Ракета космического назначения легкого класса с высокой степенью заводской готовности к пусковым операциям и многоразовой первой ступенью

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетах космического назначения лёгкого класса (РКН ЛК). РКН ЛК на нетоксичных компонентах топлива с высокой степенью заводской готовности к пусковым операциям с определенным составом, весогабаритными и техническими параметрами, необходимыми для осуществления авиационной транспортировки полностью собранной и испытанной в заводских условиях РКН ЛК, содержит спасаемые ракетный блок или двигательную установку первой ступени, воздушно-космическую парашютную систему. Изобретение позволяет сократить время предстартовой подготовки РКН ЛК к пуску. 5 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для решения задачи по созданию ракетоносителя легкого класса высокой заводской готовности (РКН ЛК ВЗГ) с многократным использованием ракетного блока первой ступени (РБ 1ст.). РКН ЛК обеспечивает выведение космических аппаратов легкого и сверхлегкого класса массой от 100 кг до 1500 кг на круговые орбиты с высотой Н_кр от 200 км до 1500 км без ограничений по трассам запуска, с исключением районов падения РБ 1ст., при ее организованном спуске на воздушно-космической парашютной системе (ВКПС) с вертолетным подхватом или мягкой посадкой (патенты RU 113240 U1 и RU 2495802 С2 с приоритетом от 17.03.2011 г.).

Спасение РБ 1ст. для ее последующего многократного использования реализуется за счет парашютного спуска на ВКПС по всей траектории снижения с конечной скоростью не более 8 м/с, обеспечивающей вертолетный подхват или мягкую посадку на участках приземления. Спасение РБ 1ст. позволяет обеспечить ее комплектование многоразовыми ракетными двигателями и решать задачу многоразового использования ее модульной части в составе: баков, сухих отсеков, арматуры, коммутационных приборов и других элементов.

Проектные параметры РКН ЛК ВЗГ выбираются с учетом ограничений, накладываемых на траекторию активного участка работы РБ 1ст. условиями надежной работы ВКПС при вводе больших куполов на гиперзвуковых скоростях и температурного нагружения их элементов. При этом одновременно решается задача обеспечения энергетических характеристик РКН по выведению на заданные орбиты полезных грузов требуемой массы.

Интегральное решение данных задач для РКН ЛК ВЗГ определило их массогабаритные параметры, которые благоприятно сочетаются с тактико-техническими характеристиками (ТТХ) транспортных самолетов типа Ил-76-МДФ и АН-124-100 «Руслан».

Таким образом, обеспечивается воздушная транспортировка полностью собранной РКН ЛК ВЗГ с завода-изготовителя после ее комплексных приемо-сдаточных испытаний на космодром с непосредственной доставкой на стартовый комплекс для проведения работ только пускового цикла (2-3) дня. При этом исключается традиционный этап технологии подготовки РКН на техническом комплексе космодрома продолжительностью 10-15 дней.

В настоящее время все создаваемые и эксплуатируемые РН доставляются на космодромы железнодорожным или морским транспортом («Зенит - 3SL, «Союз-СТ» на ГКЦ-Куру) в течение длительного времени. Такая схема доставки, помимо дополнительной нагрузки при погрузке и выгрузке РН, подвергает ее элементы длительным циклическим нагрузкам при ж/д или морской транспортировке. После чего необходимо проведение полного комплекса проверочных электрических и пневмогидравлических испытаний и учета дополнительных коэффициентов безопасности при расчетах элементов конструкции РН на прочность для случаев ж/д транспортировки и погрузочно-перегрузочных работ.

В настоящее время широко применяется авиационная доставка космических аппаратов (КА) на космодромы. Кроме обеспечения оперативной доставки этот способ транспортировки реализует необходимые для оптимизации характеристик КА расчетные параметры нагружения.

РКН легкого класса с применением ВКПС характеризуется следующими параметрами.

Массогабаритные параметры РКН ЛК ВЗГ

Длина РКН≈24-28 м

Диаметр РКН≈2,7-3 м

Масса конструкции РКН≈13-15 т

Тактико-технические характеристики тяжелых транспортных самолетов:

ИЛ-76-МДФ

Масса транспортируемого полезного груза ≈56 т

Габаритные размеры погрузки фюзеляжа: длина - 24 м, диаметр - 3,4 м

Дальность полета с грузом 52 т не менее 5000 км.

Высота полета до 11 км.

АН-124-100

Масса транспортируемого полезного груза ≈120 т.

Габаритные размеры погрузки фюзеляжа: длина - 36 м, высота -4 м, ширина до 6,5 м.

Дальность полета с грузом 80 т не менее 7500 км. Высота полета до 11,6 км.

Оценка характеристик РКН ЛК ВЗГ и транспортных самолетов показывает, что гарантировано обеспечивается авиатранспортировка РКН с необходимым контрольным оборудованием на космодромы запуска (Аэродром «Юбиленый» космодрома «Байконур» обеспечивает прием указанных самолетов и обслуживание их по разгрузке и погрузке подобных массогабаритных грузов.)

Аналогами для спасаемого РБ 1ст. РКН ЛК ВЗГ являются:

спасаемые целиком РБ 1ст. массой 36 т РКН «Энергия» «Технический проект ОАО РКК «Энергия»;

спасаемые целиком РБ 1ст. массой 10 т РКН «Ангара» «Проектные проработки ГНП РКЦ им.Хруничева («Новости космонавтики» 2002 г. №3).

В указанных аналогах для выполнения основной задачи по парашютированию РБ 1ст. с высоты примерно 5 км применяется парашютная система из традиционных текстильных капроновых материалов с температурным диапазоном работы от -60°C до 60°C. Для обеспечения сохранности корпуса РБ 1ст., выполненного из тонколистового алюминиевого сплава, необходима его термоизоляция с элементами тепловой защиты, предохраняющей его от термодинамического воздействия набегающего потока и аэродинамическая стабилизация для обеспечения ориентированного входа в плотные слои атмосферы. Применение элементов тепловой защиты и аэродинамической стабилизации дополнительно к основной ПС спасения РБ 1ст. ухудшает весовое совершенство конструкции и, как следствие, уменьшает значение основного целевого параметра РКН - его энергетические возможности по массе выводимого на орбиту груза.

За счет применения различных элементов, каждый из которых выполняет свою узкую функцию, система спасения, в целом, имеет повышенную массу и габариты по сравнению с применяемой в заявляемой РКН ЛК ВЗГ - ВКПС. Снабженные ВКПС РБ первой ступени не нуждаются в дополнительной наружной теплоизоляции корпуса и средствах аэродинамической стабилизации, так как парашюты ВКПС выполнены из термостойких и термопрочных текстильных материалов, имеют рабочий диапазон температуры от -60°C до 1300°C и выполняют целевые функции на одних и тех же парашютах, как по стабилизации РБ сразу после отделения от РКН на высотах 60-80 км, так и по торможению на гиперзвуковых скоростях в разреженных верхних слоях атмосферы на восходящей и нисходящей частях траектории (уменьшения траекторного угла от +25° до -90°) с выходом на вертикальный спуск к высоте 40 км на дозвуковых скоростях и вертикальное снижение РБ 1ст. в течение примерно 30 минут до вертолетного подхвата или приземления его со скоростью не более 8 м/с (RU 113240 U1 и RU 2495802 C2 с приоритетом от 17.03.2011 г.).

Практический интервал времени для выхода вертолета в точку подхвата по схеме действия спасения РБ 1ст. РКН «Ангара» весьма мал и составляет не более 7 минут, что вызывает большие затруднения для экипажа вертолета подхвата по визуальному контакту и его выходу в точку подхвата.

Специалистами вертолетного завода им.Миля условия подхвата РБ 1ст для РКН ЛК с ВКПС: а именно вертикальная скорость не более 10 м/с на высоте 3 км, масса не более 5 т и, особенно, длительный временной интервал порядка 30-35 минут визуального сопровождения с высот порядка 30-40 км до высот вертолетного подхвата 2-3 км - оценены как параметры, однозначно обеспечивающие техническую реализацию режима подхвата на имеющихся серийных вертолетах МИ-8Т.

Малая скорость вертикального снижения позволяет применять отработанную технологию визуализации места положения объекта с маяком («трекером») систем геопозиционирования «ГЛОНАСС - GPS» с определением места положения РБ 1ст. - ВКПС в условиях ограниченной видимости вертолетного подхвата и наземного поиска.

Как вариант, возможно разделение РБ 1ст. после его отделения на двигательный отсек (ДО) и баковый отсек (БО) для уменьшения скорости и нагрузки на ВКПС при снижении наиболее дорогостоящей части - ДО. Менее ответственная часть - БО может снижаться с повышенной скоростью на однокупольной ВКПС меньшей площади. При таком раздельном спуске общая масса и площадь ВКПС также уменьшается.

Таким образом, сущность изобретения и достижение заявляемых отличий и преимуществ РКН ЛК ВЗГ по сравнению с указанными аналогами заключаются в следующем:

- спасение первой ступени или ее двигательной установки (ДУ) за счет применения системы спасения в составе РБ на базе ВКПС;

- создание РКП высокой заводской готовности за счет оптимизации конфигурации и весогабаритных параметров РКН ЛК под авиационную транспортировку;

- обеспечение реализации РКН с завода-изготовителя непосредственно на стартовый комплекс космодрома;

- проведение только пристартовой подготовки РКН к пуску.

Осуществление предложенных отличий и преимуществ данного изобретения реализуется при проектировании и создании РКН ЛК вместо одноразовых РКН типа «Космос», «Рокот», «Днепр», работающих на токсичных компонентах ракетных топлив и имеющих ограничения по техническому ресурсу их применения.

Сущность изобретения поясняется чертежами.

На фиг. 1 представлен общий вид РКН ЛК ВЗГ. РБ 1ст. - 1, баковый отсек РБ 1 ст. (БО) - 2, двигательный отсек РБ 1ст. (ДО) - 3, контейнеры с основными парашютами ВКПС - 4, контейнер с малым парашютом ВКПС и системой подхвата вертолетом - 5, РБ 2 ст. - 6, КГЧ-(ГО - 7, апогейно-разводной бак и полезная нагрузка - 8).

На фиг. 2 показана компоновка контейнеров с основными парашютами ВКПС - 4 на ДО РБ 1ст. - 3 РКН ЛК ВЗГ, контейнер с малым парашютом ВКПС и системой подхвата вертолетом - 5.

На фиг. 3 представлена схема работы ВКПС с РБ 1ст. РКН ЛК ВЗГ. РБ 1ст. - 1, РБ 2 ст. - 6, КГЧ-(ГО - 7, апогейно-разводной блок и полезная нагрузка - 8), парашют системы подхвата ВКПС - 9, основной парашют многокупольной ВКПС - 10, вертолет подхвата - 11. Для сведения указаны расчетные параметры варианта движения РКН на момент разделения ступеней. Время разделения ступеней совпадает с началом ввода ВКПС в действие и условно принято за 0 с.

На фиг. 4 представлена схема работы ВКПС с разделением на БО и ДО для РБ 1ст. РКН ЛК ВЗГ. Разделение корпуса РБ 1 ст. - 1 на БО-2 и ДО-3 происходит после отделения от второй - 6 и третьей ступеней - 7, 8 РКН ЛК ВЗГ. Парашют системы подхвата ВКПС - 9, основной парашют многокупольной ВКПС - 10, вертолет подхвата - 11, однокупольная ВКПС с основным парашютом ВКПС - 10 БО-2. Для сведения указаны расчетные параметры РКН на момент разделения ступеней. Время разделения ступеней совпадает с началом ввода ВКПС в действие и условно принято за 0 с.

На фиг. 5 приведен общий вид ВКПС с вертолетного подхвата ДО РБ 1 ступени РКН ЛК ВЗГ. ДО РБ 1ст - 3, парашют системы подхвата ВКПС площадью 20-50 м² - 9, основной парашют площадью 500 м² многокупольной ВКПС - 10, ловитель тросовой петли вертолета - 12, силовое звено транспортировки ДО вертолетом - 13, узлы автоотцепки - 14 основных парашютов от ДО (при переходе основной нагрузки от ДО-3 на ловитель тросовой петли вертолета - 12 и 13).

Ракета космического назначения легкого класса (РКН ЛК) на нетоксичных компонентах топлива с высокой степенью заводской готовности к пусковым операциям на стартовом комплексе космодрома, со спасаемым ракетным блоком (РБ) первой ступени или его двигательной установки, отличающаяся тем, что для выполнения требований высокой степени заводской готовности определен состав, весогабаритные и технические параметры РКН ЛК, обеспечивающие авиационную транспортировку полностью собранной и испытанной в заводских условиях РКН с завода-изготовителя на космодром с последующей ее доставкой непосредственно на стартовый комплекс, а для спасения РБ первой ступени или его двигательной установки РКН оснащается воздушно-космической парашютной системой.