одноступенчатая ракета-носитель

Формула изобретения

Одноступенчатая ракета-носитель, состоящая из двигательной установки с одним или несколькими жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) и топливного бака, отличающаяся тем, что одноступенчатая ракета-носитель оснащена одной или несколькими парами навесных топливных баков, при этом баки горючего и окислителя навесных топливных баков соединены трубопроводами с баками горючего и окислителя топливного бака одноступенчатой ракеты-носителя, при этом пары диаметрально расположенных относительно друг друга навесных топливных баков соединены с топливным баком двигательной установки и установлены с возможностью отделения после выработки топлива.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к конструкции ракет-носителей и может быть использовано при разработке одноступенчатых ракет-носителей для выведения полезных нагрузок на орбиту искусственного спутника Земли (ИСЗ).

Известна одноступенчатая ракета-носитель ВР-190, представленная в книге В.Н.Кобелева и А.Г.Милованова «Средства выведения космических аппаратов», 2009 г. (глава 5, стр.134).

Ракета-носитель ВР-190 была рассчитана для вертикального полета на высоту до 200 км.

Принципиальным недостатком ракеты-носителя ВР-190 было отсутствие возможности выведения полезной нагрузки на орбиту ИСЗ.

Современные работы в части ракет-носителей, основанные на использовании кислородно-водородных жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), показали благотворное влияние криогенного топлива на основные характеристики ракеты-носителя.

Примером может служить ракета-носитель Дельта-4 (фирма Боинг, США), первая ступень которой согласно теоретическим расчетам может выводить полезные нагрузки на орбиту ИСЗ без использования второй ступени и, таким образом, выполнять роль одноступенчатой ракеты-носителя, правда, полезная нагрузка при этом будет невелика (Новости космонавтики. Том 13, № 1 (240), 2003 г., стр.46).

Целью изобретения является устранение этого недостатка.

Указанная цель достигается тем, что одноступенчатая ракета-носитель, состоящая из двигательной установки с одним или несколькими ЖРД 1 и топливного бака 2, оснащается одной или несколькими парами навесных топливных баков 3. Баки горючего 4 и окислителя 5 навесных топливных баков соединяются трубопроводами 6 и 7 с баками горючего 8 и окислителя 9 топливного бака 2 (фиг.1, 2).

В процессе работы двигательной установки 1 и забора топлива из баков горючего 8 и окислителя 9 топливного бака ракеты-носителя 2 осуществляется одновременная подача топлива в эти баки соответственно из баков горючего 4 и окислителя 5 из первой пары диаметрально противоположно расположенных друг относительно друга навесных баков 10.

После выработки топлива из первой пары навесных топливных баков осуществляется их отделение и одновременный забор горючего (фиг.3, 4) и окислителя из следующей пары навесных топливных баков 11.

После отделения последней пары навесных топливных баков одноступенчатая ракета-носитель использует топливо из собственного топливного бака 2 вплоть до выхода на орбиту ИСЗ (фиг.5, 6).

Техническим результатом изобретения, основанного на использовании навесных топливных баков, попарно сбрасываемых в процессе полета, является создание нового класса экологически чистых одноступенчатых ракет-носителей, способных вывести полезную нагрузку на орбиту ИСЗ и являющихся экономичной и надежной транспортной системой. При этом сокращается номенклатура и количество используемых в одноступенчатой ракете-носителе дорогостоящих ЖРД и практически исключается проблема выбора места старта ракеты-носителя и полей падения, поскольку навесные топливные баки изготавливаются из алюминиевых сплавов и других материалов, сгорающих в атмосфере Земли.