Ракета-носитель



Ракета-носитель
Ракета-носитель
Ракета-носитель
Ракета-носитель
Ракета-носитель
Ракета-носитель
Ракета-носитель
Ракета-носитель
Ракета-носитель
Ракета-носитель
Ракета-носитель
Ракета-носитель

 


Владельцы патента RU 2482030:

Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-Прогресс" (ФГУП "ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") (RU)

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

 

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке ракет-носителей.

Известен многоразовый ускоритель ракеты-носителя (патент РФ №232 1526), содержащий несущую аэродинамическую поверхность, присоединенную по схеме низкоплан к ракетному блоку, содержащему двигательный блок и головной обтекатель. Несущая аэродинамическая поверхность выполнена в виде платформы-планера, имеющей в плане форму крыла с переменной стреловидностью по передней кромке с площадью (20÷35)×(L/D), где L - длина крыла, a D - диаметр ракетного блока. При этом аэродинамическая поверхность снабжена поворотными консольными частями. Ускоритель предназначен для использования в составе РН, для чего он состыковывается со второй ступенью, которая по окончании работы ускорителя осуществляет выведение полезной нагрузки на требуемую орбиту. Технический облик и особенности функционирования многоразового ускорителя накладывают определенные ограничения на облик всей РН и существенно влияют на ее технические характеристики. При этом следует отметить, что ракета-носитель представляет собой продукт сложной структуры и переменного состава, который изменяется в процессе эксплуатации РН. Полету РН предшествуют наземные этапы эксплуатации, включающие хранение ступеней РН после изготовления, транспортировку ступеней (с выполнением необходимых погрузочно-разгрузочных работ) на космодром, соединение между собой ступеней, установку полезного груза, стыковку первой ступени со стартово-стыковочным блоком (ССБ), входящим в состав РН, доставку связки «РН+ССБ» на стартовую позицию, проведение предстартовых операций, включая заправку. Эксплуатация РН, включающей в свой состав многоразовый ускоритель, заканчивается не доставкой на орбиту полезного груза, а приземлением многоразового ускорителя на аэродроме космодрома после выполнения атмосферного полета.

Следует отметить, что в состав РН также входят многократно используемые элементы, к которым относятся транспортные кольца, приспособления, заглушки, имитаторы пиросредств, используемые при испытаниях. После проведения подготовительных работ к моменту старта РН имитаторы пиросредств заменены на штатные, а остальные элементы с РН сняты. После запуска РН все повторно используемые элементы отправляются на предприятие-изготовитель, где используются в составе следующей РН. В настоящее время в состав РН включают также такой сложный и крупногабаритный повторно используемый элемент, как стартово-стыковочный блок (ССБ) ракеты-носителя, представляющий собой платформу, на которой в техническом комплексе собирается РН, вместе с которой РН транспортируется на пусковое устройство и с которой РН запускается. После этого ССБ возвращается в технический комплекс для сборки следующей РН.

Степень совершенства РН может быть оценена с помощью ряда технических характеристик, к которым в том числе можно отнести транспортабельность, технологичность, ремонтопригодность, надежность, доля массы полезного груза в стартовой массе РН. Для РН, имеющей в составе многоразовый ускоритель, важной характеристикой также является длина пробега многоразового ускорителя после посадки.

Описываемый многоразовый ускоритель имеет низкую транспортабельность. Несмотря на то, что он способен совершать управляемый полет в атмосфере, самостоятельно перелететь с предприятия-изготовителя на космодром ускоритель не в состоянии, поскольку в его составе отсутствуют воздушно-реактивные двигатели и пилотская кабина. Их отсутствие приводит также к снижению надежности ускорителя и соответственно РН в целом, поскольку после проведения регламентных работ, замены неисправных приборов и агрегатов, работоспособность РН в условиях атмосферного полета до стыковки со второй ступенью проверить нельзя. Транспортировка ускорителя железнодорожным транспортом в собранном состоянии невозможна из-за больших продольного и поперечного габаритов. Т.е. необходимо отделение ракетного блока от планера. Кроме того, необходима разборка также и планера. Все это приводит к увеличению числа операций, производимых при наземной эксплуатации, что ухудшает технологичность РН. При этом поперечный габарит ракетного блока (диаметр) ограничивается величиной около 4 м при длине около 26 м. Аналогичная ситуация возникает при использовании для перевозки транспортного самолета. Ограничения в этом случае накладываются габаритами грузового отсека и грузоподъемностью самолета. Такая же ситуация складывается при транспортировке второй ступени РН. Ограничения на габаритные параметры ускорителя и второй ступени накладываются также средствами транспортирования с предприятия-изготовителя на космодром.

Озвученные выше ограничения делают невозможным создание РН тяжелого класса, отвечающей задачам выведения крупных полезных нагрузок на геостационарную орбиту и организацию межпланетных пилотируемых полетов. Кроме того, невозможно достижение высокой доли массы полезной нагрузки в стартовой массе РН. В настоящее время высокий уровень этого показателя обеспечивается использованием в РН топливной пары «жидкий кислород+жидкий водород». Однако в силу малой плотности жидкого водорода его использование возможно только при наличии топливных баков большого диаметра, применение которых невозможно на РН из-за ограничений габаритов по условиям транспортировки.

Авторы данного изобретения в описании указывают, что предлагаемая ими конструкция ускорителя может быть использована для создания РН как «тандемной», так и «пакетной» схемы. В то же время размещение узлов стыковки ускорителя со второй ступенью не показано. В случае использования «пакетной» схемы это принципиального значения не имеет, поскольку компоновка этих узлов на ракетном блоке так, чтобы обеспечить безударность разделения со второй ступенью и сохранить приемлемые аэродинамические обводы ускорителя, затруднений не вызывает. Одновременно использование ускорителя в РН «тандемной» схемы представляется невозможным.

Основания для такого утверждения следующие:

1. Для стыковки со второй ступенью в головном обтекателе ракетного блока необходимо выполнить соответствующие площадки.

2. Размер этих площадок будет весьма велик, поскольку в процессе разделения ускорителя и второй ступени возможно их некоторое поперечное смещение, а процесс разделения должен быть безударным.

3. Наличие таких площадок вызовет неприемлемое ухудшение аэродинамики ускорителя, что сделает невозможным возврат к месту старта в режиме планирования.

Следует отметить, что вариант построения РН с многоразовым ускорителем по схеме «тандем» с точки зрения возможности потери ускорителя после старта выглядит надежнее варианта по схеме «пакет». В варианте «тандем» при отказе двигательной установки ускорителя будет потеряна вся РН. Однако работоспособность двигательной установки второй ступени в данном случае на ситуацию никак не влияет. В варианте «пакет» ситуация выглядит иначе. В случае построения «пакета» путем соединения одного ускорителя со второй ступенью, двигательная установка второй ступени должна начать работать с момента старта вместе с двигательной установкой ускорителя. Это необходимо для обеспечения устойчивого полета РН, который возможен в случае, когда суммарный вектор тяги обоих двигательных установок проходит через центр инерции РН. Полет при этом будет проходить с некоторым углом атаки. Однако в случае отказа после старта двигательной установки второй ступени возникнет действующий на РН со стороны двигательной установки ускорителя вращающий момент, приводящий к потере управляемости РН. Уменьшить этот момент до безопасной величины за счет разворота камеры сгорания ДУ ускорителя невозможно, т.к. углы разворота камеры весьма малы. Поскольку управляемый полет РН далее не может быть реализован, может быть предпринята попытка спасти ускоритель за счет отделения ускорителя от второй ступени и совершения им автономного полета с окончанием его на аэродроме. Однако спасение ускорителя таким образом невозможно. Штатный полет ускорителя после отделения происходит в режиме планирования свободного от топлива ускорителя из точки, находящейся на определенной высоте и дальности от аэродрома при определенной величине и направлении вектора скорости ускорителя. В то же время в ускорителе в момент отказа может находиться значительное количество топлива. Попытка «выжечь» топливо в ходе полета по некоторой траектории неизбежно приведет (при отсутствии второй ступени) к увеличению скорости полета до неприемлемой. Полет с работающим двигателем и одновременным сбросом топлива невозможен в силу неизбежности возникновения пожара.

Кроме того, при прохождении плотных слоев атмосферы с углом атаки в поперечном направлении РН будет подвергаться действию скоростного напора, подвергающего РН изгибу. Это приводит к необходимости упрочнения РН, и, как следствие, к снижению доли массы полезного груза в стартовой массе РН.

Необходимость работы двигателя второй ступени с момента старта также приводит к снижению доли массы полезного груза в стартовой массе РН. Наиболее отчетливо это видно в случае использования на второй ступени топливной пары «жидкий кислород+жидкий водород». Удельный импульс ЖРД работающего на этом топливе на поверхности Земли близок к 350 с, в то время как удельный импульс ЖРД работающего на топливе «жидкий кислород+керосин» близок к 320 с. Удельный же импульс для пары «жидкий кислород+жидкий водород» в пустоте близок к 460 с, притом, что удельный импульс для пары «жидкий кислород+керосин» близок к 350 с. Из этого следует, что использование пары «жидкий кислород+жидкий водород» более эффективно за пределами атмосферы.

Использование в составе РН двух ускорителей, собранных в «пакет» со второй ступенью, снижает надежность РН, поскольку надежность каждого из ускорителей ниже единицы, а отказ одного из ускорителей ведет к потере всей РН вместе с полезным грузом.

Функционирует РН после старта следующим образом.

После окончания работы двигателя происходит отделение ускорителя от состыкованной с ним второй ступени, которая продолжает полет. Это происходит на удалении около 130 км от места старта на высоте 79 км. При этом угол наклона продольной оси и соответственно вектора скорости центра масс ракеты-носителя к местному горизонту составляет 5°. Скорость составляет 2477 м/с.

Далее происходит полет по баллистической траектории в разряженной атмосфере, в процессе которого производится разворот консольных частей. Затем, после входа в атмосферу, ускоритель, используя аэродинамические органы управления, совершает вираж со снижением и разворотом на 180°. В момент окончания разворота ускоритель находится на высоте около 35 км и удалении примерно 370 км от точки посадки. Скорость составляет 2,1÷1,7 М (634÷515 м/с). Затем происходит планирующий полет до района аэродрома, производится предпосадочный маневр и выполняется посадка в планирующем режиме.

Анализ приведенной выше информации дает основания считать, что описанное выше техническое решение в дополнение к уже названным имеет и другие недостатки, к которым можно отнести следующие:

1. К моменту окончания работы первой ступени РН (в данном случае ускорителя) для обеспечения выведения максимальной полезной нагрузки необходимо выдерживать определенное соотношение между скоростью и углом наклона продольной оси РН к местному горизонту. Так, скорости 2500 м/с соответствует угол примерно 20°, а не 5° («Основы проектирования летательных аппаратов»./ Под ред. В.П.Мишина, М., «Машиностроение», 1985 г., стр.157), как указывалось выше. Таким образом траектория движения РН существенно отлична от оптимальной. Очевидно, что такое искажение траектории сделано с целью обеспечения необходимых начальных условий для движения ускорителя после отделения от второй ступени. Для обеспечения выведения полезной нагрузки на заданную орбиту необходима коррекция траектории второй ступени, для чего понадобится израсходовать дополнительное топливо. В результате масса полезной нагрузки, доставляемой на орбиту, уменьшится.

2. В материалах описания указано, что крыло переменной стреловидности при выполнении заявленных соотношений между длиной крыла, его площадью и диаметром ракетного блока, а также в результате других мероприятий обеспечивает аэродинамическое качество ускорителя на уровне 5. Однако при таком качестве невозможно обеспечить планирующий полет дальностью 370 км с высоты 35 км при начальной скорости 2,1-1,7 М. Основание для такого вывода возникает при ознакомлении с параметрами полета орбитального корабля «Буран». Орбитальный корабль «Буран» также имеет аэродинамическое качество 5, однако у него величина участка планирования с высоты 30 км (всего на 5 км ниже) и при существенно больше скорости (3.5-2 М) составляет около 100 км (http://www.buran.ru).

3. Двигательный блок ускорителя оснащен однокамерным жидкостным ракетным двигателем. ЖРД является наиболее конструктивно сложным ракетным агрегатом, работающим в условиях экстремальных механических и тепловых нагрузок. Соответственно в сравнении с другими ракетными агрегатами вероятность его отказа наиболее высока. Если такой отказ произойдет сразу после старта у ускорителя, произойдет падение РН на стартовое устройство, в результате чего произойдет его разрушение. Кроме того, окажутся потерянными многоразовый ускоритель, вторая ступень и полезная нагрузка. Потеря ускорителя, второй ступени и полезной нагрузки произойдет и при отказе ЖРД в полете до момента отделения ускорителя. В этом случае произойдет недобор скорости до требуемой, ускоритель не сможет произвести возврат на аэродром, поскольку лишен воздушно-реактивных двигателей (ВРД), а вторая ступень не обеспечит полезной нагрузке требуемую скорость для осуществления орбитального полета. За исключением разрушения стартового устройства то же произойдет и при использовании двух ускорителей, состыкованных со второй ступенью в пакет. В этом случае за счет работы двигателей второго ускорителя и второй ступени возможен увод всего пакета в сторону от стартового устройства, однако выполнение штатной программы полета невозможно и соответственно будут потеряны оба ускорителя. Таким образом рассматриваемая конструкция многоразового ускорителя, как и РН, в которую он входит, имеют недостаточную надежность.

4. Описанный выше ускоритель будет иметь большую длину пробега после посадки, т.к. отсутствие ВРД увеличит промах при посадке, а также не даст возможности воспользоваться реверсом тяги ВРД для торможения. Это приводит к необходимости использования посадочной полосы большой длины (для посадки орбитального корабля «Буран» - 4500 м), строительство которой потребует значительных средств (http://www.buran.ru).

Известен многоразовый ускоритель ракеты-носителя (патент RU №2053936), содержащий ракетный блок и планер, выполненные в виде отдельных моноблоков, объединенных узлами силовой связи. Ракетный блок снабжен маршевыми двигателями и двигателями реактивной системы управления. Носовая часть ракетного блока закрыта обтекателем. Планер имеет центроплан, две складывающиеся консоли крыла, складывающееся хвостовое оперение, выдвижной аэродинамический щиток и посадочное устройство. Консоли крыла снабжены осями поворота, размещенными в поперечной плоскости, проходящей в районе центра масс конструкции ускорителя. В сложенном положении консоли крыла уложены вперед вдоль центроплана и размещены кромками в его пазах, образуя треугольное крыло малого удлинения с возможностью образования крыла большого удлинения в раскрытом положении. Хвостовое оперение в раскрытом положении имеет V-образную форму и может быть снабжено двумя ВРД для возвратного полета ускорителя до аэродрома вблизи места старта ракеты-носителя. Посадочное устройство состоит из основной опоры, передней опоры и вспомогательных подкрыльевых опор. Этот многоразовый ускоритель также является составной частью соответствующей РН, в состав которой также входят многократно используемые элементы. Данный ускоритель может быть использован только в составе РН, собранной по «пакетной» схеме, недостатки которой описаны выше.

К дополнительному недостатку этого ускорителя можно отнести установку ВРД на консолях хвостового оперения, которая усложняет конструкцию хвостового оперения и требует тепловой защиты самих двигателей, что приводит к увеличению массы ускорителя. Наличие поворотных консолей крыла существенно усложняет балансировку ускорителя во всем диапазоне скоростей полета. Малое расстояние от аэродинамического фокуса оперения до центра масс ускорителя после отделения от ракеты приводит к резкому увеличению площади оперения и соответственно его массы.

В описании работы этого ускорителя указывается, что в процессе полета ускорителя после отделения от второй ступени разворот консолей производится после гашения скорости ускорителя в атмосфере. Гашение скорости производится за счет установки ускорителя на большие углы атаки (до 40°) в разряженной атмосфере с постепенным уменьшением угла атаки. Ускорение торможения для одинаковой массы зависит от суммарной площади, обтекаемой набегающим потоком. У этого ускорителя в силу того, что консоли крыла сложены, обтекаемая площадь уменьшена, из-за чего эффективное торможение невозможно. В результате этого разворот консолей будет производиться при большой скорости. В процессе разворота консолей в набегающий поток будут вводиться большие площади, центры давлений которых будут находиться далеко впереди центра масс, центр давления ускорителя также сместится вперед, в результате чего он потеряет аэродинамическую устойчивость. Даже при малых углах атаки с (учетом высокой скорости полета) возможно возникновение больших опрокидывающих моментов, что может привести к потере управления и закрутке ускорителя вокруг центра масс. Это снижает надежность ускорителя.

Так же, как и предыдущий ускоритель, этот ограничен в габаритах. В его конструкции предусмотрена установка двух ВРД. В описании схемы функционирования ускорителя предусматривается возврат ускорителя к месту старта в пилотируемом варианте со вспомогательного аэродрома. Расстояние между вспомогательным аэродромом и местом старта может достигать нескольких сот километров. Следовательно, в состав ступени должен входить топливный бак емкостью, обеспечивающей перелет на указанное выше расстояние, который в конструкции ускорителя почему-то не предусмотрен. Кроме того, в составе ускорителя отсутствует пилотская кабина. Следовательно, авторы подразумевали использование пилота-оператора, находящегося на земле и управляющего полетом по радиоканалу. Такое управление оправдано при использовании беспилотных разведывательных самолетов, поскольку исключает гибель пилота при проведении боевого вылета. Однако отсутствие пилота на борту снижает надежность летательного аппарата, поскольку при отказе в линии связи или в бортовой аппаратуре летательный аппарат окажется потерянным. При эксплуатации дорогостоящих летательных аппаратов, к числу которых безусловно относится многоразовый ускоритель, присутствие пилотов при незначительном риске полета абсолютно оправдано (речь не идет о присутствии пилота на борту ускорителя при его работе в составе ракеты-носителя). Так, несмотря на наличие на борту автоматической системы посадки, в составе экипажей орбитального корабля «Буран» предусматривались пилоты (http://www.buran.ru). Таким образом, автономный перелет ускорителя с предприятия-изготовителя на космодром при отсутствии пилотов на борту и ограниченной емкости топливного бака для ВРД представляется невозможным, а следовательно, на его габариты будут накладываться ограничения, связанные с транспортировкой.

Известен многоразовый ускоритель ракеты-носителя (патент RU, №2148536), содержащий корпус, включающий баки для окислителя и горючего, носовой отсек с обтекателем, межбаковый и хвостовой отсеки, ракетную двигательную установку, цельноповоротное крыло с устройствами для его поворота и фиксации в положении вдоль ускорителя на этапе выведения и в повернутом на 90° положении на этапе возвратного полета, горизонтальное и вертикальное оперение, трехопорное посадочное устройство, состоящее из двух основных опор, установленных на корпусе ускорителя, и передней опоры, расположенной в носовом отсеке, органы аэродинамического управления и узлы стыковки со второй ступенью ракеты-носителя. Ускоритель снабжен воздушно-реактивной установкой, включающей два двигателя с воздухозаборниками, установленными в носовом отсеке, и топливную систему с основными топливными баками в крыле, расходными и балансировочными баками в носовом отсеке, при этом крыло установлено на верхней поверхности корпуса ускорителя в зоне межбакового отсека, горизонтальное и вертикальное оперения установлены на хвостовом отсеке и выполнены соответственно в виде стабилизатора, состоящего из двух цельноповоротных консолей с малым отрицательным углом V-образности, и киля с рулем направления, двигатели воздушно-реактивной установки снабжены газоводами-удлинителями с выходными соплами, выступающими за обводы внешнего контура носового отсека и закрытыми аэродинамическими обтекателями, указанные выхлопные сопла смещены от поверхности корпуса ускорителя и их оси отклонены от поверхности бака окислителя, а обтекатель носового отсека выполнен в виде части сферы и имеет два входных отверстия под указанные воздухозаборники, закрытые одной поворачивающейся заглушкой, снабженной приводом, установленным в носовом отсеке. Ускоритель входит в состав РН, также включающей в себя многократно используемые элементы.

Этот ускоритель снабжен цельноповоротным крылом. При этом положение оси разворота крыла в исходном положении смещено от положения этой оси в развернутом положении. Для смещения крыла с одновременным разворотом и последующей его фиксацией необходимо использование сложного механизма, имеющего значительные габариты и массу, а это ведет к увеличению габаритов и массы ускорителя и уменьшению массы полезного груза выводимого ракетой-носителем.

При входе ускорителя в плотные слои атмосферы после его отделения от ракеты-носителя прямое крыло этого ускорителя будет подвергаться более интенсивному нагреву в сравнении со стреловидным крылом, что потребует использования для сохранения его работоспособности дополнительной теплозащиты, а это ведет к увеличению массы ускорителя.

Крыло установлено на корпусе по схеме «высокоплан», поэтому в процессе торможения в атмосфере крыло не экранирует корпус, вследствие чего для сохранения приемлемой температуры корпуса понадобится дополнительное количество теплозащиты, что также ведет к увеличению массы ускорителя.

Ускоритель оснащен одним однокамерным ЖРД, что снижает его надежность. Основания для такого утверждения изложены выше при анализе конструкции ускорителя по патенту №2321526.

Размещение ВРД внутри носового отсека ухудшает к ним доступ для проведения регламентных и ремонтно-восстановительных работ. Кроме того, по этой же причине становится невозможным использование этого ускорителя в РН «тандемной» схемы, поскольку отсутствуют зоны для организации узлов стыковки со второй ступенью. В носовой части также отсутствует место для размещения пилотской кабины.

Конструкция ускорителя имеет низкую технологичность. Все узлы и агрегаты, обеспечивающие возможность «самолетного» полета (носовой отсек с двигателями, крыло, стабилизатор, шасси), которые можно назвать самолетным комплектом, закреплены непосредственно на ракетном блоке. В результате этого невозможны сборка и проверка самолетного комплекта независимо от изготовления ракетного блока, что увеличивает время изготовления ускорителя. Кроме того, существенно ухудшается ремонтопригодность, поскольку при выработке ресурса ракетного блока (ресурс самолетного комплекта существенно выше) для его замены потребуется большой объем сборочно-разборочных работ. Все это ухудшает технологичность и ремонтопригодность РН в целом.

Данный ускоритель ограничен в габаритах по условиям транспортировки, поскольку невозможен его автономный перелет с предприятия-изготовителя на космодром, по причине отсутствия дополнительного топливного бака и пилотской кабины. Соответственно его габаритно-массовые характеристики также ограничены возможностями существующих средств транспортировки.

Задачей этого изобретения является увеличение доли массы полезного груза в стартовой массе РН, повышение надежности, улучшение технологичности, ремонтопригодности, транспортабельности, сокращение длины пробега ускорителя после приземления, возможность исключения падения на Землю отделяемых частей.

Поставленная задача решается тем, что в ракете-носителе, включающей в себя соединенный со второй ступенью многоразовый ускоритель с реактивной системой стабилизации, состоящий из ракетного блока с жидкостными ракетными двигателями, соединенного с самолетным комплектом, выполненным в виде планера с крыльями переменной стреловидности с органами аэродинамического управления, соединенного с ракетным блоком по схеме «низкоплан», стабилизатора, шасси, воздушно-реактивных двигателей с их топливным баком, носового отсека, а также содержащей многократно используемые элементы, установленный на ракетном блоке носовой отсек снабжен пилотской кабиной и оснащен управляемыми поворотными козырьками, количество которых равно количеству точек соединения носового отсека со второй ступенью, в местах соединения со второй ступенью в носовом отсеке выполнены карманы, воздушно-реактивные двигатели закреплены на верхних поверхностях крыльев переменной стреловидности и снабжены управляемыми защитными экранами, стабилизатор выполнен в виде двух килей, установленных на крыльях, в ракетном блоке многоразового ускорителя вокруг его продольной оси и симметрично относительно его поперечной оси, параллельной крыльям, установлено четное число дросселируемых ЖРД, соотношение длины ракетного блока к его диаметру находится в пределах от 4 до 6, соотношение объема топливных баков второй ступени к объему топливных баков ракетного блока находится в пределах от 0,6 до 1, число жидкостных ракетных двигателей ракетного блока определяется выражением

n≥1, 1Mog/F+2>3,

где n - количество двигателей;

Mo - стартовая масса ракеты-носителя с полезным грузом;

F - максимальная тяга одного двигателя на Земле.

Ракетный блок может быть оснащен дополнительными узлами стыковки со второй ступенью, размещенными с противоположных сторон ракетного блока вдоль его продольной оси.

Возможно размещение двигателей второй ступени симметрично относительно продольной оси ступени снаружи ее корпуса в блистерах.

Допустимо дополнение многократно используемых элементов корпусом-имитатором ракетного блока, стыкуемым с самолетным комплектом и представляющим собой разборную конструкцию, состоящую из составных частей, каждая из которых допускает транспортировку железнодорожным и(или) автомобильным транспортом, а также самолетного комплекта, причем самолетный комплект дооснащен устройством увеличения дальности беспосадочного полета, выполненным, например, в виде съемного крыла с дополнительным топливным баком, а вторая ступень оснащена узлами стыковки с самолетным комплектом.

Суть изобретения иллюстрируется чертежами:

на фиг.1 изображена ракета-носитель;

на фиг.2 - многоразовый ускоритель в состоянии перелета с предприятия-изготовителя на космодром;

на фиг.3 - самолетный комплект;

на фиг.4 - многоразовый ускоритель в полете после отделения второй ступени;

на фиг.5 - имитатор ракетного блока;

на фиг.6 - схема транспортировки РН с предприятия-изготовителя на космодром;

на фиг.7 - РН в варианте с размещением двигателей второй ступени в блистерах;

на фиг.8 - вариант построения РН с использованием двух многоразовых ускорителей в качестве первой ступени;

на фиг.9 - вид на РН со стороны двигательной установки ракетного блока;

на фиг.10 - стык между ускорителем и второй ступенью в момент начала отделения второй ступени от ускорителя;

на фиг.11 - многоразовый ускоритель в момент начала пробега после посадки;

на фиг.12 - вариант тяжелой РН, сформированной из ракетных блоков, доставляемых на космодром с использованием самолетного комплекта и имитатора ракетного блока.

Ракета-носитель включает в себя многоразовый ускоритель, состоящий из ракетного блока 1 с жидкостными ракетными двигателями 2, реактивной системой стабилизации 3, соединенный с самолетным комплектом 4, выполненным в виде планера 5 с крыльями переменной стреловидности 6, оснащенного органами аэродинамического управления 7, стабилизатором 8, шасси 9, установленными на крыльях воздушно-реактивными двигателями 10, размещенными в крыльях 6 топливными баками 11 ВРД 10, устройством увеличения дальности беспосадочного полета многоразового ускорителя при его самостоятельном транспортировании, представляющим собой дополнительный топливный бак, выполненный в виде крыла 12, носового отсека 13 с пилотской кабиной 14, причем ВРД 10 имеют защитные козырьки 15, а планер 5 соединен с ракетным блоком 1 по схеме «низкоплан». На носовом отсеке 13 выполнены карманы 16 и установлены поворотные козырьки 17.

Многоразовый ускоритель соединен со второй ступенью 18, оснащенной двигателями 19. Двигатели 19 могут быть размещены на ступени 18 в блистерах 20.

В состав повторно используемых элементов ракеты-носителя входят дополнительный самолетный комплект 4 и корпус-имитатор 21 ракетного блока 1, состоящий из панелей 22, каждая из которых допускает транспортировку железнодорожным транспортом. Вторая ступень 18 оснащена узлами стыковки 23 с самолетным комплектом 4, а на ракетном блоке 1 выполнены дополнительные узлы стыковки 24 со второй ступенью 18.

Ракета-носитель эксплуатируется следующим образом.

После изготовления на предприятии-изготовителе многоразовый ускоритель, собранный из ракетного блока 1 и самолетного комплекта 4, включающего съемное крыло 12, доставляется на заводской аэродром, где с участием пилотов, управляющих ускорителем из пилотской кабины 14, проводятся самолетные приемно-сдаточные самолетные испытания. Затем с участием пилотов производится перелет ускорителя с заводского аэродрома на аэродром технического комплекса космодрома. Перелет осуществляется с использованием существующей в стране аэродромной сети. При этом защитные козырьки 15 ВРД 10 открыты. Поскольку при выбранной форме крыльев с переменной стреловидностью и отношением длины ракетного блока 1 к его диаметру от 4 до 6 (это обеспечивает необходимую эффективность при работе ускорителя в составе РН и после его отделения от РН) величина аэродинамического качества ускорителя не превысит 5, то запас топлива для ВРД 10, который размещен в баках 11, обеспечивает дальность беспосадочного перелета (без режима взлета) на уровне нескольких сотен километров. Этого достаточно для возврата ускорителя к аэродрому технического комплекса после отделения от РН. Однако для обеспечения перелета по аэродромной сети необходима дальность не менее 1000 км вместе с участком взлета. Требуемая дальность беспосадочного перелета осуществляется за счет использования топлива, размещенного в крыле 12. Крыло 12 одновременно увеличивает аэродинамическое качество ускорителя. В то же время могут быть применены и другие виды устройств увеличения беспосадочной дальности полета, например, в виде подкрыльевых подвесных топливных баков или устройства дозаправки в воздухе.

После приземления ускорителя на аэродроме технического комплекса ускоритель доставляется в технический комплекс, где с него снимается крыло 12, после чего он перемещается в зону сборки РН.

Вторая ступень 18 с предприятия-изготовителя транспортируются на технический комплекс следующим образом. На предприятии-изготовителе производится стыковка второй ступени 18 с дополнительным самолетным комплектом 4 через узлы стыковки 23, в результате чего образуется транспортный самолет, роль фюзеляжа в котором играет вторая ступень 18. Затем транспортный самолет доставляется на заводской аэродром, где с участием пилотов производятся летные проверки самолета. После этого осуществляется пилотируемый перелет транспортного самолета с заводского аэродрома на аэродром технического комплекса, с которого самолет доставляется в технический комплекс, где вторая ступень 18 отделяется от дополнительного самолетного комплекта и перемещается в зону сборки РН. В то же время изготовленный на заводе-изготовителе корпус-имитатор 21 в разобранном на панели 22 состоянии средствами железнодорожного транспортирования доставляется в технический комплекс, где производится его сборка. После этого производится стыковка дополнительного самолетного комплекта 4 с корпусом-имитатором 21, вследствие чего вновь образуется транспортный самолет, который после доставки его на аэродром технического комплекса осуществляет пилотируемый перелет на аэродром предприятия, откуда доставляется в предприятие-изготовитель, где производятся отделение корпуса-имитатора 21 от дополнительного самолетного комплекта 4 и разборка корпуса-имитатора 21 на панели 22. Доставка к техническому комплексу следующей второй ступени 18 осуществляется по описанной выше схеме.

После стыковки в техническом комплексе многоразового ускорителя со второй ступенью 18 и присоединения к созданной РН соответствующего полезного груза РН доставляется на стартовое устройство, где производится ее заправка и проводятся предстартовые проверки. Пилоты в пилотской кабине 14 отсутствуют. Перед стартом защитными козырьками 15 закрываются воздухозаборники ВРД 10 для защиты от воздействия набегающего потока воздуха внутреннего объема ВРД 10 в зоне повышенных скоростных напоров. Поворотные козырьки 17 ориентированы вдоль подольной оси РН. Затем запускаются ЖРД 2 ракетного блока 1 ускорителя и РН начинает полет по заданной программе. При выполнении соотношения n≥1, 1Mog/F+2>3 количество ЖРД 2 не может быть меньше 4. При нормальной работе двигателей 2 полет РН проходит по штатной программе. В случае отказа одного из двигателей 2 даже сразу после старта производится отключение диаметрально противоположного двигателя. При этом на 100%-й тяге продольная перегрузка окажется не ниже 1,1. Таким образом, РН в состоянии продолжать полет, который будет происходить с меньшей тяговооруженностью, но большее время, что обеспечит выведение полезной нагрузки на расчетную орбиту. Поскольку в описанной ситуации топливо расходуется из общих баков и эксцентриситет тяги отсутствует, потери управляемости РН также не происходит. Резервирование по двигателям 2 на многоразовом ускорителе совершенно оправдано не только потому, что они используются многократно, но и вследствие того, что при нормальной работе всех двигателей 2 перегрузка величиной 1,1 достигается при тяге существенно более низкой, чем максимальная. Так, для 6 двигателей 2, установленных в изображенном в материалах заявки варианте ускорителя эта тяга не превысит 67% от максимальной. Это приводит к резкому увеличению ресурса двигателей 2, который при снижении тяги возрастает существенно нелинейно.

В то же время поскольку центр инерции самолетного комплекта 4 смещен по оси У относительно оси X, в этом направлении будет смещен и центр инерции всей РН. Кроме того, в этом направлении будет смещена и равнодействующая аэродинамических сил. Для того чтобы РН могла совершать полет без угла атаки, необходимо, чтобы суммарный вектор тяги всех двигателей 2 был параллелен продольной оси РН и лежал на одной линии с равнодействующей от сил инерции и аэродинамических сил. Это достигается тем, что двигатели 2 установлены двумя группами, симметричными относительно оси X. Поскольку двигатели 2 дросселируемы, то за счет соответствующего увеличения суммарной тяги двигателей 2, расположенных ниже оси X, относительно суммарной тяги двигателей 2, размещенных выше оси X, суммарный вектор всех двигателей 2 может быть направлен требуемым образом.

После выработки топлива ракетного блока 1 происходит выключение двигателей 2. Одновременно поворотные козырьки 17 разворачиваются на некоторый угол, обеспечивающий безударное отделение второй ступени 18 от ускорителя. Этому же способствует наличие карманов 16 в носовом отсеке 13. Затем вторая ступень 18 отделяется от ускорителя и продолжает дальнейший полет, который завершается выведением на орбиту полезного груза. Сразу после разделения поворотные козырьки 17 разворачиваются в положение, когда они закрывают карманы 16, благодаря чему обеспечиваются нужный уровень аэродинамического качества ускорителя, а также соответствующая защита от тепловых нагрузок. Полет ускорителя после отделения осуществляется в автоматическом режиме. Соотношением между объемом топливных баков второй ступени и объемом топливных баков ускорителя в пределах от 0,6 до 1 введено ограничение по распределению масс в составе РН, при выполнении которого в момент разделения скорость ускорителя не будет превышать 1600 м/с, а высота 60 км. После разделения ускоритель продолжает двигаться по баллистической траектории. При этом вследствие уменьшения скоростных напоров требуемая ориентация ускорителя обеспечивается работой реактивной системы стабилизации 3. На нисходящей части траектории ускоритель выставляется на угол атаки, обеспечивающий оптимальный режим торможения с учетом ограничений по величине перегрузок. По мере нарастания скоростных напоров угол атаки изменяется, и в работу включаются также аэродинамические органы управления 7. В процессе торможения ракетный блок 1 «экранируется» планером 5, благодаря чему отпадает необходимость в теплозащите, что снижает массу ускорителя. В то же время ограничение скорости и высоты ускорителя в момент разделения, позволяет обеспечить необходимый тепловой режим планера 5 и носового отсека 13 за счет использования в наиболее теплонапряженных местах обшивки из стальных или титановых сплавов. Благодаря этому достигается экономия массы, исключается необходимость послеполетного обслуживания обшивки. Кроме ракетного блока 1 «экранируются» также ВРД 10, что позволяет обеспечить им приемлемый тепловой режим без дополнительной теплозащиты.

На высотах порядка 20 км производится отключение реактивной системы стабилизации 3 и в дальнейшем управление полетом ускорителя осуществляется с помощью аэродинамических органов управления 7.

При достижении высоты около 6 км при скорости 500÷600 км/час раскрываются защитные козырьки 15 и запускаются ВРД 10, получающие топливо из баков 11. К этому моменту расстояние от ускорителя до аэродрома технического комплекса будет составлять не более 300 км. Дальнейший полет в направлении аэродрома технического комплекса, включая посадку, также осуществляется в автоматическом режиме, с возможностью перехода на ручное управление наземным пилотом-оператором. Сразу после приземления поворотные козырьки 17 разворачиваются на угол, обеспечивающий создание значительных аэродинамических сил торможения, за счет чего резко сокращается длина пробега ускорителя после приземления. Вслед за посадкой ускоритель доставляется в технический комплекс, где производится его послеполетное обслуживание, после которого ускоритель перемещается в зону сборки РН для стыковки со следующей второй ступенью 18.

Следует отметить следующее обстоятельство. В РН, изображенной на фиг.1, вторая ступень 18 стыкуется с ускорителем через цилиндрический переходный отсек. Этот отсек после отделения второй ступени 18 должен быть сброшен, чтобы не осуществлять помех работе двигателей 19 второй ступени 18. Соответственно возникает необходимость в появлении зон «отчуждения» для падения отсека, что связано с определенными экономическими потерями. В то же время размещение двигателей второй ступени 18 снаружи ее корпуса в блистерах 20 позволяет обойтись без переходного отсека, благодаря чему уменьшается высота РН и отпадает необходимость в зонах «отчуждения».

В ходе осуществления ряда запуска полезных грузов, по мере выработки ресурса многоразового ускорителя, может возникнуть необходимость проведения ремонтно-восстановительных работ в предприятии-изготовителе, например для замены выработавших ресурс двигателей 2 или ракетного блока 1 целиком (ресурс самолетного комплекта 4 существенно более велик). Для этого, как описывалось выше, ускоритель осуществит перелет от технического комплекса к предприятию-изготовителю и обратно.

Описанная выше конструкция многоразового ускорителя и количественные соотношения предполагают использование в качестве компонентов топлива ракетного блока 1 пары «кислород+керосин» или «кислород+метан». В то же время в паре с ускорителем предпочтительно использовать вторую ступень 18 с компонентами «кислород+водород». При этом благодаря большому диаметру второй ступени увеличивается доля топливной пары «кислород+водород» в общей массе топлива, за счет чего возрастает доля полезного груза в стартовой массе РН.

С использованием этой же базы, благодаря наличию на ракетном блоке 1 дополнительных узлов стыковки 24 со второй ступенью 18, возможно создание тяжелой трехступенчатой РН с использованием двух ускорителей, установленных в «пакет», а также второй ступени 18 из состава РН, изображенной на фиг.1, в качестве как второй, так и третьей ступени (фиг.7).

Используя входящие в состав ускорителей ракетные блоки и соответствующие им вторые ступени, и отказавшись от ограничения по распределению масс, можно создать РН сверхтяжелого класса (фиг.9). Доставка ракетных блоков и вторых ступеней в технический комплекс осуществима с использованием корпуса-имитатора и самолетного комплекта по описанной выше схеме.

Благодаря использованию РН предлагаемой конструкции обеспечивается увеличение доли массы полезного груза в стартовой массе РН. Этому способствует ограничение на распределение масс в составе РН, благодаря которому ограничивается скорость ускорителя в момент разделения, за счет чего уменьшается расстояние до аэродрома технического комплекса, которое ускоритель должен преодолеть в режиме самолетного полета, что ведет к снижению массы топлива для ВРД. Кроме того, снижаются тепловые нагрузки на ускоритель, за счет чего экономится масса, расходуемая на обеспечение требуемого теплового режима. Одновременно, благодаря экранированию планером ракетного блока и ВРД, также снижается масса теплозащиты. Благодаря возможности транспортирования второй ступени большого диаметра с помощью самолетного комплекта и корпуса-имитатора ракетного блока, появляется возможность использования в составе РН значительной массы топливной пары «кислород+водород», что существенно увеличивает долю массы полезного груза в стартовой массе РН. Увеличение доли массы полезного груза в стартовой массе РН достигается также благодаря возможности построения РН по «тандемной» схеме при обеспечении возможности совершать полет без угла атаки.

Повышение надежности РН обеспечивается резервированием ЖРД ускорителя, который при отказе одного ЖРД способен выполнить свою задачу, а также работой ЖРД при штатном полете в режиме глубокого дросселирования, за счет чего резко увеличивается надежность самих ЖРД. Высокая надежность делает предлагаемую РН привлекательной при осуществлении выведения на орбиту пилотируемых космических аппаратов.

Увеличение ресурса работы ЖРД, как наиболее сложных и эксплуатационно наиболее напряженных агрегатов ускорителя, увеличивает и его ресурс (увеличивается количество запусков, в которых может быть задействован ускоритель), что приводит к снижению стоимости пуска РН.

Способность ускорителя самостоятельно перелетать с завода-изготовителя на технический комплекс и обратно позволяет отказаться от создания в техническом комплексе специальных производственных площадей и оборудования для замены агрегатов ракетного блока или целиком ракетного блока и позволяет сэкономить значительные средства. Возможность транспортировки с предприятия-изготовителя на технический комплекс второй ступени большого диаметра с использованием корпуса-имитатора ракетного блока и самолетного комплекта позволяет не вкладывать большие денежные средства в разработку, изготовление и испытания специализированного самолета-транспортировщика. Использование в стыковке с ускорителем вторых ступеней большого диаметра позволяет увеличить массу полезного груза, что в сочетании со сниженной стоимостью запуска обеспечивает высокую конкурентоспособность РН при доставке полезных грузов на геопереходную орбиту даже с достаточно высоких широт. Многоразовость ускорителя в сочетании с ограничениями по распределению масс на РН делает экономически выгодным запуск полезных грузов, значительно меньших максимального, без дополнительной нагрузки, что позволит увеличить количество заказчиков и соответственно сократить срок окупаемости затрат на разработку РН. Все сказанное выше увеличивает экономический эффект от использования РН. Этому же способствует возможность использования для эксплуатации ускорителя короткой взлетно-посадочной полосы.

Предлагаемая конструкция РН вполне реализуема с использованием современного научно-технического задела авиационной и ракетно-космической техники.

1. Ракета-носитель, включающая в себя соединенный со второй ступенью многоразовый ускоритель с реактивной системой стабилизации, состоящий из ракетного блока с жидкостными ракетными двигателями, соединенного с самолетным комплектом, выполненным в виде планера с крыльями переменной стреловидности с органами аэродинамического управления, соединенного с ракетным блоком по схеме «низкоплан», стабилизатора, шасси, воздушно-реактивных двигателей с их топливным баком, носового отсека, а также содержащая многократно используемые элементы, отличающаяся тем, что установленный на ракетном блоке носовой отсек снабжен пилотской кабиной и оснащен управляемыми поворотными козырьками, количество которых равно количеству точек соединения носового отсека со второй ступенью, в местах соединения со второй ступенью в носовом отсеке выполнены карманы, воздушно-реактивные двигатели закреплены на верхних поверхностях крыльев переменной стреловидности и снабжены управляемыми защитными экранами, стабилизатор выполнен в виде двух килей, установленных на крыльях, в ракетном блоке многоразового ускорителя вокруг его продольной оси и симметрично относительно его поперечной оси, параллельной крыльям, установлено четное число дросселируемых ракетных двигателей, соотношение длины ракетного блока к его диаметру находится в пределах от 4 до 6, соотношение объема топливных баков второй ступени к объему топливных баков ракетного блока находится в пределах от 0,6 до 1, количество жидкостных ракетных двигателей ракетного блока определяется выражением n≥1,1Mog/F+2>3,
где n - количество двигателей;
Мо - стартовая масса ракеты-носителя с полезным грузом;
F - максимальная тяга одного двигателя на Земле.

2. Ракета-носитель по п.1, отличающаяся тем, что ракетный блок оснащен дополнительными узлами стыковки со второй ступенью, размещенными с противоположных сторон ракетного блока вдоль его продольной оси.

3. Ракета-носитель по п.1, отличающаяся тем, что двигатели второй ступени размещены симметрично относительно продольной оси ступени снаружи ее корпуса в блистерах.

4. Ракета-носитель по пп.1 и 2, отличающаяся тем, что многократно используемые элементы дополнены корпусом - имитатором ракетного блока, стыкуемым с самолетным комплектом и представляющим собой разборную конструкцию, состоящую из составных частей, каждая из которых допускает транспортировку железнодорожным и (или) автомобильным транспортом, а также самолетным комплектом, причем самолетный комплект дооснащен устройством увеличения дальности беспосадочного полета, выполненным, например, в виде съемного крыла с дополнительным топливным баком, а вторая ступень оснащена узлами стыковки с самолетным комплектом.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационно-космическим, преимущественно многоразовым средствам доставки космических аппаратов (КА) на орбиту. .

Изобретение относится к летательному аппарату со смешанным режимом аэродинамического и космического полета, а также к способу его пилотирования. .

Изобретение относится к межорбитальным транспортным системам многократного применения. .

Изобретение относится к области авиационной и ракетно-космической техники. .

Изобретение относится к аэрокосмической технике и может использоваться для доставки различных полезных нагрузок в отдаленные точки поверхности Земли с применением авиационно-ракетного старта.

Изобретение относится к межпланетным космическим полетам и может использоваться для доставки людей с поверхности Земли на орбиты спутников тел Солнечной системы и обратно.
Изобретение относится к области авиации, в частности, к способам полета сверхзвукового самолета, использующего криогенное топливо и оснащенного дополнительным жидкостным ракетным двигателем (ЖРД) или аппаратами с ЖРД.

Изобретение относится к конструкции воздушного судна с несущими полыми конструктивными элементами, которые образуют фюзеляж, и касается системы кондиционирования воздуха воздушного судна.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам управления перекачкой топлива между топливными баками воздушного судна. .

Изобретение относится к области систем управления летательными аппаратами. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к акустической структуре для воздухозаборника гондолы летательного аппарата. .

Изобретение относится к конструкции фюзеляжа самолета, в частности к системам запирания дверей герметичных отсеков. .

Изобретение относится к потолочной панели для облицовки внутреннего помещения транспортного средства, в частности самолета. .

Изобретение относится к области самолетостроения. .

Изобретение относится к авиастроению
Наверх