Способ осуществления разгона ракет-носителей

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для разгона ракет-носителей (РН). Осуществляют на активном участке траектории разгон РН путем продуцирования реактивных сил от действия ракетных двигателей, производят постоянное удаление пропорционально текущему общему массовому расходу компонентов ракетного топлива во внешнее пространство в виде стружки или порошка, становящихся излишними, избыточными и ненужными для осуществления дальнейшего полета частей баков для компонентов ракетного топлива. Изобретение позволяет увеличить скорость РН. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Предлагаемое техническое решение относится к ракетной технике, а именно к способам осуществления разгона ракет-носителей (в особенности их полезных нагрузок) на активных участках их траекторий.

Известен способ разгона ракет-носителей и их полезных нагрузок, в соответствии с которым придание им необходимых скоростей осуществляют с помощью мощных последовательно включаемых электромагнитов-ускорителей (см., например, книгу «Труды по ракетной технике», автор К.Э. Циолковский, Москва, изд-во «Оборонгиз», 1947 год, стр.118). Подробное современное описание см. в публикации «Космический старт с помощью модифицированной пушки Гаусса», автор Лапушкин А.Г., www.abifa.ru/conf/start/arhive/13/report/…/a_fbaw.html.

Недостатками этого способа являются высокая сложность технического осуществления и крайне высокие необходимые материальные и финансовые затраты, требующиеся для его реализации. (Именно поэтому указанный способ до сих пор нигде не осуществлен.)

Наиболее близким к заявляемому объекту является способ реактивного (ракетного) разгона ракет-носителей и их полезных нагрузок, в соответствии с которым необходимые усилия (тягу) создают за счет извержения продуктов сгорания компонентов ракетных топлив (КРТ), которые вводят в состав ракеты (см., например, книгу «Механика и теория относительности», автор А.Н. Матвеев, Москва, изд-во «Высшая школа», 1986 год, стр.211-212). Во всех современных ракетах-носителях используется именно и только указанный выше реактивный способ разгона (придания необходимой конечной скорости) их полезным нагрузкам.

Недостатком данного способа является невысокий массовый коэффициент (К_МПД) полезного действия (МКПД), равный отношению массы (М_Пн) выводимой на нужную орбиту (траекторию) полезной нагрузки (ПН) к общей стартовой массе (М₀) ракеты-носителя. Так, например, у лучшей (по К_МПД) из современных ракет-носителей легкого и среднего классов - ракеты «Протон-М» - значение К_МПД при выведении ПН на низкую околоземную орбиту равно всего 0,031 (3,1%). Наилучшее значение Кмпд было присуще советской ракете-носителю «Энергия» - К_МПД=0,043 (4,3%). Указанные данные приведены в публикациях в Сети (соответственно): www.habrahabr.ru/sandbox/81929/ и www.vedomosti.ru/news/11032611/intervyu.

Целью предлагаемого технического решения является увеличение указанного массового коэффициента (К_МПД) полезного действия (либо увеличение скоростей - при прежней массе полезной нагрузки, - достижение которых становится возможным при применении предложенного способа).

Указанная цель достигается за счет того, что при разгоне ракеты-носителя на активном участке траектории, который осуществляют путем продуцирования реактивных сил от действия ракетных двигателей, во время всего того промежутка времени, когда осуществляют разгон, производят постоянное удаление становящихся излишними, избыточными и ненужными для осуществления дальнейшего полета частей баков для компонентов ракетного топлива (в особенности их верхних, уже не несущих компонентов, частей) и излишних частей несущих элементов конструкции ракеты-носителя и сбрасывают их (например, в виде стружки или порошка) во внешнее пространство.

Развитие и усовершенствование способа достигают за счет того, что постоянное ежесекундное удаление становящейся излишней массы ракеты-носителя производят пропорционально текущему общему массовому расходу компонентов ракетного топлива.

Предложенный способ иллюстрируют фиг.1 и фиг.2.

Фиг.1 служит для конкретного пояснения сути предложенного способа. На ней приведен чертеж продольного разреза (вдоль продольной оси) ракеты-носителя.

На фиг.2 приведены зависимости для характеристических скоростей (V_x), достигаемых с помощью «классического» (традиционного, по способу-прототипу) и предложенного способов.

Для осуществления предлагаемого в состав ракеты-носителя (см. фиг.1; на чертеже изображен - чтобы не загромождать его излишними и ненужными в данном случае деталями - только один бак), включающей в свой состав блок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) 1, блок полезной нагрузки (ПН) 2, баки с КРТ (на фиг.1 изображен лишь один из них - бак 3) и силовые несущие элементы 4 и 5 (общее число их может быть равно также 3 или 4), вводят кольцевые (при цилиндрических баках) устройства (6) удаления излишних частей баков, по одному на каждый бак (на фиг.1 изображено только одно из них - устройство 6), скрепленные с подвижными, перемещающимися к блоку 1 по мере опорожнения баков, верхними днищами баков (на фиг.1 изображено одно из них - днище 7 для бака 3) и опирающиеся на кольцевые (по форме баков) опоры-уплотнители 8 (на фиг.1 изображено только одно из них), и устройства 9 и 10, служащие для удаления излишней массы верхних частей соответственно силовых несущих элементов 4 и 5. При необходимости в баках дополнительно размещают (для дополнительной герметизации) легкие оболочки 11 из прочного, эластичного и легко деформирующегося материала, внутри которых находятся запасы КРТ 12.

Верхние (подвижные) днища (7) и кольцевые (по форме баков) уплотнения 8 предназначены для герметизации баков.

Кольцевые (при цилиндрических баках) скользящие уплотнители-герметизаторы (8) выполняют при этом и роль направляющих в соответствующих баках КРТ при перемещении вниз соответствующих верхних днищ баков 7 и скрепленных с ними устройств удаления 6.

При осуществлении предлагаемого способа с помощью устройства 6 удаляют излишние (верхние) части бака 3 и выбрасывают их в виде стружки или мелкого порошка наружу. При этом образуется кольцевое облако (облако сброса) 13. Аналогично - и для иных баков.

Также при осуществлении предлагаемого способа с помощью устройств 9 и 10 удаляют излишние (верхние) части несущих силовых элементов соответственно 4 и 5 и выбрасывают эти излишки в виде стружки или мелкого порошка наружу. При этом образуется струи (струи сброса) соответственно 14 и 15. Устройства 9 и 10 скрепляют с блоком полезной нагрузки 2.

Примеры осуществления способа

Пример 1. При осуществлении предложенного способа в процессе разгона на активном участке траектории верхние части баков (на чертеже изображен - чтобы не загромождать его излишними и ненужными в данном случае деталями - только один бак) - по мере их опорожнения - становятся излишними, а их массы лишь препятствуют более эффективному разгону ракеты-носителя. Поэтому в соответствии с предлагаемым способом сразу после начала активного участка траектории производят (осуществляют) постоянное (в течение всего активного участка траектории) удаление становящихся избыточными (и даже вредными и уже ненужными) частей элементов конструкции: верхних частей баков и верхних частей несущих силовых элементов.

По мере опорожнения баков блок полезной нагрузки смещают вниз и приближают его к блоку ракетных двигателей.

Темп удаления (общую ежесекундную массу $${\dot{М}}_{уд.}$$ всех удаляемых в данную секунду элементов ракеты-носителя) устанавливают пропорциональным общему текущему секундному расходу ( $${\dot{m}}_T$$ ) всех расходуемых компонентов ракетного топлива (КРТ):

где k - коэффициент пропорциональности.

При этом величину указанного коэффициента пропорциональности k определяют по формуле:

где: М_{удал.общ} - значение общей (т.е. начальной) массы удаляемых за весь отрезок активного участка траектории (данной ступени) частей и элементов топливных баков и силовых (несущих) конструкций;

М_ТН - общая начальная (стартовая) масса всех заправленных в данную (действующую на данном активном участке траектории) ступень ракеты-носителя КРТ.

Пример 2. Разгон ракеты-носителя (его ступеней) осуществляют за счет создания реактивных сил на активном участке траектории и при этом производят удаление становящихся излишними элементов баков для КРТ, но указанное удаление осуществляют пропорционально текущему (мгновенному) значению перегрузок (ускорения) в текущий момент времени.

Пример 3. Разгон ракеты-носителя (его ступеней) осуществляют за счет создания реактивных сил на активном участке траектории и при этом производят удаление становящихся излишними элементов баков для КРТ, но указанное удаление осуществляют по рассчитанной заранее программе, определяемой задачами и целями данного конкретного старта. При этом в процессе разгона программу корректируют в соответствии с текущими параметрами активного участка траектории.

Пример 4. Баки ракеты-носителя выполнены несущими. В этом случае в ее конструкции отсутствуют элементы 4, 5, 9 и 10 (указанные на фиг.1). В полете осуществляют механическое удаление лишь только излишних частей баков - при этом указанные части измельчают в мелкую стружку или в мелкие порошкообразные крупицы - а затем выбрасывают их во внешнее пространство.

Пример 5. Удаление указанных избыточных масс конструкции на активном участке траектории осуществляют последовательно в процессе действия каждой ступени многоступенчатой ракеты-носителя.

Для доказательства достижения с помощью предложенного способа заявленной цели ниже приведен вывод формулы для вычисления конечных (характеристических) скоростей (V_x), с помощью которой и может производиться оценка эффективности предложенного. Следует отметить, что в рассматриваемом случае формула Циолковского неприменима.

При этом примем, что секундное, текущее (в данный момент времени) общее значение удаляемой массы ( $${\dot{М}}_{уд.}$$ ) и всех баков и (если баки не являются несущими) частей несущих элементов конструкции пропорционально общему текущему секундному расходу ( $${\dot{m}}_T$$ ) всех расходуемых компонентов ракетного топлива (КРТ):

где k - указанный выше коэффициент пропорциональности.

Это означает, что:

где: М_{удал.общ}=М_{удал.начальн} - соответственно общая, удаляемая за все время разгона данной ступени ракеты-носителя, масса и общая начальная, удаляемая в процессе полета, масса данной ступени ракеты-носителя (они, по определению, одинаковы);

М_ТН - общая начальная масса всех КРТ данной ступени.

Используя формулу (37.9) из книги «Механика и теория относительности», автор А.Н. Матвеев, Москва, изд-во «Высшая школа», 1986 год, стр.212, запишем:

где: М - текущее (мгновенное) значение массы всей ракеты-носителя;

u - скорость истечения продуктов сгорания;

v и t - текущие значения скорости и времени полета соответственно.

где: М_{ТОПЛ.тек} - текущее значение массы КРТ данной ступени (в момент времени t; отсчет времени осуществляют с момента начала активного участка действующей ступени);

М_{удал.тек} - текущее значение массы удаляемых элементов конструкции;

М₀ - общая стартовая масса ракеты-носителя;

М_ПН - масса полезной нагрузки;

М_РД - масса всех ракетных двигателей данной ступени;

М_К.ОСТ - масса остаточной части конструкции ступени, т.е. тех ее частей, которые не удаляют при осуществлении предложенного способа (днищ баков, локальных систем управления и т.п.);

М_ОСТ - остаточная масса ракеты-носителя после окончания действия данной ступени (при этом для многоступенчатых ракет-носителей в состав полезной нагрузки (М_ПН) включают и массу всех вышерасположенных ступеней).

Следует особо отметить, что ввиду того, что механическим путем удаляемая в процесс разгона и ставшая избыточной масса не вносит никакого вклада в создание реактивных сил, то слагаемое $${\dot{m}}_T\ast k\ast t$$ не должно входить в правую часть формулы (3).

Подставляя (с учетом вышесказанного) значения из (6) в (3), получаем:

Разделяя переменные, получаем:

Характеристическая скорость V_x (для данной, работающей на данном этапе разгона, ступени) достигается при полном исчерпании всех запасов топлива в данной ступени ракеты-носителя и поэтому момент t_кон его (топлива) исчерпания определяется (в общем случае) следующим образом:

Интегрируя (11), получаем:

Здесь v₀ начальная скорость ракеты-носителя или ее текущей (работающей на данном этапе разгона) ступени.

Для одноступенчатых ракет и для первых ступеней многоступенчатых ракет-носителей при старте с Земли (при v₀=0) формула (12) приобретет вид:

Для осуществления сравнения заявленного способа и способа-прототипа формула Циолковского должна быть преобразована к следующему виду:

где v_Ц - характеристическая скорость (при v₀=0), достигаемая в соответствии со способом-прототипом.

На фиг.2 приведены графики зависимостей, v_x0 (вычисляется по формуле (12а)) и v_Ц. (вычисляется по приведенной выше модифицированной формуле Циолковского) от параметра k. Этот параметр определяется степенью совершенства конструкций ракет-носителей. Зависимости v_x0 от к соответствует непрерывная кривая, а зависимости v_Ц от k - штриховая кривая. При этом было принято, что М_ОСТ=21 тонне, М_ТН=120 тоннам, u=4600 метрам в секунду.

В результате сравнения указанных графиков следует сделать следующие выводы:

1) предложенный способ существенно эффективнее способа-прототипа;

2) предложенный способ, при использовании только одноступенчатой ракеты-носителя, на которой используются лишь только жидкий водород и жидкий кислород, позволяет выводить полезные нагрузки на низкие околоземные орбиты;

3) предложенный способ позволяет обеспечить достижение либо не менее чем на 20-30% более высокие значения массового коэффициента (К_МПД) полезного действия, либо не менее чем на 20-30% более высокие значения характеристических скоростей v_x;

4) в частности, достижение v_x0, равной 8100 метрам в секунду, обеспечивается при использовании предложенного способа при k=0,15 (т.е. при массе баков для КРТ, составляющей 15% от массы топлива), а вот для достижения того же значения v_x0 при использовании способа-прототипа необходимо, чтобы - при всех остальных неизменных параметрах - масса баков с КРТ была бы равна 3,3% от общей массы топлива, что при современном уровне развития материаловедения просто невозможно.

Итак, предложенный способ позволяет создавать одноступенчатые ракеты-носители, выводящие полезные нагрузки сразу на низкие околоземные орбиты, причем - со значительными массами.

Так, например, возможно использование в качестве единственного разгонного блока такой одноступенчатой ракеты-носителя блока Ц, от разработанной в СССР ракеты-носителя «Вулкан» (см. книгу «Триумф и трагедия “Энергии”», автор - ее главный конструктор Б.И. Губанов, том 3, глава «Перспективный ряд ракет-носителей», раздел, посвященный ракете «Вулкан»; страница не указывается, так как был использован электронно-цифровой вариант книги, свободно распространяемый в Сети). Этот блок (без 8 боковых блоков А) необходимо лишь дооборудовать еще четырьмя ракетными двигателями (желательно, усовершенствованными, разработанными в конце 80-х годов, а не теми, которые использовались в летных образцах ракеты-носителя «Энергия») РД-0120, что необходимо для обеспечения превышения суммарной стартовой тяги от всех восьми РД-0120 стартового веса такой ракеты-носителя.

Усовершенствованный РД-0120 (см. статью «О маршевом кислородно-водородном двигателе РД-0120» на www.buran.ru/htm/11-3.htm) имеет следующие характеристики: тяга у земли - 224 тонны; тяга в вакууме - 230 тонн; удельный импульс у земли - 443 с; удельный импульс в вакууме - 460,5 с.

Стартовая масса указанного (разработанного) блока Ц - 934 тонны; масса конструкции - 89,7 тонн; рабочий запас топлива - 832 тонны (713 тонн жидкого кислорода и 119 тонн жидкого водорода).

При предлагаемой модернизации блока Ц - с учетом массы 4 дополнительных РД-0120 и с учетом и того, что при этом при использовании предложенного способа будет реализовано значение k=0,15 (это заведомо завышенная его величина), и того, что масса узлов (устройств) для удаления и сброса избыточной массы и донных частей баков будет равна, например, 12 тоннам (М_К.ОСТ=12) - общая начальная масса модернизированного блока Ц (без топлива) составит 164,8 тонн; масса его после окончания разгона будет равна 40 тоннам.

В итоге общая стартовая масса (заправленного КРТ) модернизированного блока Ц (без блока полезной нагрузки) станет равной 996,8 тоннам.

Значение v_x0 назначим равным 8000 метрам в секунду. Тогда при скорости истечения продуктов сгорания (u), равной 4500 метрам в секунду, доставляемая при использовании предложенного способа на необходимую траекторию масса полезной нагрузки будет равна 102,278 тоннам, а значение массового коэффициента полезного действия (К_МПД) будет равно 0,093 (что более чем в 2 раза больше, чем у ракеты-носителя «Энергия», и в 3 раза больше, чем у «Протона-М»).

Предложенный способ позволяет существенно (по самым грубым оценкам, примерно в 2 раза) уменьшить стоимость космических запусков и, следовательно, существенно снизить удельную стоимость выведения в космос одного килограмма полезного груза.

1. Способ разгона ракеты-носителя на активном участке ее траектории, заключающийся в том, что его осуществляют путем продуцирования реактивных сил от действия ракетных двигателей, во время всего того промежутка времени, когда осуществляют разгон, отличающийся тем, что на активном участке траектории производят постоянное удаление становящихся излишними, избыточными и ненужными для осуществления дальнейшего полета частей баков для компонентов ракетного топлива - в особенности их верхних, уже не несущих компонентов, частей - и излишних частей несущих элементов конструкции ракеты-носителя и сбрасывают их - например, в виде стружки или порошка - во внешнее пространство.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что постоянное ежесекундное удаление становящейся излишней массы ракеты-носителя производят пропорционально текущему общему массовому расходу компонентов ракетного топлива.