части. В качестве поперечных и продольных узлов деления используются детонирующие удлиненные заряды (ДУ3).

Высотная ступень (см. фиг. 4) содержит агрегатный отсек 37, приборный отсек 38 и платформу 39. Агрегатный отсек 37 и платформа 39 соединены между собой, а приборный отсек 38 размещен внутри высотной ступени и скреплен с ней. Агрегатный отсек 37 скреплен с СО3 26 при помощи распадающихся узлов крепления 40. На другом торце платформы 39 при помощи устройства крепления 41 закреплен космический аппарат 6.

В качестве управляющих двигательных установок используются двигатели увода, тормозные двигатели и креновые устройства.

На сопловом блоке 11 (см. фиг. 1) РДТТ второй маршевой ступени установлены два тормозных двигателя 42 и креновое устройство 43.

На сопловом блоке 9 РДТТ первой маршевой ступени установлены два тормозных двигателя 44 и креновое устройство 45.

Распадающиеся узлы крепления 40 для крепления агрегатного отсека 37 к СО3 26 выполнены в виде разрывных болтов (РБ).

Устройство крепления 41 КА 6 выполнено в виде распадающихся узлов крепления (РБ или замки).

Узлы крепления 46 носового обтекателя 7 размещены на космическом аппарате 6.

Отношения начального веса стартовой ступени к начальному весу первой маршевой ступени, начального веса первой маршевой ступени к начальному весу второй маршевой ступени, начального веса второй маршевой ступени к начальному весу третьей маршевой ступени находятся в пределах 2,3 - 2,9.

Для транспортирования и пуска РКН предусмотрен транспортно-пусковой контейнер (ТПК) 47 (см. фиг. 1), размещаемый на специализированном автотранспорте. В ТПК ракета опирается на сбрасываемые опорно-ведущие пояса 21, 22, 32, 33 и 34, размещенные на ней так, что обеспечивают минимальную нагружаемость элементов ракеты при ее транспортировании. По мере выхода ракеты из ТПК при старте, когда нарушается связь ОВП с ним, происходит поочередный их сброс. Сборка ракеты и укладка ее в ТПК на специализированный автотранспорт происходит на заводе - изготовителе либо на технической позиции. После этого ракета, готовая к пуску, может быть транспортирована к месту старта, практически в любое место, не требующее какого-либо стационарного оборудования, без ограничения на расстояние перевозки. Транспортабельность РКН обеспечивается за счет того, что наружный диаметр ТПК не превышает 2 м.

В агрегатном отсеке 37 (см. фиг. 4) размещена двигательная установка 48 на твердом топливе.

РКН "Старт" (см. фиг. 5, 6) для выведения малогабаритных КА массой до 1000 кг на околоземную орбиту содержит стартовую ступень 1, первую маршевую ступень 2, вторую маршевую ступень 3, третью маршевую ступень 4, высотную ступень 5, космический аппарат 6, носовой обтекатель 7 и дополнительную четвертую маршевую ступень 8.

Первая маршевая ступень 2 (см. фиг. 5) состоит из РДТТ 9 с сопловым блоком 10. Вторая маршевая ступень 3 состоит из РДТТ 11 с сопловым блоком 12. Третья маршевая ступень 4 состоит из РДТТ 13 с сопловым блоком 14. Дополнительная четвертая маршевая ступень 8 состоит из РДТТ 15 с поворотным сопловым блоком 16, привода управления 17 поворотным сопловым блоком, управляющих двигательных установок 18 и хвостового отсека 19. Стартовая ступень 1 состоит из РДТТ 20, соплового блока 21 и хвостового отсека 22.

В хвостовом отсеке 19 дополнительной четвертой маршевой ступени закреплены привод управления 17 поворотным сопловым блоком и управляющие двигательные установки 18. Хвостовой отсек 19 скреплен по одному своему торцу с РДТТ 15 со стороны его поворотного соплового блока и охватывает его.

Стартовая ступень 1 соединена с дополнительной четвеpтой маршевой ступенью 8 при помощи дополнительного соединительного отсека (СО) 23, один торец которого скреплен с одним торцом хвостового отсека 19 дополнительной четвертой маршевой ступени, а другим торцом - с РДТТ 20 стартовой ступени со стороны, противоположной торцу крепления с хвостовым отсеком 22 стартовой ступени. На внешней боковой поверхности хвостового отсека 22 стартовой ступени закреплены с возможностью поворота решетчатые рули 24 и стабилизаторы 25. На внешней боковой поверхности РДТТ 20 стартовой ступени 1 установлены сбрасываемый опорно-ведущий пояс (ОВП) 26 и сбрасываемый ОВП 27.

Другой торец РДТТ 15 дополнительной четвертой маршевой ступени соединен с РДТТ 9 первой маршевой ступени 2 при помощи первого соединительного отсека (СО1) 28. Одним торцом СО1 скреплен с первой маршевой ступенью со стороны ее соплового блока 10, который размещен внутри объема СО1, а другим торцом - с РДТТ 15 дополнительной маршевой ступени.

Другой торец РДТТ 9 первой маршевой ступени скреплен с торцом РДТТ 11 второй маршевой ступени через второй соединительный отсек (СО2) 29, а сопловой блок 12 РДТТ второй маршевой ступени размещен внутри СО2 29. Другой торец РДТТ 11 второй маршевой ступени соединен через дополнительный элемент, выполненный в виде перестыковочного кольца 30, с торцом переходного отсека 31. На противоположном торце переходного отсека 31 закреплен третий соединительный отсек (СО3) 32, при этом РДТТ 13 третьей маршевой ступени снабжен газореактивной системой ориентации (ГРСО) 33, закрепленной на его сопловом блоке 14. ГРСО 33 (см. фиг. 3, номера позиций указаны в скобках) содержит газогенераторы 34, распределители 35, сопловые блоки 36 и коллектор 37. РДТТ 13 третьей маршевой ступени со своим сопловым блоком и ГРСО размещен внутри переходного отсека 31 и соединен консольно по своему торцу, противоположному своему сопловому блоку 14, с торцом СО3 32.

Высотная ступень (см, фиг. 6) содержит агрегатный отсек 38, приборный отсек 39 и платформу 40. Агрегатный отсек 38 и платформа 40 соединены между собой, а приборный отсек 39 размещен внутри высотной ступени 5 и скреплен с ней. Агрегатный отсек 38 скреплен с СО3 32 при помощи распадающихся узлов крепления 41. На другом торце платформы 40 при помощи устройства крепления 42 закреплен космический аппарат 6.

На СО3 32 (см. фиг. 5) установлен сбрасываемый ОВП 43. На РДТТ 11 второй маршевой ступени установлен сбрасываемый ОВП 44. На РДТТ 9 первой маршевой ступени и на РДТТ 15 четвертой дополнительной маршевой ступени установлены сбрасываемые ОВП 45, а также на платформе 40 установлен сбрасываемый ОВП 46.

Переходный отсек 31, СО2 29 и СО1 28 снабжены продольными 47 и поперечными 48 узлами деления их на части, а дополнительный СО снабжен поперечными узлами деления 49. В качестве поперечных и продольных узлов деления используются детонирующие удлиненные заряды (ДУЗ).

В качестве управляющих двигательных установок используются двигатели увода, тормозные двигатели и креновые устройства.

На сопловом блоке 12 РДТТ второй маршевой ступени установлены два тормозных двигателя 50 и креновое устройство 51.

На сопловом блоке 10 РДТТ первой маршевой ступени установлены два тормозных двигателя 52 и креновое устройство 53.

Распадающиеся узлы крепления 41 (см. фиг. 6) для крепления агрегатного отсека 38 с СО3 32 выполнены в виде разрывных болтов.

Устройство крепления 42 КА (см. фиг. 6) выполнено в виде переходника, жестко скрепленного одним торцом с платформой 40, а к другому его торцу прикреплен при помощи распадающихся узлов крепления 54 космический аппарат 6.

Узлы крепления 55 (см. фиг. 6) носового обтекателя 7 размещены на платформе 40.

Отношения начального веса стартовой ступени к начальному весу дополнительной четвертой маршевой ступени, начального веса первой маршевой ступени к начальному весу второй маршевой ступени, начального веса второй маршевой ступени к начальному весу третьей маршевой ступени находятся в пределах 2,3 - 2,9, а отношение начального веса дополнительной четвертой маршевой ступени к начальному весу первой маршевой ступени - в пределах 0,9 - 1,1.

Для транспортирования и пуска РКН предусмотрен транспортно-пусковой контейнер (ТПК) 56 (см. фиг. 5), размещаемый на специализированном автотранспорте. В ТПК ракета опирается на сбрасываемые опорно-ведущие пояса 26, 27, 43, 44, 45 и 46, размещенные на ней так, что обеспечивают минимальную нагружаемость элементов ракеты при ее транспортировании. По мере выхода ракеты из ТПК при старте, когда нарушается связь ОВП с ним, происходит поочередный их сброс. Сборка ракеты, укладка ее в ТПК на специализированный автотранспорт происходит на заводе - изготовителе либо на технической позиции. После этого ракета, готовая к старту, может быть транспортирована к месту пуска практически в любое место, не требующее какого-либо стационарного оборудования, без ограничения на расстояние перевозки.

В агрегатном отсеке 38 (см. фиг. 6) размещена двигательная установка 57 на твердом топливе.

В РКН "Старт" введено перестыковочное кольцо 58 (см. фиг. 5), между РДТТ 9, первой маршевой ступенью и СО2 для расстыковки ракеты на заводе-изготовителе и последующей стыковки на технической позиции космодрома, обеспечивающее транспортирование ракеты двумя модулями в изотермическом вагоне по железной дороге.

РКН "Старт-М" (см. фиг. 7) для выведения малогабаритных КА массой до 1200 кг на околоземную орбиту в отличие от РКН "Старт" вместо дополнительной четвертой маршевой ступени 8 (см. фиг. 5) содержит дополнительную стартовую ступень (далее по тексту позиции на фиг. 7) 1 и дополнительный хвостовой отсек 2 стартовой ступени, охватывающий сопловой блок 3 двигателя дополнительной стартовой ступени 1, соединенный с этим двигателем и с решетчатыми рулями 4 и стабилизаторами 5, закрепленными на его внешней боковой поверхности.

Рассмотрение РКН "Старт-1", "Старт" и "Старт-М" показало, что для обеспечения вывода на околоземную орбиту массы космического аппарата, находящейся в пределах 500 - 1000 кг достаточно установить дополнительную четвертую маршевую ступень в ракете "Старт-1", а для вывода массы космического аппарата до 1200 кг вместо дополнительной четвертой маршевой ступени в ракете "Старт" достаточно установить дополнительную стартовую ступень. Таким образом предлагается семейство многоступенчатых РКН "Старт-1", "Старт" и "Старт-М" с РДТТ, позволяющим на основе имеющихся разработанных РД путем добавления различных ступеней к базовой РКН "Старт-1" увеличивать массы космических аппаратов, при этом сохранить транспортабельность и простоту эксплуатации РКН.

Схема функционирования рассмотрена на примере ракеты "Старт".

В предстартовом положении РКН, установленная предварительно в ТПК, поднимается в вертикальное положение. В процессе выхода ракеты из ТПК системой управления выдается команда на поочередный сброс ОВП и раскрываются решетчатые аэродинамические рули 24 (см. фиг. 5) и стабилизаторы 25, установленные на ХО 22 стартовой ступени 1. По завершении работы РДТТ 20 стартовой ступени 1, срабатыванием поперечного узла деления 49 на дополнительном СО 23, происходит ее отделение.

Запуск РДТТ 15 дополнительной четвертой маршевой ступени 8 производится после отхода стартовой ступени на расстояние более чем на 0,5 м, что обеспечивает приемлемый уровень воздействия отраженной газовой струи на сопло и хвостовой отсек дополнительной четвертой маршевой ступени.

При разделении дополнительной четвертой и первой маршевых ступеней механическая связь между ними рвется узлами поперечного деления 49 на хвостовой части отсека СО1 28 и через доли секунды по команде системы управления отсек СО1 28 делится на части узлами продольного 47 и поперечного 48 деления. Затем осуществляется запуск РДТТ 9 первой маршевой ступени.

Аналогично происходит отделение первой и второй маршевых ступеней, при этом одновременно с отделением второй маршевой ступени происходит отделение носового обтекателя 7. После отделения второй маршевой ступени ракета продолжает полет с неработающим РДТТ 13 третьей маршевой ступени 4 на "паузе", длящейся до 600 с, при этом стабилизация и программная ориентация ее углового положения осуществляется газореактивной системой ориентации 33.

После достижения высоты траектории, близкой к заданной высоте орбиты, система управления выдает команду на включение РДТТ 13 третьей маршевой ступени 4. Работой РДТТ 13 обеспечивается достижение скорости для нахождения КА на соответствующей орбите. Отработавшая РДТТ 13 отделяется посредством разрыва РБ и включения тормозных двигателей. Запускается двигательная установка агрегатного отсека. Двигательная установка агрегатного отсека компенсирует отклонения кинематических параметров, обусловленные случайными факторами при работе РДТТ третьей маршевой ступени. После достижения совокупности кинематических параметров, соответствующих заданной орбите КА, подается команда на раскрытие распадающихся узлов крепления КА. При отходе от КА на безопасное расстояние высотная ступень работой двигательной установки агрегатного отсека выводится на траекторию, исключающую последующее столкновение ее с КА.

Приведенные на фиг. 1-7 конструкции РКН для выведения малогабаритных КА обеспечивают существенное улучшение эксплуатационных характеристик ее путем упрощения подготовки ее к пуску. Так исключается операция по заправке ракетных двигателей горючим и окислителем, а также обеспечивается транспортирование на специализированном автотранспорте к месту старта готовой к пуску РКН и практически без ограничения на расстояние перевозки.

Все ракетные двигатели, а также двигательные установки и управляющие двигательные установки в предлагаемом техническом решении выполнены на твердом топливе. Это практически исключает из службы космодрома оборудование и технологические операции по заправке ракеты горючим и окислителем и позволяет транспортировать РКН готовой к пуску к месту старта, не требующего какого либо оборудования. Как показала практика эксплуатации РДТТ в оборонной отрасли, РКН может находиться в условиях хранения и транспортирования с обеспечением безотказной работы в течение длительного времени (до десяти и более лет). Таким образом, после доставки РКН к месту старта и проведения электрических испытаний ее можно пускать.

На этапе полета в плотных слоях атмосферы (см. фиг. 8, участок А-В) достаточно эффективно обеспечивают управление ракетой решетчатые аэродинамические рули и стабилизаторы, что и обусловило их установку на хвостовом отсеке стартовой ступени.

На дополнительной четвертой маршевой ступени применен РДТТ с поворотным соплом. Это связано с тем, что на завершающем участке функционирования этой ступени ракета входит в разреженные слои атмосферы, где аэродинамические рули при низком уровне скоростного напора уже не обеспечивают управление ракетой. Применение других способов управления, например, "впрыскивание" оказывается неэффективным при наличии высоких скоростных напоров на начальном участке функционирования дополнительной четвертой маршевой ступени.

Дополнительная четвертая маршевая ступень снабжена хвостовым отсеком и соединяется со стартовой ступенью при помощи дополнительного СО, который выполнен с поперечными узлами деления. Поперечный узел деления выполнен в виде кольцевого детонирующего удлиненного заряда (ДУЗ). Такая конструкция позволяет защитить органы управления поворотным соплом и само сопло от воздействия скоростного напора при движении ракеты в плотных слоях атмосферы, а также и после отделения стартовой ступени, так как оставшаяся часть дополнительного СО и хвостовой отсек выполняют роль обтекателя.

Первая, вторая и третья маршевые ступени соединяются друг с другом соответственно при помощи отсеков СО1, СО2 и переходного, имеющих, кроме поперечных, и продольные узлы деления, выполненные также в виде детонирующих удлиненных зарядов. Такая конструкция позволяет после отделения соответствующих ступеней поперечным ДУЗом, размещенным ближе к отделяемой ступени, через короткий промежуток времени произвести деление на части соответствующего отсека оставшимися поперечным и продольными ДУЗами. С одной стороны это позволяет облегчить оставшуюся ступень, а с другой исключить возможное ударное нагружение ее соплового блока отделившейся ступенью РДTT третьей маршевой ступени закреплен консольно по своему торцу, противоположному своему сопловому блоку с торцом СОЗ, скрепленным с третьим соединительным отсеком по контуру, внутреннему по отношению к узлу крепления переходного отсека и СОЗ. Это позволило облегчить третью ступень за счет облегчения корпуса РДТТ на вес элементов, необходимых для защиты корпуса РДТТ от аэродинамических нагрузок и соответствующего теплового воздействия, а также благодаря исключению второго стыковочного фланца.

На корпус РДТТ стартовой ступени устанавливаются два сбрасываемых опорно-ведущих пояса, а на корпуса РДТТ дополнительной четвертой, первой и второй маршевых ступеней устанавливается по одному опорно-ведущему поясу. Кроме этого, на отсеке СОЗ и на платформе также устанавливается по одному опорно-ведущему поясу. Такое размещениe сбрасываемых ОВП позволяет транспортировать РКН в собранном виде и готовой к пуску ракеты на место старта на специализированном транспорте с обеспечением достаточной прочности ракеты и практически без ограничения расстояния перевозки.

На торце переходного отсека установлено перестыковочное кольцо для расстыковки на заводе-изготовителе и последующей стыковки на технической позиции космодрома. Введение перестыковочного кольца позволяет расчленить ракету с ТПК на два модуля на заводе-изготовителе, в результате чего возможно транспортирование ракеты в секциях ТПК железнодорожным или иным транспортом с минимально необходимой стыковочной работой по сборке ракеты и ТПК на космодроме или на технической позиции.

Практика создания РКН показала, что отношения начального веса стартовой ступени к начальному весу первой маршевой ступени, начального веса первой маршевой ступени к начальному весу второй маршевой ступени, начального веса второй маршевой ступени к начальному весу третьей маршевой ступени находятся в пределах 2,3 - 2,9, а отношения начального веса дополнительной четвертой маршевой ступени к начальному весу первой маршевой ступени, начального веса стартовой ступени к начальному весу дополнительной стартовой ступени находятся в пределах 0,9 - 1,1.

Высотная ступень крепится к отсеку СОЗ при помощи распадающихся узлов крепления, выполненных в виде разрывных болтов. Это позволяет уменьшить возмущения (по сравнению с возмущениями от удлиненных детонирующих зарядов) при отделении высотной ступени от РДТТ третьей маршевой ступени.

Размещение приборного отсека внутри высотной ступени снижает уровень вибраций на приборы системы управления при прохождении ракетой плотных слоев атмосферы и тем самым повышает точность выведения КА на околоземную орбиту.

В агрегатном отсеке размещена двигательная установка на твердом топливе, позволяющая существенно повысить точность выведения КА на околоземную орбиту.

На фиг. 8 буквы B, C, D, E, G обозначают конец работы стартовой, дополнительной, первой, второй и третьей ступеней, а буквы H и K конец работы двигательной установки агрегатного отсека и начало функционирования КА соответственно.

Газореактивная система ориентации (ГРСО), установленная на сопловом блоке РДТТ третьей маршевой ступени, обеспечивает стабилизацию и программную ориентацию углового положения ступени на участке E-F ("пауза") (см. фиг. 8) во время полета с неработающим РДТТ. Пауза выбрана для достижения максимальной высоты при движении третьей маршевой ступени по баллистической траектории. Таким образом, наличие ГРСО позволяет ориентировать третью маршевую ступень к моменту начала работы ее РДТТ так, что работающий РДТТ, разгоняя ступень до необходимой скорости, обеспечивает выведение КА на заданную орбиту.

Формула изобретения

1. РАКЕТА КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ, содержащая стартовую ступень, состоящую из двигателя на твердом топливе с сопловым блоком, маршевые ступени, состоящие из двигателей с сопловыми блоками и соединенные между собой по тандемной схеме при помощи соединительных и переходных отсеков, выполненных в виде силовых корпусов, скрепленных с торцевыми стыковочными шпангоутами, высотную ступень, орбитальный космический аппарат, устройство крепления орбитального космического аппарата, носовой обтекатель, узлы крепления носового обтекателя, хвостовой отсек стартовой ступени, охватывающий сопловой блок двигателя стартовой ступени и соединенный с двигателем, опорно-ведущие пояса и управляющие двигательные установки, отличающаяся тем, что ракета снабжена тремя маршевыми ступенями, состоящими из двигателя на твердом топливе с сопловым блоком каждая, последовательно расположенными друг за другом и соединенными между собой, двигатель первой маршевой ступени и стартовая ступень соединены при помощи первого соединительного отсека, один торец которого скреплен с первой маршевой ступенью со стороны ее соплового блока, который размещен внутри его объема, а другим торцом - с двигателем стартовой ступени через промежуточный элемент со стороны, противоположной торцу крепления с хвостовым отсеком стартовой ступени, на внешней боковой поверхности которого закреплены с возможностью поворота и фиксации в заданном положении решетчатые рули и стабилизаторы, а на внешней боковой поверхности двигателя стартовой ступени размещены два сбрасываемых опорно-ведущих пояса, другой торец двигателя первой маршевой ступени скреплен с торцом двигателя второй маршевой ступени через второй соединительный отсек, а сопловой блок двигателя второй маршевой ступени размещен внутри второго соединительного отсека, другой торец двигателя второй маршевой ступени соединен через дополнительный элемент с торцом переходного отсека, на противоположном торце которого закреплен третий соединительный отсек, при этом двигатель третьей маршевой ступени снабжен газореактивной системой ориентации и вместе со своим сопловым блоком, на котором закреплена газореактивная система ориентации, содержащая газогенераторы, распределители, сопловые блоки и коллектор, соединяющий их между собой, размещен внутри переходного отсека и закреплен консольно по своему торцу, противоположному своему сопловому блоку, с торцом третьего соединительного отсека, при этом двигатель третьей маршевой ступени скреплен с торцом третьего соединительного отсека по контуру, внутреннему по отношению к узлу крепления переходного и третьего соединительного отсеков, при этом на двигателях первой и второй маршевых ступеней и третьем соединительном отсеке установлено по одному сбрасываемому опорно-ведущему поясу, а переходный, соединительные первый и второй отсеки снабжены продольными и поперечными узлами деления их на части, высотная ступень содержит соединенные между собой агрегатный, приборный отсеки и платформу, при этом агрегатный отсек и платформа соединены между собой, а приборный отсек размещен внутри высотной ступени и скреплен с ней, агрегатный отсек скреплен с другим торцом третьего соединительного отсека при помощи распадающихся узлов крепления, а на другом торце платформы закреплен при помощи устройства крепления орбитальный космический аппарат, а управляющие двигательные установки выполнены твердотопливными.

2. Ракета по п. 1, отличающаяся тем, что промежуточный элемент между первым соединительным отсеком и двигателем стартовой ступени выполнен в виде головок болтов двигателя стартовой ступени.

3. Ракета по пп. 1 и 2, отличающаяся тем, что дополнительный элемент между переходным отсеком и второй маршевой ступенью выполнен в виде соединительного отсека с поперечным узлом деления его на части.

4. Ракета по пп. 1, 2 и 3, отличающаяся тем, что устройство крепления орбитального космического аппарата выполнено в виде распадающихся узлов крепления.

5. Ракета по пп. 1 - 4, отличающаяся тем, что узлы крепления носового обтекателя размещены на космическом аппарате.

6. Ракета по пп. 1 - 5, отличающаяся тем, что отношения начального веса стартовой ступени к начальному весу первой маршевой ступени, начального веса первой маршевой ступени к начальному весу второй маршевой ступени, начального веса второй маршевой ступени к начальному весу третьей маршевой ступени находятся в пределах 2, 3 - 2,9.

7. Ракета по п.1, отличающаяся тем, что она снабжена дополнительной четвертой маршевой ступенью и дополнительным соединительным отсеком, при этом дополнительная четвертая маршевая ступень содержит двигатель на твердом топливе, поворотный сопловой блок, привод управления поворотным сопловым блоком, управляющие двигательные установки и хвостовой отсек, скрепленный по одному своему торцу с двигателем этой дополнительной четвертой маршевой ступени и охватывающий поворотный сопловой блок, а в самом хвостовом отсеке дополнительной четвертой маршевой ступени закреплены привод управления поворотным сопловым блоком и управляющие двигательные установки, при этом дополнительная четвертая маршевая ступень размещена между торцами первого соединительного отсека и двигателя стартовой ступени, торцом, противоположным своему сопловому блоку, дополнительная четвертая маршевая ступень скреплена с первым соединительным отсеком, а торцом своего хвостового отсека соединена с торцом дополнительного соединительного отсека, скрепленного другим своим торцом с двигателем стартовой ступени, при этом на двигателе дополнительной четвертой маршевой ступени и на платформе установлены по одному дополнительному опорно-ведущему поясу, а дополнительный соединительный отсек снабжен поперечным узлом деления.

8. Ракета по пп. 1 и 6, отличающаяся тем, что дополнительный элемент между переходным отсеком и второй маршевой ступенью выполнен в виде перестыковочного кольца.

9. Ракета по пп. 1, 6 и 7, отличающаяся тем, что устройство крепления орбитального космического аппарата выполнено в виде переходника, жестко скрепленного одним торцом с платформой, а к другому его торцу прикреплен при помощи распадающихся узлов крепления космический аппарат.

10. Ракета по пп. 1, 7, 8 и 9, отличающаяся тем, что узлы крепления носового обтекателя размещены на платформе.

11. Ракета по пп. 1, 7 - 10, отличающаяся тем, что отношения начального веса стартовой ступени к весу первой маршевой ступени, начального веса первой маршевой ступени к начальному весу второй маршевой ступени, начального веса второй маршевой ступени к начальному весу третьей маршевой ступени находятся в пределах 2,3 - 2,9, а отношение начального веса дополнительной четвертой маршевой ступени к начальному весу первой маршевой ступени находится в пределах 0,9 - 1,1.

12. Ракета по п.1, отличающаяся тем, что торцевой шпангоут третьего соединительного отсека со стороны крепления двигателя первой маршевой ступени выполнен составным с поперечной плоскостью деления и с резьбовыми элементами для соединения по плоскости деления.

13. Ракета по п.1, отличающаяся тем, что она снабжена дополнительной стартовой ступенью и дополнительным хвостовым отсеком стартовой ступени, охватывающим сопловой блок двигателя дополнительной стартовой ступени, соединенным с этим двигателем и с решетчатыми рулями, и стабилизаторами, закрепленными на его внешней боковой поверхности, при этом дополнительная стартовая ступень размещена между торцом первого соединительного отсека и двигателем стартовой ступени, торцом, противоположным своему сопловому блоку, дополнительная стартовая ступень скреплена с первым соединительным отсеком, а торцом своего хвостового отсека - с торцом двигателя стартовой ступени.

14. Ракета по пп. 1 и 13, отличающаяся тем, что отношения начального веса стартовой ступени к весу первой маршевой ступени, начального веса первой маршевой ступени к начальному весу второй маршевой ступени, начального веса второй маршевой ступени к начальному весу третьей маршевой ступени находятся в пределах 2,3 - 2,9, а отношение начального веса стартовой ступени к начальному весу дополнительной стартовой ступени 0,9 - 1,1.

15. Ракета по п.1, отличающаяся тем, что распадающиеся узлы крепления высотной ступени к третьему соединительному отсеку выполнены в виде разрывных болтов.

16. Ракета по п.1, отличающаяся тем, что распадающиеся узлы крепления носового обтекателя выполнены в виде разрывных болтов.

17. Ракета по п.1, отличающаяся тем, что на сопловых блоках двигателя третьей, второй и первой маршевых ступеней установлены управляющие двигательные установки.

18. Ракета по п.1, отличающаяся тем, что в агрегатном отсеке высотной ступени размещена двигательная установка на твердом топливе.

19. Ракета по п.1, отличающаяся тем, что газогенератор газореактивной системы ориентации выполнен твердотопливным.

20. Ракета по п.1, отличающаяся тем, что газогенератор газореактивной системы ориентации выполнен на сжиженном газе.

21. Ракета по п.1, отличающаяся тем, что газогенератор газореактивной системы ориентации выполнен на сжатом газе.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8