ракетно-космический модуль

Формула изобретения

1. Ракетно-космический модуль, содержащий ракету-носитель и два космических аппарата со своими ступенями отделения, состыкованными с последней ступенью ракеты-носителя посредством переходника, и расположенные соосно, причем первый аппарат размещен на верхней части переходника, а другой - внутри него, отличающийся тем, что, с целью повышения надежности отделения нижнего космического аппарата, переходник выполнен в виде цилиндрической проставки, имеющей по периметру разъемное соединение, снабженное толкателями.

2. Ракетно-космический модуль по п.1, отличающийся тем, что толкатели выполнены в виде цилиндров, заполненных жидкостью, с расположенными внутри поршнями, в которых выполнены калиброванные отверстия.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к космический технике и может быть применено при решении задач последовательного выведения на орбиту двух полезных нагрузок, существенно различающихся по стоимости, одной ракетой-носителем.

Ближайшим аналогом является ракета-носитель Ариан-4 (Франция) с установленными на последней ступени переходником и двумя космическими аппаратами, причем верхний установлен на верхней части переходника, а нижний космический аппарат установлен внутри этого переходника на последней ступени ракеты - носителя [1].

Оба космических аппарата и переходник снабжены ступенями отделения. После завершения вывода на заданную орбиту сначала отделяется верхний космический аппарат, затем - переходник, освобождая место для нижнего космического аппарата, и последним отделяется нижний космический аппарат.

Недостаток указанного модуля заключается в том, что в случае отказа одной из ступеней отделения верхнего космического аппарата или переходника нижний космический аппарат погибает, что не позволяет обеспечить приоритетное выведение более ценного объекта.

Целью изобретения является повышение надежности отделения нижнего космического аппарата, стоимость которого существенно выше верхнего.

Цель достигается тем, что переходник выполнен в виде цилиндрической проставки, имеющей по периметру разъемное соединение, снабженное толкателями.

Кроме того, толкатели выполнены в виде цилиндров, заполненных жидкостью с расположенными внутри поршнями, в которых выполнены калиброванные отверстия.

На фиг.1 представлена схема конструкции ракетно-космического модуля; на фиг.2 - схема толкателей.

Ракетно-космический модуль содержит последнюю ступень ракеты-носителя, на которой закреплены нижний торец цилиндрической проставки 2 и через собственную ступень разделения 3 нижний космический аппарат 4. На верхнем торце цилиндрической проставки установлен верхний космический аппарат 5 со своей ступенью отделения 6. Цилиндрическая проставка состоит из двух частей, верхней 7 и нижней 8, соединенных между собой посредством разъемного соединения 9, на котором размещены толкатели 10, обеспечивающие постоянную скорость отделения V", инвариантную к отделяемой массе. Для обеспечения условия инвариантности к отделяемой массе толкатели могут быть выполнены, например, в виде заполненных жидкостью или газом цилиндров 11 с расположенными внутри поршнями 12, имеющими калиброванные дроссельные отверстия 13 и пружины привода 14 (возможно также использование пороховых приводов). Скорость отделения таких толкателей определяется площадью дроссельных отверстий.

В штатном режиме после выхода ракетно-космического модуля на орбиту верхний космический аппарат отделяется от цилиндрической проставки при помощи своей ступени разделения, сообщающей ему линейную скорость V₁, относительно ракеты-носителя. Затем происходит разделение проставки, и верхней части проставки толкатели сообщают скорость V". После ухода от ракетно-космического модуля верхней части проставки через заданный временной интервал, определяемый алгоритмом выведения, срабатывает ступень отделения нижнего космического аппарата, сообщающая ему скорость V₂, V₂ V₁/2.

В результате образуются три независимых объекта, движущихся с различными скоростями V₁, V", V₂ и как следствие не cоздающих взаимных помех. При этом перед отделением нижнего космического аппарата ему с помощью последней ступени ракеты-носителя может быть сообщен дополнительный импульс скорости. Как показывает практика, скорость отделения космического аппарата от ракеты-носителя выбирается величиной несколько метров в секунду. Поэтому, если принять V₁ = 3 м/с, то V₂ = 1 м/с, V" = 2 м/с.

В нештатной ситуации, например вследствие отказа наиболее нагруженной и наименее надежной ступени отделения верхнего космического аппарата, его отделение производится вместе с верхней частью проставки при помощи ее толкателей, обеспечивающих скорость V". После этого производится отделение нижнего космического аппарата. При этом образуются два космических объекта, движущихся со скоростью V" и V₂, причем V" > V₂.

Ракетно-космический модуль реализуется с ракетой-носителем. Протон при выведении на орбиту тяжелых космических аппаратов и наличии у ракеты-носителя запаса грузоподъемности, позволяющей разместить на ней особоценный объект сравнительно небольшой массы.

Сначала ракетно-космический модуль по завершении работы его основных ступеней выходит на опорную орбиту, где происходит отделение верхнего космического аппарата, выводимого, например, на стационарную орбиту. После отхода космического аппарата от разгонного блока срабатывает ступень отделения верхней части проставки, и она отделяется, освобождая выход для нижнего космического аппарата. Если ступень отделения верхнего космического аппарата не сработала, толкатели проставки обеспечат отделение его вместе с проставкой со скоростью V".

Нижний космический аппарат освобождается и после срабатывания собственной системы отделения отделяется от разгонного блока. В результате нижний космический аппарат освобождается независимо от того, сработала ступень отделения верхнего космического аппарата или нет, и наиболее ценный космический аппарат выводится на орбиту. Этим достигается повышение надежности отделения.

Первоочередное отделения тяжелого космического аппарата может диктоваться, например, алгоритмом разделения космических аппаратов по орбитам, при котором тяжелый космический аппарат, выводимый на низкую орбиту, должен быть отделен раньше легкого космического аппарата, причем в некоторых случаях легкий космический аппарат может довыводиться на орбиту с помощью остатков топлива в баках последней ступени ракеты-носителя путем подачи дополнительного импульса тяги, что может потребоваться в том случае если выводимый космический аппарат не имеет собственной двигательной установки или мощность и запас топлива этой установки недостаточны для выведения этого космического аппарата на заданную орбиту.