Способ применения ракеты-носителя на активном участке её траектории



Способ применения ракеты-носителя на активном участке её траектории
Способ применения ракеты-носителя на активном участке её траектории

 


Владельцы патента RU 2580345:

Корабельников Анатолий Тимофеевич (RU)
Корабельников Александр Тимофеевич (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при разгоне ракеты-носителя (РН) с параллельным расположением баков для различных компонентов ракетного топлива. При старте РН включают в действие все жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) первой ступени, осуществляют снабжение компонентами ракетного топлива всех ЖРД ступени от центрального бака, содержащего один из компонентов, и от одного бокового бака, содержащего второй компонент, осуществляют перекрытие топливных магистралей после полного исчерпания в боковом баке всего запаса КРТ, производят сброс бокового бака вместе с размещенными на нем ЖРД, переключают снабжение всех оставшихся ракетных двигателей вторым компонентом от другого бокового бака с КРТ, повторяют операции перекрытия топливных магистралей, сброса бокового бака и переключения топливных магистралей до полного исчерпания всех запасов всех КРТ во всех баках РН соответствующей ступени. Изобретение позволяет увеличить массу полезной нагрузки (ПН) и скорость РН при прежней массе ПН. 8 ил.

 

Предлагаемое техническое решение относится к ракетной технике, а именно к проблематике проектирования и конструирования ракет-носителей и способам организации их функционирования на активных участках их траекторий.

Известна твердотопливная ракета-носитель, содержащая твердотопливный ракетный двигатель и прикрепленную к нему полезную нагрузку, в качестве которой применен либо собственно блок полезной нагрузки, либо, по крайней мере, еще одна ступень с ее полезной нагрузкой - см., например, изобретение РФ №2072952, B64G 1/14, от 18.10.1993 г. Указанная ракета-носитель имеет продольно-соосное, последовательное размещение блока полезной нагрузки и твердотопливных ракетных двигателей (ступеней).

Недостатком указанного технического решения являются невысокие значения как величин масс блоков полезной нагрузки, приобретающих необходимые значения скорости в конечной точке активного участка траектории, так и незначительные величины коэффициента выведения (Кв), равного отношению массы блока полезной нагрузки к общей стартовой массе ракеты-носителя.

Известны также ракеты-носители (в общем случае многоступенчатые), использующие жидкие компоненты ракетных топлив (КРТ) и содержащие в своей конструкции баки с КРТ, жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) и блоки полезной нагрузки - см., например, изобретение РФ №2149125, B64G 1/14, от 09.08.1999 г., заявитель корпорация «Энергия». Такие ракеты-носители обладают более высокими техническими характеристиками по сравнению с твердотопливными ракетоносителями - как по массам, доставляемым на заданные траектории, полезных грузов, так и по значениям Кв. Так, например, лучшая по величине Кв из эксплуатируемых в настоящее время ракет-носителей - ракета «Протон-М» имеет значение Кв, равное 0,031 (см. www.habrahabr.ru/sandbox/81929/ и www.vedomosti.ru/news/11032611/intervvu…).

Но на современном этапе развития ракетной техники и достигнутые к настоящему времени указанные эксплуатационно-технические характеристики современных жидкостных ракет-носителей являются уже недостаточными.

Наиболее близким по технической сущности по отношению к заявляемому техническому решению (его прототипом) является советская ракета-носитель «Энергия» (см., например, книгу «Триумф и трагедия «Энергии»»; автор - главный конструктор ракеты-носителя «Энергия» Б.И. Губанов; том 3; страница не указывается, так как был использован электронно-цифровой вариант книги, свободно распространяемый в Сети). Эта ракета-носитель состояла из центрального несущего блока Ц, который включал в свой состав корпус и последовательно (друг над другом) размещенные баки для жидкого водорода и жидкого кислорода, и 4-х одинаковых боковых блоков А, прикреплявшихся к центральному блоку Ц. Каждый блок А включал в свой состав последовательно размещенные баки для керосина и жидкого кислорода. На блоке Ц размещались ракетные двигатели РД-0120, а на блоках А - РД-170. К блоку Ц сбоку прикреплялся и блок полезной нагрузки массой до 100 тонн. Стартовая масса этой ракеты-носителя - 2300 тонн.

Одна из перспективных модификаций ракеты-носителя «Вулкан», создававшейся на базисе ракеты-носителя «Энергия», обеспечивала возможность выведения на низкие околоземные орбиты полезных нагрузок с массами до 500 тонн (см. указанную выше книгу)!

Недостатком прототипа, т.е. ракеты-носителя «Энергия» (как и всех перспективных носителей, разработанных на ее основе - в том числе и ракеты-носителя «Вулкан») является невысокое значение коэффициента выведения Кв, равное 0,043 (см., например, www.habrahabr.ru/sandbox/81929/ и www.vedomosti.ru/news/11032611/intervyu…), хотя это значение до СИХ пор не превзойдено… Но объективные законы развития технических систем и потребности ракетно-космической техники делают актуальной и настоятельно насущной необходимость увеличения Кв хотя бы в 1,5 раза.

Целью предлагаемого технического решения является увеличение указанного коэффициента выведения (Кв) (либо увеличение скоростей - при прежней массе полезной нагрузки, достижение которых становится возможным при применении предложенного технического решения).

Указанная цель достигается за счет того, что в предлагаемой ракете-носителе, содержащей блок жидкостных ракетных двигателей, полезную нагрузку и баки для компонентов ракетного топлива, баки для разных компонентов ракетного топлива выполнены конструктивно изолированными - в виде отдельных блоков - и расположены параллельно друг другу параллельно продольной оси ракеты-носителя, образуя совокупность параллельно расположенных блоков.

Каждый бак в предлагаемой ракете-носителе - это, конструктивно, отдельный блок этой ракеты-носителя. Особо следует отметить, что каждый из расположенных параллельно (вдоль ее продольной оси) таких отдельных блоков предназначен, в соответствии с заявляемым, для хранения только лишь одного из компонентов ракетного топлива. Во всех известных конструкциях жидкостных ракет-носителей каждый блок содержит и бак с окислителем, и бак с горючим. Указанное обстоятельство и параллельное (а не соосно-последовательное, как во всех известных ракетах-носителях) размещение всех баков-блоков одной ступени являются главными отличительными признаками заявленного технического решения (всех его вариантов).

Второй вариант осуществления предлагаемой ракеты-носителя, содержащей блок жидкостных ракетных двигателей, полезную нагрузку и баки для компонентов ракетного топлива, имеет следующие особенности: баки для компонентов ракетного топлива выполнены соосными, причем один из баков для одного из компонентов ракетного топлива размещен внутри бака для второго компонента ракетного топлива, и при этом нижние и верхние части, по крайней мере, одного бака скреплены с - соответственно - блоком жидкостных ракетных двигателей и полезной нагрузкой, а стенки внутреннего бака являются также и внутренними стенками внешнего бака.

Третий вариант осуществления предлагаемой ракеты-носителя, содержащей блок жидкостных ракетных двигателей, полезную нагрузку и баки для компонентов ракетного топлива, имеет следующие особенности: к центральному продольно-осевому баку для одного из компонентов ракетного топлива прикреплены не менее одного полуцилиндрического или полуэллиптического бака для второго из компонентов ракетного топлива, при этом стенки центрального бака являются общими и для самого центрального бака, и для внутренних частей каждого из соответствующих прилегающих боковых баков.

Ракета-носитель по каждому из указанных выше вариантов ее осуществления дополнительно выполняется так, что баки для разных компонентов ракетного топлива выполнены разными по длине.

Ракета-носитель, реализованная в соответствии с указанным выше, дополнительно выполняется так, что, по крайней мере, один бак выполнен несущим и его нижние и верхние части соединены с - соответственно - блоком жидкостных ракетных двигателей и полезной нагрузкой.

Ракета-носитель, реализованная в соответствии с указанным выше, дополнительно выполняется так, что внутренний (центральный) бак выполнен несущим.

Ракета-носитель, реализованная в соответствии с указанным выше, дополнительно выполняется так, что каждый из баков с соответствующим компонентом ракетного топлива содержит свой блок жидкостных ракетных двигателей; топливные магистрали каждого жидкостного ракетного двигателя соединены с каждым из баков с компонентами ракетного топлива, при этом общее количество жидкостных ракетных двигателей устанавливают таким, чтобы их суммарная тяга превосходила стартовую массу ракеты-носителя.

Ракета-носитель, осуществленная в соответствии с указанным выше, дополнительно реализованная так, что она выполнена многоступенчатой.

Способ применения ракеты-носителя, изготовленной в соответствии с указанным выше, с параллельным и не соосным расположением баков для различных компонентов ракетного топлива и выполнением бака для одного (первого) компонента ракетного топлива - например, жидкого водорода - центральным, выполнением хранилища для второго компонента ракетного топлива - например, жидкого кислорода - в виде, по крайней мере, двух отдельных баков, симметрично расположенных вокруг центрального бака и при этом и на центральном, и на боковых баках размещены жидкостные ракетные двигатели, отличающийся тем, что при старте ракеты-носителя включают в действие все жидкостные ракетные двигатели - например, первой ступени, - но при этом снабжение всех жидкостных ракетных двигателей ступени осуществляют от центрального бака, содержащего один из компонентов, и только от одного - заданного - из всех боковых баков, содержащих второй компонент, затем, после полного исчерпания в указанном боковом баке всего запаса содержавшегося в нем компонента, осуществляют перекрытие топливных магистралей, соединяющих жидкостные ракетные двигатели, размещенные на указанном баке, с иными баками и ЖРД и производят сброс данного бака вместе с размещенными на нем жидкостными ракетными двигателями, и переключают снабжение всех оставшихся ракетных двигателей вторым компонентом от второго бокового бака с этим компонентом, после полного исчерпания и в нем всего запаса содержавшегося в нем компонента, осуществляют те же операции, которые осуществлялись с первым боковым баком, и производят сброс второго бокового бака - вместе с размещенными на нем ракетными двигателями, - затем переключают снабжение всех оставшихся ракетных двигателей вторым компонентом из третьего бокового бака с этим компонентом и указанные операции повторяют до полного исчерпания всех запасов всех компонентов во всех баках ракеты-носителя (ее соответствующей ступени).

Предлагаемое иллюстрируется чертежами на фигурах 1-8.

На фиг. 1 приведен продольный разрез одного из вариантов конкретной конструкции предлагаемой ракеты-носителя.

На фиг. 2 приведен поперечный разрез (вид А-А) варианта ракеты-носителя, изображенного на фиг. 1.

На фиг. 3-8 приведены поперечные разрезы нескольких иных вариантов осуществления конструкции предлагаемой ракеты-носителя. Продольные разрезы (или виды сбоку) не приводятся из-за их очевидности, нулевой информативности и, поэтому, ненужности. На фиг. 3-8 все баки изображены не заправленными КРТ.

На фиг. 1 и 2 приведены (соответственно) продольный и поперечный (вид А-А) разрезы варианта исполнения ракеты-носителя предлагаемой конструкции, характерной особенностью которой является параллельное расположение (в виде пакета баков-блоков, параллельных продольной оси ракеты-носителя) вдоль продольной оси двух баков 1 и 2 для одного из КРТ 3 (например - окислителя) и двух баков 4 и 5 для второго КРТ 6 (например - горючего). Силовая балка (или ферма) 7 расположена параллельно указанным бакам и выполняет в данном варианте реализации ракеты-носителя роль несущей силовой конструкции. Балка 7 предназначена для передачи усилий тяги от блока ЖРД 8 к полезной нагрузке 9 (при этом в качестве полезной нагрузки, в общем случае, может быть следующая ступень ракеты-носителя, а не непосредственно полезный груз). Баки-блоки 1, 2, 4 и 5 выполнены в данном варианте конструкции не несущими и, поэтому, могут быть изготовлены максимально облегченными по массе. В данном варианте нижние части всех баков соединены с блоком ЖРД 8, а их верхние части - с полезной нагрузкой 9.

Каждый бак-блок представляет собой только одну емкость только для одного из КРТ.

Предлагаемая ракета-носитель с параллельным размещением вдоль ее продольной оси изолированных (отдельных), а также жестко связанных в единую конструкцию баков-блоков может быть реализована и в иных вариантах компоновки (взаимного расположения) баков.

Некоторые иные варианты (из множества возможных) представлены на фиг. 3-8.

Предлагаемая ракета-носитель может быть осуществлена в виде (см. фиг. 3) несущего центрального бака 10 для одного из КРТ и прикрепленных к нему двух боковых баков 11 и 12 для второго КРТ. При этом баки 11 и 12 могут отличаться по длине от бака 10.

Предлагаемая ракета-носитель может быть осуществлена также в виде (см. фиг. 4) одного несущего центрального бака 13 для одного из КРТ и прикрепленных к нему четырех боковых баков 14 для второго КРТ. При этом боковые баки могут отличаться по длине от бака 13.

Предлагаемая ракета-носитель может быть осуществлена также в виде (см. фиг. 5) соосно скомпонованных баков - с размещением бака для одного из КРТ внутри бака для второго КРТ, а именно: бак 15 размещен в этом варианте внутри бака 16. В данной конструкции стенки бака 15 выполняют роль внутренней стенки для внешнего бака 16, что позволяет уменьшить общую массу баков. При этом, при соосном расположении полезной нагрузки и указанных баков, несущим может быть выполнен только внутренний бак, что позволит также существенно уменьшить суммарную массу баков. Кроме того, при боковом (как, например, в комплексе «Энергия» - «Буран») размещении полезного груза и центральный бак может быть выполнен не несущим и существенно облегчен. Баки 15 и 16 также могут иметь разную длину.

Предлагаемая ракета-носитель может быть осуществлена также в виде (см. фиг. 6) двух жестко связанных в единую конструкцию баков: бака 17 (для одного из КРТ) и бака 18 (для второго КРТ). В данном варианте баки 17 и 18 имеют общую плоскую внутреннюю стенку 19, что также позволят снизить суммарную массу баков. При этом несущим элементом может быть не только один из баков, но и только некоторая часть одного из баков или, например, часть разделительной стенки 19. Возможен также вариант с боковым расположением полезного груза - с прикреплением его к баку 17 - диаметрально противоположно относительно бака 18.

Предлагаемая ракета-носитель может быть осуществлена также в виде (см. фиг. 7) жестко связанных в единую конструкцию баков: центрального цилиндрического бака 20 (для одного из КРТ) и боковых баков 21, 22, 23 и 24 (для второго КРТ). В данной конструкции соответствующие части стенок центрального цилиндрического бака 20 будут также выполнять роль внутренних стенок баков 21, 22, 23 и 24.

Предлагаемая ракета-носитель может быть осуществлена также в виде (см. фиг. 8) жестко связанных в единую конструкцию баков: нецилиндрического центрального бака (для одного из КРТ) 25 с плоскими стенками 26 и боковых баков 27, 28, 29 и 30 (для второго КРТ). В данной конструкции плоские стенки 26 бака 25 будут также выполнять роль внутренних стенок баков 27, 28, 29 и 30.

Внешние стенки вариантов ракет-носителей с боковыми баками, представляющими единые (интегрированные) конструкции с центральными баками (см. фиг. 6, 7 и 8), могут быть, например, полуцилиндрическими или полуэллиптическими. Для определения наиболее рациональных (обеспечивающих минимальную суммарную массу баков) форм и внешних, и внутренних (общих) стенок боковых баков необходимо (в каждом конкретном случае) использовать методы вариационного исчисления.

Число баков в различных реализациях предлагаемой ракеты-носителя может быть различным.

Жидкостные ракетные двигатели (блоки ЖРД) могут размещаться как только под одним из баков, так и под только некоторыми из отдельных баков-блоков, а также и под каждым из баков-блоков.

Предлагаемое техническое решение (его варианты) позволяет уменьшить суммарную массу баков-блоков каждой ступени (и, следовательно, увеличить реально реализуемые значения Кв) за счет следующих факторов:

1. Исключения переходных отсеков, связывающих в ракетах-носителях традиционных конструкций расположенные друг над другом (последовательно) баки с разными КРТ.

2. Только один бак-блок (например - центральный) может быть выполнен в предлагаемых ракетах-носителях несущим.

3. При выполнении несущим только одного бака-блока остальные баки-блоки, не выполняющие силовых несущих функций, будут иметь существенно меньшие массы.

4. Исключения необходимости в достаточно массивных трубопроводах, соединяющих в ракетах-носителях традиционных конструкций верхний бак с блоком ЖРД и проходящих сквозь весь нижний бак.

5. Ввиду меньших размеров несущего бака-блока (при оптимизации его геометрических характеристик) его масса также будет меньше.

6. При соосно-параллельном размещении баков для разных КРТ (когда бак для одного из КРТ расположен внутри бака со вторым КРТ) только внутренний бак может быть выполнен несущим, что также позволяет существенно уменьшить общую массу.

7. При боковом (как у ракеты-носителя «Энергия») размещении блока полезной нагрузки все баки-блоки могут быть выполнены не несущими.

8. При соосно-параллельном размещении баков для разных КРТ при использовании на ракете-носителе жидкого водорода и жидкого кислорода внутренний бак целесообразно выполнять жидководородным, а внешний - жидкокислородным, что позволяет осуществить своеобразную «каскадную» термоизоляцию для криогенного внутреннего жидководородного бака (реализовать совмещение функций в теплозащите), в качестве которой будут: а) термоизоляция для внешнего жидкокислородного бака, б) собственно сам жидкий кислород во внешнем баке и в) термоизоляция для внутреннего жидководородного бака. Указанное обстоятельство позволяет существенно уменьшить массу термоизоляции для криогенного внутреннего жидководородного бака.

9. При выполнении внутренних стенок внешних баков, параллельно расположенных относительно центрального бака, общими и для центрального бака, и для соответствующих внешних баков суммарная их масса будет существенно меньше, чем у прототипа.

10. Концентрическое (относительно внутреннего бака) расположение внешнего бака позволит уменьшить массу волногасящих элементов (если они необходимы) внутри внешнего бака.

11. При рациональном размещении ЖРД (если их несколько) относительно баков-блоков будет достигнуто уменьшение общей массы топливных магистралей, соединяющих отдельные ЖРД с баками с КРТ. Это будет обусловлено тем, что каждый отдельный ЖРД будет соединен напрямую коротким патрубком с ближайшим отводом от днища соответствующего бака или с несколькими (в разных местах) отводами от днищ баков.

Указанные факторы, а также осуществление предложенного способа, позволяют достичь заявленной цели - существенного увеличения достигаемого при использовании заявленного технического решения коэффициента выведения Кв.

Функционирование (осуществление рабочего процесса, для выполнения которого и создаются все ракеты-носители) заявленного объекта (его всех вариантов реализации) происходит следующим образом (стандартным для любых видов и конструкций ракет-носителей): при старте с земли или при начале работы определенной (следующей) его ступени включают в работу все его ЖРД, которые снабжают КРТ из соответствующих баков-блоков, и осуществляют разгон (до полного исчерпания КРТ) ракеты-носителя и ее полезной нагрузки. Если ракета-носитель выполнена многоступенчатой, то ее разгон (рабочее функционирование) осуществляют путем последовательного функционирования всех ее ступеней.

При размещении ЖРД на каждом баке-блоке (и, подобным же образом, на каждой ступени) предлагаемой ракеты-носителя осуществляют следующий способ ее рабочего функционирования.

При старте ракеты-носителя включают в действие все жидкостные ракетные двигатели - например, первой ступени, - но при этом снабжение компонентами ракетного топлива всех жидкостных ракетных двигателей ступени осуществляют от центрального бака, содержащего один из компонентов, и только от одного - заданного - из всех боковых баков, содержащих второй компонент, затем, после полного исчерпания в указанном боковом баке всего запаса содержавшегося в нем компонента, осуществляют перекрытие топливных магистралей, соединяющих жидкостные ракетные двигатели, размещенные на указанном баке, с иными баками и ЖРД и производят сброс данного бака вместе с размещенными на нем жидкостными ракетными двигателями, и переключают снабжение всех оставшихся ракетных двигателей вторым компонентом от второго бокового бака с этим компонентом, после полного исчерпания и в нем всего запаса содержавшегося в нем компонента, осуществляют те же операции, которые осуществлялись с первым боковым баком, и производят сброс второго бокового бака - вместе с размещенными на нем ракетными двигателями, - затем переключают снабжение всех оставшихся ракетных двигателей вторым компонентом из третьего бокового бака с этим компонентом и указанные операции повторяют до полного исчерпания всех запасов всех компонентов во всех баках ракеты-носителя (ее соответствующей ступени).

Подобным же способом осуществляют рабочий процесс и при размещении всех ЖРД ступени в одном-единственном блоке, но с той лишь разницей, что в этом случае осуществляют последовательный сброс последовательно опустошаемых в полете отдельных баков-блоков, не содержащих ЖРД. Но, очевидно, что все потенциальные возможности предлагаемого в данном случае не будут реализованы.

В качестве конкретного примера осуществления предлагаемого (и собственно ракеты-носителя, и способа осуществления ее разгона на активном участке ее траектории), а также иллюстрации того, что при этом достигается существенное увеличение коэффициента выведения Кв (т.е. того, что заявленная цель достигается), ниже приведены данные и характеристики одноступенчатой ракеты-носителя с параллельным - относительно ее продольной оси - размещением баков с КРТ (в виде отдельных, конструктивно обособленных, блоков).

Параметры ракеты-носителя выбраны следующие:

1. КРТ - жидкий водород и жидкий кислород.

2. Массы КРТ - в точности такие же, как у центрального жидководородно-жидкокислородного блока Ц советской ракеты-носителя «Вулкан», а именно: масса жидкого водорода - 119 тонн; масса жидкого кислорода - 713 тонн.

3. Жидкий водород размещен в центральном несущем баке, к верхней части которого прикреплен блок полезной нагрузки.

4. К жидководородному баку прикреплены 3 одинаковых бака с жидким кислородом - по 237, (6) тонн в каждом.

5. На каждом из 4-х баков размещены по 2 жидкостных ракетных двигателя (ЖРД) РД-0120, специально модернизированных для ракеты-носителя «Вулкан» и имеющих следующие характеристики: масса одного ЖРД - 3,5 тонны; тяга одного ЖРД у земли - 224 тонны; тяга одного ЖРД в вакууме - 230 тонн; импульс у земли - 443 с (4341,4 метров в секунду); импульс в вакууме - 460,5 с (4512,9 метров в секунду).

6. Топливные магистрали каждого ЖРД соединены с каждым баком с КРТ и имеют необходимые отсечные клапаны.

7. Уровень конструкционного совершенства баков (КСБ) выбран таким же, как у блока Ц указанной ракеты-носителя, а именно - КСБКБКРТ=0,107813, где: МКБ - масса конструкции ее баков (89,7 тонн); МКРТ - общая масса КРТ (832 тонны).

8. Масса жидководородного бака равна 15 тоннам (Кс*119 + запас по прочности).

9. Масса жидководородного бака плюс масса двух ЖРД - 22 тонны.

10. Масса заправленного жидководородного бака плюс масса двух ЖРД - 141 тонна.

11. Масса одного (каждого) жидкокислородного бака равна 25,6234 тоннам.

12. Масса жидкокислородного бака плюс масса двух ЖРД - 32,6234 тонны.

13. Масса одного заправленного жидкокислородного бака плюс масса двух ЖРД - 270,29 тонн.

14. Общая (с 8 ЖРД) всех баков (незаправленных) - 119,87 тонн.

15. Общая масса полностью заправленной КРТ ступени - 951,87 тонн.

16. На активном участке полета осуществляют предложенный способ (на 1-м этапе разгона все ЖРД снабжаются жидким кислородом только от одного, заранее указанного в программе полета, внешнего жидкокислородного бака; после полного его опустошения все оставшиеся ЖРД (6 шт.) переключают на снабжение кислородом только из второго внешнего жидкокислородного бака, а первый бак отсоединяют (вместе с его ЖРД) от ракеты-носителя; после полного опустошения второго бака его сбрасывают (вместе с его ЖРД), а снабжение всех оставшихся ЖРД (4 шт.) осуществляют от третьего внешнего жидкокислородного бака; снабжение ЖРД жидким водородом на всех этапах осуществляют от единственного (центрального) жидководородного бака).

Некоторые «неудобства» от несимметричности ракеты-носителя на 2-м и 3-м этапах разгона (активного участка траектории) легко компенсируется управляемыми по вектору тяги ЖРД РД-0120. Полеты с несимметричной компоновкой ракет-носителей осуществлялись на челноках «Спейс шатл» и комплексах «Энергия» - «Полюс» и «Энергия» - «Буран».

Все параметры по блоку Ц взяты из книги «Триумф и трагедия «Энергии»» (автор - главный конструктор ракеты-носителя «Энергия» 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), а по ЖРД РД-0120 - из статьи «О маршевом кислородно-водородном двигателе РД-0120» на www.buran.ru/htm/11-3.htm.

Ракета-носитель с указанными выше параметрами при характеристической скорости (Vx), равной 8000 м/сек (рассчитываемой по известной формуле Циолковского), позволяет разгонять до указанной скорости полезную нагрузку массой в 102,839 тонн. При этом коэффициент выведения (Кв), равный отношению массы полезной нагрузки к общей стартовой массе ракеты-носителя, равен 0,0975046.

При комплексной оптимизации («ноу хау» - знаю как!) конструкции ракет-носителей, осуществленных в соответствии с предложенными в данной заявке техническими решениями, присущий им коэффициент выведения Кв может быть доведен (при VХ=8000 м/сек) до 0,12-0,14. Для рассмотренного выше конкретного варианта реализации предлагаемой ракеты-носителя - при ее оптимизации - масса полезного груза, разгоняемого до характеристической скорости (Vx), равной 8000 м/сек, может быть доведена до 140-150 тонн (при той же самой, равной 832 тоннам, массе КРТ).

Для сравнения: Кв ракеты-носителя «Протон-М» равен 0,031, а ракет-носителей «Энергия» и «Вулкан» - 0,043.

При использовании в качестве ракеты-носителя только блока Ц от советской ракеты-носителя «Вулкан» (т.е. без 8 боковых блоков А), но дооснащенного еще дополнительно 4 ЖРД РД-0120 (иначе блок Ц просто не сможет оторваться от стартового стола), указанная выше характеристическая скорость будет достигнута при массе полезной нагрузки, равной всего 50,81 тоннам (Кв=0,0508705).

При стартовой массе ракет-носителей, сконструированных в соответствии с предложенным, равной 2000-2500 тоннам, массы выводимых на низкие околоземные орбиты полезных грузов могут достигать 250-300 тонн. Для сравнения: ракета-носитель «Вулкан» (ее наиболее проработанный вариант) при ее стартовой массе в 4747 тонн обеспечивала бы выведение полезных грузов массой до 200 тонн (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) с Кв, равным по-прежнему примерно 0,043.

Как следует из вышеизложенного, предложенные ракеты-носители позволяют выводить значительные по массе полезные грузы на низкие околоземные орбиты даже в их одноступенчатых вариантах реализации.

Техническая (промышленная) осуществимость (применимость) предложенного технического решения (его вариантов) обусловлена (доказывается) тем, что для его реализации могут быть использованы разработки и технологии, созданные (осуществленные, так сказать, «в металле», отработанные до высочайших значений надежности и доведенные до летных образцов) для ракет-носителей «Энергия» и «Вулкан» - в частности, жидкостные ракетные двигатели РД-0120. При использовании современных (созданных за 3 десятилетия, истекших со времени завершения разработки проектов «Энергия» и «Вулкан») материалов и технологий фактически реализуемое значение коэффициента выведения Кв может быть дополнительно существенно увеличено.

Предложенное техническое решение позволяет существенно (в полтора-два раза) увеличить достигаемые при его использовании технические характеристики ракет-носителей: масс выводимых на нужные (заданные) траектории полезных грузов и коэффициента Кв.

Предложенное техническое решение 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.

Следует также отметить, что в варианте исполнения ракеты-носителя в виде одного несущего центрального бака для одного из КРТ (например, жидкого водорода) и прикрепленными к нему несколькими боковыми, не несущими баками-блоками для второго КРТ (например, жидкого кислорода), выполненными с возможностью их отделения в полете, будет обеспечиваться несколько большая безопасность на активных участках траектории: при нештатной ситуации все боковые баки-блоки могут быть сброшены, а блок полезной нагрузки - при необходимости - уведен в сторону и спасен стандартными средствами.

Способ применения ракеты-носителя с параллельным и не соосным расположением баков для различных компонентов ракетного топлива (КРТ) и выполнением бака для одного (первого) компонента ракетного топлива - например, жидкого водорода - центральным, выполнением хранилища (баков) для второго компонента ракетного топлива - например, жидкого кислорода - в виде, по крайней мере, двух отдельных баков, симметрично расположенных вокруг центрального бака и при этом и на центральном, и на боковых баках размещены жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), отличающийся тем, что при старте ракеты-носителя включают в действие все жидкостные ракетные двигатели - например, первой ступени, - но при этом снабжение КРТ всех жидкостных ракетных двигателей ступени осуществляют от центрального бака, содержащего один из компонентов, и только от одного - заданного - из всех боковых баков, которые, в общем случае, выполняют разными по длине и/или объему, содержащих второй компонент, затем, после полного исчерпания в указанном боковом баке всего запаса содержавшегося в нем компонента, осуществляют перекрытие топливных магистралей, соединяющих жидкостные ракетные двигатели, размещенные на указанном баке, с иными баками и ЖРД и производят сброс данного бака вместе с размещенными на нем жидкостными ракетными двигателями, и переключают снабжение всех оставшихся ракетных двигателей вторым компонентом от второго бокового бака с этим компонентом, после полного исчерпания и в нем всего запаса содержавшегося в нем компонента, осуществляют те же операции, которые осуществлялись с первым боковым баком, и производят сброс второго бокового бака - вместе с размещенными на нем ракетными двигателями, - затем переключают снабжение всех оставшихся ракетных двигателей вторым компонентом из третьего бокового бака с этим компонентом и указанные операции повторяют до полного исчерпания всех запасов всех компонентов во всех баках соответствующей ступени ракеты-носителя.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в искусственных спутниках Земли (ИСЗ). ИСЗ содержит силовой корпус в виде кольца с удлинением и передней частью в виде воронки, с кольцевым механическим демпфером с картечью или дробью, с элеронами, аэродинамический кольцевой стабилизатор (КС) в виде пленочного с металлизированной наружной поверхностью рукава с удлинением, гаргротами и кольцевыми ребрами жесткости, с перфорированной диафрагмой, стропы, тросы, дополнительные КС с диафрагмами, реактивную двигательную установку с многосопловыми блоками и рабочим телом в виде холодного газа.

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА) с солнечными батареями (СБ). В способе управления ориентацией СБ определяют углы разгона и торможения СБ и максимальные значения тока, вырабатываемого СБ при работе бортового оборудования в режимах минимального и максимального потребления тока.

Изобретение относится к транспортным средствам и может быть использовано в летательных аппаратах (ЛА). ЛА содержит корпус, два реактивных двигателя внутри корпуса блока управления, прямоугольную камеру с амортизатором, два тугоплавких пружинных клапана с теплоизоляционными прокладками и повернутыми закруглениями, блок управления выдачей топлива с увеличенными интервалами.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при полете ракет. Подают распыленное рабочее тело через форсунки и нагреватель в теплообменную камеру без доступа кислорода под действием поршня и сил инерции, придают основной импульс ракете от разогретого рабочего тела, выходящего из сопла, придают дополнительный импульс ракете за счет воспламенения и сгорания поступившего из сопла рабочего тела в обойме, установленной на стабилизаторах ракеты.

Изобретение относится к области космической техники. Летательный аппарат содержит блок управления с возможностью выдачи порций топлива в виде пачек, амортизатор, выхлопные сопла, поршень, реактивный двигатель поршня и предохранительные амортизационные упоры.

Заявленное изобретение относится к способам питания космического аппарата. Для электропитания космического аппарата обеспечивают совместную работу солнечной батареи и литий-ионной аккумуляторной батареи на бортовую нагрузку, заряжают аккумуляторную батарею от солнечной батареи, измеряют и контролируют основные параметры бортовым комплексом управления с бортовой электронной вычислительной машиной, производят поэлементный контроль напряжений аккумуляторов в аккумуляторной батарее и наличие тока ее разряда.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при компоновке полезной нагрузки (ПН) в космических аппаратах (КА). Устройство компоновки ПН содержит КА и выполнено в виде разделяемой силовой трубы изогридной сетчатой структуры с функцией силовой конструкции корпуса КА, и состоит из частей в зависимости от высоты и количества КА в ПН, с постоянной площадью поперечного сечения в пределах одной части и увеличивающейся площадью поперечного сечения к адаптеру ракеты-носителя (РН).

Изобретение относится к космической технике и может быть применено для реализации программ сведения с геостационарной орбиты (ГСО) вышедших из строя космических аппаратов (КА).

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 относится к космической связи и может быть использовано при проектировании космических систем оперативной связи различного назначения. Технический результат состоит в повышении оперативности, помехоустойчивости и технологичности связи, Для этого глобальная низкоорбитальная космическая информационная система состоит из космического и наземного сегментов, включает в себя КА-абоненты и через телекоммуникационное и информационное пространство связана с потребителями на суше, на воде и в воздухе пользовательского сегмента.

Изобретение относится к космической технике. В способе автоматической ориентации космического аппарата (КА) и солнечной батареи (СБ) при отказе устройства поворота солнечной батареи определяют угловое положение СБ относительно Солнца и связанной с ним системы координат (ССК). Для уменьшения рассогласования между проекцией вектора направления на Солнце и нормалью к рабочей поверхности СБ формируют команды на вращение и прекращение вращения СБ. При отсутствии вращения после выдачи соответствующих команд определяют ближайшее к текущему положению СБ фиксированное положение относительно ССК. Устанавливают фиксированное значение заданного угла, соответствующее ближайшему фиксированному значению относительно ССК, контролируют в течение заданного заранее интервала времени установку СБ в заданное фиксированное положение. Техническим результатом изобретения является продление ресурса функционирования и повышение живучести КА при отказе устройства поворота СБ. 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Уничтожаемая система подачи топлива для спутника включает работающий под давлением бак из алюминиевого сплава совместно с устройством управления топливом из алюминиевого сплава в нем. Устройство управления топливом (УУТ) может обладать любыми известными на современном уровне техники признаками гидравлического транспорта, использующими капиллярное действие и поверхностное натяжение. Избранные внутренние поверхности бака и устройства УУТ покрывают покрытием на основе титана. Изобретение обеспечивает гарантированные смачиваемость и коррозионную стойкость системы доставки топлива при взаимодействии с горючим. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и касается вопросов обеспечения безопасности пуска ракеты. Способ пуска космической ракеты заключается в превентивном выведении на режим предельного или частичного форсирования всех двигателей до отрыва ракеты от стартового стола или в начале движения с уровнем тяги, превышающим номинальный уровень на величину, достаточную для исключения возможности зависания или обратного движения ракеты в случае отказа, по крайней мере, одного неисправного двигателя. По истечении некоторого времени двигатели переводят на номинальный режим работы, а при возникновении отказа, по крайней мере, одного неисправного двигателя выдерживают форсированный режим работы исправных двигателей. Техническим результатом изобретения является повышение безопасности пуска ракеты, повышение надежности выполнения полетного задания и снижение вероятности повреждения стартовых сооружений.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для передачи телеметрической информации со спускаемого космического аппарата (СКА). Устройство передачи телеинформации со СКА содержит камеру телезонда с теплозащитной оболочкой, телезонд, крышку камеры, два вышибных заряда. Число телезондов в капсуле определяется временными промежутками, через которые требуется передавать телеинформацию. Изобретение позволяет передавать текущую телеинформацию важнейших параметров с борта СКА в ЦУП или в поисково-спасательные службы. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно, к конструкции ракетных разгонных блоков. Ракетный разгонный блок содержит криогенный бак окислителя и бак горючего в виде сегментов полого тора, двухконтурную ферму, корпусной отсек и маршевый двигатель. К нижнему шпангоуту наружного контура двухконтурной фермы пристыкован корпусной отсек. К шпангоуту внутреннего контура двухконтурной фермы присоединено силовое кольцо, на которое установлен маршевый двигатель. По наружному контуру криогенный бак окислителя и бак горючего закреплены шарнирными регулируемыми тягами. По внутреннему контуру криогенный бак окислителя и бак горючего присоединены к силовому кольцу шарнирными регулируемыми растяжками. Техническим результатом изобретения является создание ракетного разгонного блока, обеспечивающего выведение полезных грузов на целевые орбиты с применением существующих ракет-носителей сверхлегкого класса с максимальным использованием конструктивных элементов. 2 н.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при проектировании посадочных аппаратов (ПА). ПА содержит корпус, тороидальную посадочную опору, научную и служебную аппаратуру, выдвижной приборный контейнер и аккумулятор давления. Аккумулятор давления выполнен в виде шарового баллона с газом и установлен в корпусе со стороны его верхнего торца с возможностью разворота относительно осей ПА. Научная и служебная аппаратура установлены на платформе, закрепленной на баллоне посредством внутренней усеченной конической проставки. В нижней части корпуса установлен приборный контейнер, фиксируемый после выдвижения. Техническим результатом изобретения является снижение перегрузок по всем направлениям, уменьшение веса КА, увеличение надежности совершения посадки на скользкую или неровную поверхность. 6 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетных блоках (РБ). Универсальный водородно-кислородный ракетный модуль (РМ) содержит топливные баки горючего и окислителя, межбаковый отсек с нишами и разделяемым узлом, ферменный межступенчатый отсек с теплозащитным отражателем и съемной пылевлагозащитной оболочкой, сопряженный с ракетой-носителем (РН), кислородно-водородные двигатели (КВД) с входными штуцерами подачи азота, средства продувки КВД азотом, трубопроводы, разъемные соединения, приборы служебных систем, системы управления и радиосистем РКН, узлы крепления, пневмогидравлическую систему с агрегатами и управляющими клапанами для взаимодействия с агрегатом связи бортового и наземного оборудования, герметичные корпуса, защитные устройства, баллоны бортового наддува гелием топливного бака окислителя с выходными патрубками, фланцевые соединения, узлы герметизации, заборные устройства, съемные трубопроводы наземного газоанализатора. Топливные баки горючего и окислителя выполнены одного диаметра с высотами в зависимости от суммарного импульса тяги ракетного блока и типа РН. Изобретение позволяет сократить объём наземных испытаний РБ и исключить стендовые наземные испытания РБ, унифицировать РМ для разных типов РБ. 4 ил.

Изобретение относится к космической технике. Способ очистки околоземного космического пространства от космического мусора включает формирование тормозного экрана, торможение элементов космического мусора вследствие соударения с экраном, перевод элементов космического мусора на более низкую орбиту, постепенное торможение элементов космического мусора об атмосферу Земли и последующее сгорание элементов космического мусора в атмосфере Земли. Параметры орбиты космического аппарата-сборщика выбирают таким образом, чтобы направления движения космического аппарата-сборщика в апогее орбиты и элементов космического мусора совпадали и обеспечивалось естественное замедление скорости движения космического аппарата-сборщика с тормозным экраном-ловушкой в апогейной части орбиты до скоростей, меньших средней скорости движения элементов космического мусора в потоке до заданных значений. Достигается повышение эффективности очистки космического пространства от мусора. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Предложенное теплозащитное покрытие (ТЗП) корпуса возвращаемого ЛА содержит намотанную на силовую оболочку по спирали ленту. Лента выполнена из армирующих волокон, пропитана связующим и своей поверхностью расположена под углом к поверхности корпуса. Лента расположена с переменным по толщине теплозащитного покрытия углом наклона к поверхности корпуса в диапазоне от 5 до 90 градусов. В зазорах, образованных между слоями ленты, размещена дополнительная лента; армирующие волокна в дополнительной ленте смещены относительно армирующих волокон ленты на угол от 5 до 80 градусов. Техническим результатом изобретения является снижение массы ЛА и качественное улучшение характеристик теплозащиты за счет повышения термоэрозионной стойкости в сочетании с улучшением ее теплоизоляционных свойств. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх