Способ осуществления разгона ракеты-носителя

Предлагаемое техническое решение относится к ракетной технике, а именно к способам осуществления разгона ракет-носителей на активных участках их траекторий. При разгоне ракеты-носителя на активном участке ее траектории производят постоянное удаление становящихся излишними, избыточными и ненужными для осуществления дальнейшего полета частей баков для компонентов ракетного топлива и излишних частей несущих элементов конструкции ракеты-носителя и сбрасывают их во внешнее пространство. В процессе разгона осуществляют последовательное выключение ракетных двигателей, становящихся - по мере уменьшения текущей массы конструкции ракеты-носителя - излишними и избыточными, перекрывают ведущие к ним трубопроводы и магистрали. Эти ракетные двигатели отключают от всех иных коммуникаций и отсоединяют их от всех механических связей с конструкцией ракеты-носителя, а затем осуществляют их сброс (отсоединение) от ракеты-носителя. При этом на предстоящей (оставшейся) части активного участка ее траектории разгон осуществляют за счет оставшихся - в том числе и пока, в свою очередь, не сброшенных - ракетных двигателей. Техническим результатом является увеличение массового коэффициента полезного действия. 1 з.п. ф-лы.

 

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 (РН) 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).

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.)

Известен также 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 (КМПД) полезного действия (МКПД), равный отношению массы (МПН) выводимой на нужную орбиту (траекторию) полезной нагрузки (ПН) к общей стартовой массе (M0) ракеты-носителя. Так, например, у лучшей (по КМПД) из современных ракет-носителей легкого и среднего классов - ракеты «Протон-М» - значение КМПД при выведении ПН на низкую околоземную орбиту равно всего 0,031 (3,1%). Наилучшее значение КМПД было присуще советской ракете-носителю «Энергия» - КМПД=0,043 (4,3%). Указанные данные приведены в публикациях в Сети (соответственно): www.habrahabr.ru/sandbox/81929/ и www.vedomosti.ru/news/11032611/intervyu…

Наиболее близким к заявляемому объекту является способ реактивного (ракетного) разгона ракет-носителей и их полезных нагрузок, в соответствии с которым разгон ракеты-носителя на активном участке ее траектории осуществляют путем продуцирования реактивных сил от действия ракетных двигателей, а во время всего того промежутка времени, когда осуществляют разгон (т.е. 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. Этот способ преложен в изобретении РФ №2561154, МПК- B64G 1/40, от 11.06.2014 г.

Недостатками этого способа следует считать сравнительно невысокие (достигаемые при его применении) значения указанного коэффициента массового полезного действия (КМПД) и сравнительно невысокие значения, достигаемые при его применении характеристических скоростей.

Целями предлагаемого технического решения являются увеличение указанного массового коэффициента (КМПД) полезного действия и/или увеличение характеристических скоростей при прежней массе полезной нагрузки, достижение которых становится возможным при применении предложенного способа.

Указанные цели достигаются 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 и при этом 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, в процессе разгона осуществляют последовательное (не менее чем один раз) выключение ракетных двигателей, становящихся - по мере уменьшения текущей массы конструкции ракеты-носителя - излишними и избыточными (продуцирующими избыточно высокую тягу и приводящими к излишне высоким перегрузкам), перекрывают ведущие к ним трубопроводы с компонентами ракетного топлива, перекрывают магистрали со сжатым воздухом для управляющих электро-пневмоклапанов и все иные магистрали, отключают эти ракетные двигатели от всех иных коммуникаций, отсоединяют их от всех механических связей с конструкцией ракеты-носителя, а затем осуществляют их сброс (отсоединение) от ракеты-носителя, при этом на предстоящей части активного участка ее траектории разгон осуществляют за счет оставшихся - в том числе и пока не сброшенных - ракетных двигателей.

Развитие и усовершенствование способа достигают за счет того, что сбрасываемые ракетные двигатели выполняют спасаемыми.

Рассмотрим особенности осуществления предложенного способа.

На ракете-носителе при ее изготовлении размещают на ее первой и, например, единственной ступени не один, а несколько (например, не менее трех или даже двух) ракетных двигателей с суммарной тягой, превышающей суммарную массу заправленной ракеты-носителя и массу ее полезной нагрузки.

При осуществлении предложенного способа в процессе разгона ракеты-носителя на активном участке ее траектории верхние части баков с компонентами ракетного топлива (КРТ) - по мере их (баков) опорожнения - и соответствующие доли несущих (силовых, передающих тяговые усилия от блока ракетных двигателей к блоку полезной нагрузки) элементов ракеты-носителя (если сами баки для КРТ не являются несущими) становятся излишними, а их массы лишь препятствуют более эффективному разгону ракеты-носителя. Поэтому 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 (как и в способе-прототипе). Темп сброса во внешнее пространство становящейся излишней массы указанных частей конструкции ракеты-носителя устанавливают, например, пропорциональным общему секундному расходу КРТ, поступающих в блок ракетных двигателей:

где k - коэффициент пропорциональности.

При этом:

где Мудал.общ. - значение общей массы удаляемых за весь отрезок данного активного участка траектории (данной ступени или данного разгонного блока данной ступени) частей и элементов топливных баков и силовых (несущих) конструкций;

МТН - общая начальная (стартовая) масса всех КРТ, заправленных в данную (действующую на данном активном участке траектории) ступень или разгонный блок ракеты-носителя.

По мере опорожнения баков блок полезной нагрузки смещают вниз и приближают его к блоку ракетных двигателей, но по мере уменьшения количества (массы) КРТ в баках и массы самих баков, а также уменьшения (как и в соответствии с усовершенствуемым способом-прототипом) массы несущих элементов ракеты-носителя (если баки для КРТ не являются несущими), величины этих масс должны быть выбраны (но это касается лишь способа-прототипа) излишне избыточными. Это обусловлено тем, что тяга, создаваемая всеми ракетными двигателями, приводит по мере уменьшения - при применении на РН только способа-прототипа - текущих значений масс КРТ и конструкций РН ко все большим и большим значениям действующих перегрузок. При этом при осуществлении способа-прототипа продуцирование на средней и заключительной стадиях разгона больших, чем обычно, перегрузок приводит к необходимости увеличения масс баков с КРТ, несущих элементов РН, а также массы корпуса и различных силовых элементов блока полезной нагрузки (корпуса самой ПН, а также держателей, различных элементов крепежа, корпусов и иных подобных силовых деталей всех приборов и установок, размещенных в ПН).

Для устранения указанного обстоятельства (недостатка), но, главное, для достижения еще больших чем при применении способа-прототипа значений массового коэффициента (КМПД) полезного действия (МКПД) и для выведения на необходимые траектории еще больших масс ПН осуществляют в процессе разгона РН сброс становящихся излишними ЖРЛ или блоков ЖРД. При этом на всем активном участке траектории осуществляют превращение в стружку или в порошок верхних, уже не содержащих КРТ, частей баков, а также - если баки не являются несущими - и соответствующих несущих элементов конструкции PH. Указанные порошок или стружка сбрасывают во внешнее пространство.

Участки траектории, на которых действует - в соответствии с предложенным - разное число оставшихся (действующих) ЖРД, будем называть отдельными этапами разгона. Их количество будет, при осуществлении предложенного способа, равным двум (при одном сбросе) или более.

Сбросы ЖРД (или групп ЖРД) осуществляют либо тогда, когда ускорение, развиваемое действующими ЖРД, превышает на каждом этапе разгона (кроме, естественно, заключительного) некоторое пороговое значение (например, равное 2-5 относительным единицам - за единицу принимается значение ускорения свободного падения), либо в предвычисленные заранее моменты времени, либо в те моменты времени, когда сразу же после сброса тяга всех оставшихся на данном (текущем) этапе разгона ЖРД будет не менее чем в 1,1 раза, но не более чем в 1,5 раза превышать (в первые мгновения после каждого сброса) массу РН (вместе с полезной нагрузкой). Значение, равное 1,1, определяется очевидной необходимостью превышения текущей тяги ЖРД значений текущей массы разгоняемой ракеты, а значение, равное 1,5, определяется необходимостью снижения перегрузок на активном участке траектории и достижения максимальных величин КМПД.

Поэтому на активном участке траектории осуществляют (в соответствии с данным техническим решением) в те моменты времени, когда либо текущее мгновенное значение перегрузки превысит некоторое, выбранное ранее, значение (например, равное 2-5 относительным единицам - за единицу принимается значение ускорения свободного падения), либо в заранее предвычисленные моменты времени, либо тогда, когда суммарная текущая (оставшаяся) масса КРТ (которая непосредственно в полете измеряется с помощью, например, датчиков уровней, интегрирующих расходомеров и иных устройств) действующей на текущем этапе разгона ступени РН станет меньше предвычисленных заранее значений, выполнение следующих операций: последовательно (при завершении каждого этапа разгона - непосредственно перед сбросом ЖРД) для жидкостных ракетных двигателей, заранее указанных (при подготовке старта) и предназначенных для сброса на разных этапах разгона, перекрывают магистрами для КРТ, ведущие к отключаемым двигателям, перекрывают магистрали со сжатым воздухом для управляющих электро-пневмоклапанов и все иные магистрали, отключают эти ракетные двигатели от всех иных коммуникаций, отсоединяют их от всех механических связей с конструкцией ракеты-носителя, а затем осуществляют их сброс (отсоединение) от ракеты-носителя, при этом на предстоящей (оставшейся) части активного участка ее траектории разгон осуществляют за счет оставшихся - в том числе и пока (в свою очередь) не сброшенных - ракетных двигателей.

Для вычисления характеристических скоростей - как промежуточных (для каждого этапа разгона), так и итоговой - необходимо использовать формулу (12), приведенную (выведенную) в описании к указанному способу-прототипу:

где VX - характеристическая скорость;

V0 - начальная скорость предыдущей ступени РН или скорость, достигнутая на предыдущем этапе разгона действующей на текущем этапе разгона ступени;

u - скорость истечения продуктов сгорания КРТ;

k - указанный выше коэффициент пропорциональности;

M0 - общая стартовая масса ракеты-носителя;

МПН - масса полезной нагрузки;

МРД - масса всех ракетных двигателей данной ступени;

МК.ОСТ - масса остаточной части конструкции ступени, т.е. тех ее частей, которые не удаляют при осуществлении предложенного способа (днищ баков с КРТ, локальных систем управления и т.п., но без учета массы всех ЖРД);

МОСТ - остаточная масса ракеты-носителя после окончания действия данной ступени (при этом для многоступенчатых ракет-носителей в состав полезной нагрузки (МПН) включают и массу всех выше расположенных ступеней); МОСТПНРДК.ОСТ;

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

При осуществлении предложенного способа при старте РН с поверхности Земли, естественно, необходимо выполнение условия превышения в первоначальный момент (т.е. сразу после сброса одного, ставшего излишним ЖРД, или сразу нескольких таких ЖРД) на каждом этапе разгона не менее чем 1,1 раза (но, очевидно, не более чем в 1,5 раза) отношения тяги, развиваемой всеми оставшимися на каждом начальном данном (промежуточном) этапе активного участка траектории ракетными двигателями к первоначальной (т.е. в первую секунду каждого этапа) - на этом же этапе разгона - общей массе РН.

У лучшей, созданной до сих пор, РН-РН «Энергия» КМПД был равен 0,043. Поэтому приведенные ниже примеры осуществления способа основаны на конструктивных данных, достигнутых создателями этой РН, а именно ее блока Ц в варианте «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), где приведены его конструктивно-массовые характеристики.

Пример 1. Для осуществления предложенного способа используют только лишь модернизированный (как указано ниже) блок Ц (то есть - без 8 боковых блоков А) в варианте «Вулкан» советской РН «Энергия», который имеет следующие (исходные) конструктивно-массовые характеристики:

стартовая масса указанного (разработанного в 80-х годах прошлого века, то есть с 4 базовыми ЖРД РД-0120) блока Ц - 934 тонны; масса конструкции - 89,7 тонн; рабочий запас топлива - 832 тонны (713 тонн жидкого кислорода и 119 тонн жидкого водорода); для обеспечения возможности старта по предлагаемому способу число усовершенствованных ЖРД РД-0120 увеличено (как и в прототипе) на 4 единицы, что приводит к увеличению массы блока Ц на 14 тонн.

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; масса одного ЖРД - 3,5 тонны.

Итак, в соответствии с заявленным, примем:

k=0,1 (это заведомо (и легко) достижимая его величина);

число ЖРД при старте - 8 штук;

МК.ОСТ=12 тонн;

масса заправленного КРТ блока (без учета массы полезной нагрузки) - 955,2 тонны;

разгон на активном участке траектории 2-хэтапный (с одним групповым сбросом ЖРД): на 1-м этапе работают все 8 ЖРД, а на 2-м (после сброса) - только 3;

указанный сброс 5 ЖРД производится при израсходовании половины (416 тонн) стартового запаса КРТ.

Для конкретной (числовой) оценки потенциальных возможностей, которые могут быть осуществлены при применении заявленного способа, примем, что характеристическая скорость (VX), необходимая для выведения полезной нагрузки на низкую околоземную орбиту, равна 9353 метрам в секунду (аэродинамические и гравитационные потери приводят к необходимости увеличения характеристической скорости РН на 1353 м/сек).

В соответствии с предложенным в данной заявке способом, используя приведенную выше формулу для VX, вычисляем массу выводимой на низкую околоземную орбиту полезной нагрузки (МПН). Она в данном случае равна 78,183 тоннам (КМПД=0,0756).

Для сравнения: МПН, выводимая на такую же орбиту при применении способа-прототипа (в соответствии с изобретением РФ №2561154), равна 57,745 тоннам (КМПД=0,057). У РН «Энергия» КМПД=0,043.

Пример 2. Параметры РН те же, что в Примере 1 (масса заправленного КРТ блока (без учета массы полезной нагрузки) 955,2 тонны), но разгон (в соответствии с предложенным) осуществляют семиэтапным (производят 6 сбросов излишних ЖРД):

при оставшейся в баках массе (МТ.ОСТ) КРТ, равной 624 тоннам, производят сброс сразу двух ЖРД;

при МТ.ОСТ, равной 520, 416, 312, 208 и 104 тоннам, осуществляют сбросы по одному ЖРД.

В этом случае масса выводимой на низкую околоземную орбиту полезной нагрузки (МПН) равна 83,07 тоннам (КМПД=0,08).

Пример 3. Кислородно-водородная РН, конструктивно подобная блоку Ц РН «Энергия», содержит в баках 2470 тонн КРТ и имеет следующие конструктивные параметры:

k=0,1;

число усовершенствованных ЖРД РД-0120 при старте - 20 штук;

МК.ОСТ = 23 тонны;

масса заправленного КРТ блока (без учета массы полезной нагрузки) - 2810 тонн;

разгон на активном участке траектории 2-этапный (с одним групповым сбросом ЖРД): на 1-м этапе работают все 20 ЖРД, а на 2-м (после сброса) - только 7;

указанный сброс производят при израсходовании 1383,2 тонн из стартового запаса КРТ.

В этом случае масса выводимой на низкую околоземную орбиту полезной нагрузки (МПН) равна 249,984 тоннам (КМПД=0,08169).

Пример 4. Кислородно-водородная РН имеет те же конструктивные и массовые характеристики, что и в Примере 3, но разгон, в соответствии с заявленным, осуществляют в 8 этапов (то есть, с семью сбросами излишних ЖРД):

от момента старта до момента, когда в баках остается 2134 тонн КРТ включают в действие все 20 ЖРД, после чего осуществляют сброс 4-х ЖРД; при уменьшении массы КРТ до 1798 тонн производя сброс еще 3-х ЖРД; при уменьшении массы КРТ до 1462 тонн производя сброс еще 2-х ЖРД; при уменьшении массы КРТ до 1126 тонн производя сброс еще 2-х ЖРД; при уменьшении массы КРТ до 790 тонн производя сброс еще 3-х ЖРД; при уменьшении массы КРТ до 454 тонн производя сброс еще 2-х ЖРД; при уменьшении массы КРТ до 118 тонн производя сброс еще 2-х ЖРД (оставляют в итоге на заключительном участке разгона 2 ЖРД).

В этом случае масса выводимой на низкую околоземную орбиту полезной нагрузки (МПН) равна 263,0747 тоннам (КМПД=0,0856).

Пример 5. Сбрасываемые, ставшие излишними, ЖРД снабжают устройствами, позволяющими обеспечивать их мягкое приземление (например, с использованием парашютов). После этого их проверяют, а затем - если результаты проверки положительны - устанавливают их на новые РН для повторного применения.

При очевидных усовершенствованиях предложенный способ при массе топлива, равной 2470 тоннам (как в примерах 3 и 4), позволяет, по оценкам автора (основанным на соответствующих расчетах), обеспечить выведение на низкие околоземные орбиты полезных нагрузок с массой в 300-315 тонн (с КМПД, достигающим примерно 0,095-0,1).

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

Как указано выше, прирост массы ПН - при неизменной стартовой массе КРТ - определяется двумя причинами:

1) сбросом на активном участке траектории становящихся излишними ЖРД;

2) уменьшением излишне высоких перегрузок.

Но характерной (и впечатляющей) особенностью предложенного способа является еще то, что при оптимальных параметрах удаления ЖРД (и при k=const) отношение прироста (по сравнению со способом-прототипом) массы выводимой полезной нагрузки (ΔМПН) к общей массе (ΔМРД) сбрасываемых ракетных двигателей (ставших излишними на активном участке траектории) превышает единицу. Назвав это отношение коэффициентом сверхсуммарного прироста kП:

вычислим его значения для Примера 1: kП=(78,183-57,745)/(5××3,5)=1,16789.

Следует также еще раз отметить, что предложенный способ позволяет существенно снизить перегрузки, действующие на активном участке траектории на все элементы конструкции и РН, и ее полезной нагрузки (ПН), что позволяет уменьшить массы всех их силовых элементов и различных устройств (в том числе и в полезной нагрузке).

В связи с этим необходимо ввести понятие коэффициента КПГ - коэффициента выведения (например, на низкую околоземную орбиту) полезного груза, равного отношению массы (МПГ) именно (и только) всех полезных элементов в ПН (т.е. массе ПН минус уменьшению суммарной массы (обусловленному уменьшением перегрузок) всех ее силовых элементов и конструкций, в том числе и корпусов, держателей, фиксаторов, оболочек и т.п. всех расположенных в ПН приборов и агрегатов) к стартовой массе РН:

КПГПГ0.

Снижение перегрузок означает, что и несущие силовые элементы РН, и элементы силовой конструкции корпуса для полезного груза и всех иных силовых элементов для закрепления полезного груза будут иметь существенно меньшие массы. И за счет этого масса собственно полезного груза может быть соответственно увеличена.

Грубая оценка позволяет сделать вывод о том, что, по сравнению со способом-прототипом, осуществление предложенного способа позволяет дополнительно (то есть сверхсуммарно к тому, что достигается за счет реализации только лишь первого (непосредственного) следствия предложенного в данной заявке способа) увеличить еще на 3-7 процентов массу выводимого именно полезного груза МПГ.

В связи с вышеуказанным целесообразно ввести (помимо коэффициента kП) еще один дополнительный коэффициент - коэффициент (kПРГ), равный отношению прироста массы только собственно полезного груза ΔМПГ (по сравнению со способом-прототипом) в составе общей массы полезной нагрузки (включающей еще и массу силовой конструкции для всей выводимой полезной нагрузки) к массе сбрасываемых ЖРД (ΔМРД):

Его конкретные значения будут характеризовать (в большей мере, чем значения коэффициента kП) степень совершенства конструкции РН.

Предложенный способ позволяет по сравнению с прототипом дополнительно существенно (по самым грубым оценкам, примерно в 1,1-1,2 раза) уменьшить стоимость космических запусков и, следовательно, снизить удельную стоимость выведения в космос одного килограмма полезного груза.

При этом сбрасываемые ракетные двигатели (или блоки ракетных двигателей) могут быть выполнены спасаемыми, что позволит использовать их (при наличии у них необходимого гарантийного ресурса работы) многократно. Указанное обстоятельство позволяет в еще большей мере снизить удельную стоимость выведения в космос одного килограмма полезного груза.

Применение предложенного способа позволяет уменьшить перегрузки на активном участке траектории, причем не только по сравнению со способом-прототипом, но также и со стандартным способом разгона РН (т.е. без применения способа-прототипа). В связи с этим способ, предложенный в данном документе (т.е. сброс становящихся излишними ЖРД), предлагается использовать и на обычных РН, что приведет к увеличению их технических характеристик и возможностей, а при обеспечении мягких приземлений сбрасываемых ЖРД и повторных их использованиях - к уменьшению стоимости РН.

1. Способ осуществления 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 этот разгон, и при этом 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, отличающийся тем, что в процессе разгона осуществляют последовательное выключение ракетных двигателей, становящихся - по мере уменьшения текущей массы конструкции ракеты-носителя - излишними и избыточными (продуцирующими избыточно высокую тягу и приводящими к излишне высоким перегрузкам), перекрывают ведущие к ним трубопроводы с компонентами ракетного топлива, перекрывают магистрали со сжатым воздухом для управляющих электро-пневмоклапанов и все иные магистрали, отключают эти ракетные двигатели от всех иных коммуникаций, отсоединяют их от всех механических связей с конструкцией ракеты-носителя, а затем осуществляют их сброс (отсоединение) от ракеты-носителя, при этом на предстоящей (оставшейся) части активного участка ее траектории разгон осуществляют за счет оставшихся - в том числе и пока, в свою очередь, не сброшенных - ракетных двигателей.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что сбрасываемые ракетные двигатели выполняют спасаемыми.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к методам и средствам доставки негабаритных грузов (НГ) в космос и их возвращения на поверхность небесного тела. Выводимый НГ опоясывают ступенями носителей торообразной формы, повторяющей очертания НГ.

Группа изобретений относится к ракетной технике и может быть применена для многоразовых возвращаемых ракетно-космический систем. Возвращаемая ступень РН содержит фюзеляж, баки окислителя и горючего, крылья, по меньшей мере один ЖРД и не менее двух рулевых двигателей.

Группа изобретений относится к многоразовым возвращаемым ракетно-космическим системам, способным совершать пилотируемый полет в атмосфере. Возвращаемая ступень ракеты-носителя содержит фюзеляж, баки окислителя и горючего, крылья и по меньшей мере один ЖРД и не менее двух рулевых двигателей.

Группа изобретений относится к многоразовым возвращаемым ракетно-космическим системам, способным совершать пилотируемый полет в атмосфере. Способ работы возвращаемой ступени ракеты-носителя включает ее разгон на активном участке траектории при помощи ЖРД, управление при помощи рулевых камер и возвращение при помощи двух ГТД.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть применено для многоразовых возвращаемых ракетно-космических систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере.

Группа изобретений относится к ракетной технике и может быть применена для многоразовых возвращаемых ракетно-космический систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере.

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 конструкциям космических ракет и способам их посадки на землю. Космическая ракета содержит ракетный двигатель и полезную нагрузку, при этом многоразовый аппарат имеет форму оживального конуса с затупленной жаропрочной частью в основании конуса, а рули, или пилоны, или двигатели присоединены к полезной нагрузке управляемым отсоединяемым креплением.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в многоразовых модулях. Ракета-носитель типа от наноносителя до супертяжелой содержит две ступени с отсеком с двигательной установкой и невозвращаемой частью с баком с топливом, боковыми ускорительными ступенями, многоразовым модулем с центральным корпусом, силовой установкой для запуска летательного аппарата, системой командования и управления силовой установкой, двигательными средствами в виде атмосферных тяговых двигателей или турбореактивных двигателей с дополнительным источником энергии для быстрого запуска в виде термобатареи со стартером для полета с дозвуковой скоростью, аэродинамическими несущими поверхностями, сформированными хвостовым оперением, с плоскими крыльями, стабилизаторами с парой закрылков и средствами продольной стабилизации для полета с дозвуковой скоростью, посадочными шасси, затупленной носовой частью.

Группа изобретений относится к аэрокосмической системе для выведения полезной нагрузки (ПН) на орбиту и возвращения с орбиты путем торможения в атмосфере. Система содержит средство выведения (100) с вертикальным взлетом и посадкой.

Группа изобретений относится к построению и управлению космическими аппаратами на орбитах ИСЗ. Система включает в себя орбитальную станцию, целевые (ЦМ) и обеспечивающие модули на компланарных орбитах. ЦМ имеют в своем составе многоразовые возвращаемые аппараты (МВА) крылатой схемы. В МВА размещены отсеки с целевой аппаратурой, используемые многократно бортовые системы модуля и ракеты-носителя и др. необходимые системы. Предусмотрен пилотируемый транспортно-целевой модуль с пилотируемым МВА. Модули системы выводятся на рабочие орбиты и управляются на них системами управления МВА с корректировкой программы наземными средствами. По завершении жизненного цикла элементов системы они переводятся на траекторию спуска в зону захоронения в Мировом океане. МВА совершают самолетную посадку на выбранный аэродром и, после прохождения регламента, используются повторно. Техническим результатом группы изобретений является создание с минимальными затратами и экологическим ущербом многоцелевой перестраиваемой орбитальной системы на компланарных орбитах. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Предлагаемое техническое решение относится к ракетной технике, а именно к способам осуществления разгона ракет-носителей на активных участках их траекторий. При разгоне ракеты-носителя на активном участке ее траектории производят постоянное удаление становящихся излишними, избыточными и ненужными для осуществления дальнейшего полета частей баков для компонентов ракетного топлива и излишних частей несущих элементов конструкции ракеты-носителя и сбрасывают их во внешнее пространство. В процессе разгона осуществляют последовательное выключение ракетных двигателей, становящихся - по мере уменьшения текущей массы конструкции ракеты-носителя - излишними и избыточными, перекрывают ведущие к ним трубопроводы и магистрали. Эти ракетные двигатели отключают от всех иных коммуникаций и отсоединяют их от всех механических связей с конструкцией ракеты-носителя, а затем осуществляют их сброс от ракеты-носителя. При этом на предстоящей части активного участка ее траектории разгон осуществляют за счет оставшихся - в том числе и пока, в свою очередь, не сброшенных - ракетных двигателей. Техническим результатом является увеличение массового коэффициента полезного действия. 1 з.п. ф-лы.

Наверх