многоступенчатая модульная ракета-носитель

Формула изобретения

1. Многоступенчатая модульная ракета-носитель, содержащая по крайней мере две ступени, установленные по пакетной схеме, причем первая ступень включает в себя модульные ракетные блоки с одинаковыми маршевыми двигателями, массой рабочего тела и габаритами, вторая ступень является моноблочной с запускаемой с Земли двигательной установкой, а полезная нагрузка расположена на последней из последующих ступеней, отличающаяся тем, что ее первая ступень включает в себя от 2 до 6 указанных модульных ракетных блоков, причем отношение объема баков компонентов топлива модульного ракетного блока первой ступени к объему баков компонентов топлива моноблочной второй ступени выбрано в диапазоне 0,4-0,52, а суммарная тяга двигателей модульного ракетного блока первой ступени выбрана в диапазоне 0,8-1,0 от суммарной тяги двигателей моноблочной второй ступени.

2. Многоступенчатая модульная ракета-носитель по п.1, отличающаяся тем, что в составе модульных ракетных блоков первой ступени и моноблочной второй ступени использованы одинаковые маршевые двигатели, по одному на каждом блоке, при этом на модульных ракетных блоках первой ступени каждый маршевый двигатель установлен в узле качания в двух плоскостях, а на моноблочной второй ступени маршевый двигатель установлен неподвижно, причем данная вторая ступень снабжена рулевыми двигателями управления по каналам тангажа, рысканья и крена.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам-носителям легкого, среднего и тяжелого классов, использующим модульные ракетные блоки ступеней.

Известна модульная ракета (патент США, МКИ 5 B 64 G 1/40, №5217188), содержащая нижнюю ступень из одного или нескольких объединенных в связку больших твердотопливных ракетных модулей и верхнюю ступень, состоящую из одного или нескольких объединенных в связку твердотопливных ракетных модулей меньшего размера, при этом параметры твердотопливных ракетных модулей первой и второй ступеней выбирают такими образом, чтобы обеспечивалась максимальная масса выводимой полезной нагрузки при условии выполнения заданных ограничений на продольное ускорение, максимальный скоростной напор и скоростной напор при разделении ступеней. Модульная ракета, в зависимости от количества модульных ракетных блоков в каждой ступени, может иметь различную грузоподъемность и выводить различные по массе полезные грузы.

Однако эта модульная ракета требует разработки, по крайней мере, двух типов модульных ракетных блоков, двигатели ракетных блоков второй ступени запускаются после срабатывания и отделения модульных ракетных блоков нижней ступени, с увеличением грузоподъемности растет потребное количество модульных ракетных блоков, в том числе запускаемых после отделения первой ступени, что существенно снижает надежность ракеты-носителя.

Известно также устройство выведения полезного груза на околоземную орбиту (патент США, МКИ 5 B 64 G 1/14, 1/40, №PCT/US 90/02333), состоящее из нескольких ракетных модулей, соединенных между собой для запуска полезных грузов различной массы. Устройство выведения предназначается для доставки в космос как пилотируемых, так и беспилотных полезных грузов.

Однако в упомянутом патенте отсутствуют рекомендации для выбора параметров ракетных модулей: количества модулей, их геометрических размеров, тяги двигателей и др., позволяющих создать оптимальную конфигурацию ракеты-носителя с разным количеством ракетных модулей для выведения полезных грузов с различной массой.

Наиболее близким аналогом предлагаемой многоступенчатой модульной ракеты-носителя, выбранным в качестве прототипа, является трехступенчатая ракета-носитель “Ариан-4” с переменным числом (от 0 до 4) жидкостных модульных ракетных блоков первой ступени, расположенных по пакетной схеме с моноблочной второй ступенью с запускаемыми с земли маршевыми двигателями. Тяга маршевых двигателей каждого модульного ракетного блока составляет приблизительно 25% от суммарной тяги маршевых двигателей моноблочной второй ступени. На первой и второй ступенях ракеты-носителя “Ариан-4” используются компоненты топлива АТ-НДМГ, а на третьей ступени - жидкие кислород и водород /3/.

К недостаткам этой ракеты-носителя следует отнести низкую энергетическую эффективность (отношение массы полезного груза М_пг к стартовой массе ракеты-носителя М_о:

),

малый диапазон изменения грузоподъемности при изменении количества жидкостных модульных ракетных блоков первой ступени от 0 до 4 (отношение максимальной массы полезного груза при 4-х модульных ракетных блоках первой ступени к минимальной массе полезного груза при 0 модульных ракетных блоках не превышает 2,0), высокая удельная стоимость выведения полезного груза.

Задачами предлагаемого изобретения являются обеспечение высокой энергетической эффективности (_пг) ракеты-носителя, широкого диапазона грузоподъемности в зависимости от количества устанавливаемых модульных ракетных блоков первой ступени (отношение максимальной массы полезного груза к минимальной до 6,5), а также снижение удельной стоимости выведения полезного груза.

Предлагаемая многоступенчатая модульная ракета-носитель содержит, по крайней мере, две ступени, установленные по пакетной схеме, первую ступень из N модульных ракетных блоков с одинаковыми маршевыми двигателями, массой рабочего запаса топлива и габаритами, моноблочную вторую ступень с запускаемой с земли двигательной установкой, полезную нагрузку, расположенную на последней ступени, и отличается тем, что в зависимости от величины массы выводимой полезной нагрузки ракета-носитель содержит от 0 до 6 модульных ракетных блоков первой ступени, отношение объема баков компонентов топлива модульного ракетного блока первой ступени к объему баков компонентов топлива ракетного блока второй ступени выбирают в диапазоне 0,4-0,52, при этом тягу маршевых двигателей модульного ракетного блока первой ступени выбирают в диапазоне 0,8-1,0 от суммарной тяги двигателей моноблочной второй ступени.

Выбор отношения объема топливных баков модульного ракетного блока первой ступени к объему топливных баков ракетного блока второй ступени предлагаемой ракеты-носителя основан на том, что для известного количества ступеней ракеты-носителя с заданными маршевыми двигателями и типом ракетного топлива грузоподъемность ракеты-носителя зависит от отношения ее массы в конце работы каждой ступени - М_кi к массе ракеты-носителя в начале работы этой ступени - или, что эквивалентно, - от распределения масс топлива по ступеням, которое характеризуется относительной массой топлива на каждой ступени

где M_oi - масса ракеты-носителя в начале работы i-ой ступени;

М_кi - масса ракеты-носителя в конце работы i-ой ступени;

М_тi - масса топлива i-ой ступени;

_кi - отношение масса ракеты-носителя в конце работы i-ой ступени к массе ракеты-носителя в начале работы i-ой ступени;

_тi - отношение массы топлива i-ой ступени к массе ракеты-носителя в начале работы i-ой ступени.

Для известной стартовой массы ракеты-носителя отношение _к1 первой ступени однозначно определяет запас топлива первой ступени и, следовательно, относительный запас топлива модульного ракетного блока (МРБ), если известно их количество на первой ступени:

где - относительный запас топлива модульного ракетного блока;

м_тМРБ - запас топлива модульного ракетного блока;

М_о - стартовая масса ракеты-носителя;

N - число модульных ракетных блоков на первой ступени;

R₁ и I₁ - тяга и удельный импульс тяги двигательной установки модульного ракетного блока первой ступени;

R₂ и I₂ - тяга и удельный импульс тяги двигательной установки моноблочной второй ступени.

Для близких значений тяги и удельного импульса тяги модульного ракетного блока первой ступени и моноблочной второй ступени величина _тМРБ может быть определена из упрощенного выражения

Известно, например, что для трехступенчатых кислородно-керосиновых ракет-носителей оптимальное значение _к1, обеспечивающее максимальную грузоподъемность этим ракетам-носителям, находится в диапазоне 0,3-0,4, а для двухступенчатых ракет-носителей оптимальное _к1 составляет около 0,25.

Анализ конкретных расчетов, проведенных при реальных весовых коэффициентах ракетных блоков и их систем, тяговооруженностях и удельных импульсах тяги двигателей, которыми обладают современные ракеты-носители, показывает, что у ракет-носителей с ЖРД оптимальное распределение рабочих запасов топлива между ступенями определяется следующими значениями относительного запаса топлива _тi:

у двухступенчатых ракет-носителей –

у трехступенчатых ракет-носителей

Таким образом, может быть определен рабочий запас топлива и объем топливных баков модульного ракетного блока первой ступени и топливных баков ракетного блока второй ступени, обеспечивающих максимальную грузоподъемность ракеты-носителя и, следовательно, ее высокую энергетическую эффективность.

Проведенные расчеты с оптимизацией и учетом ограничений, накладываемых на реальные ракеты-носители, показали, что для предлагаемой многоступенчатой модульной ракеты-носителя на кислородно-керосиновом топливе оптимальное отношение объема топливных баков модульного ракетного блока первой ступени к объему топливных баков параллельно работающего с ним ракетного блока второй ступени для числа модульных ракетных блоков от 2 до 6 и близкой тяге двигательной установки на модульных ракетных блоках и блоке второй ступени лежит в диапазоне от 0,4 до 0,52, при этом наблюдается слабая зависимость относительной массы полезного груза (_пг) от числа модульных ракетных блоков первой ступени при неизменной второй ступени. При расширении указанного диапазона для рассматриваемого типа многоступенчатой модульной ракеты-носителя происходит существенное уменьшение относительной массы полезного груза (_пг).

Техническим результатом предлагаемого изобретения является возможность определения отношения объема топливных баков модульного ракетного блока первой ступени к объему топливных баков ракетного блока второй ступени многоступенчатой модульной ракеты-носителя, имеющей моноблочную вторую ступень с запускаемой с земли двигательной установкой, обеспечивающего практически максимальную энергетическую эффективность ракеты-носителя для различного количества модульных ракетных блоков в составе первой ступени. Использование от 0 до 6 модульных ракетных блоков первой ступени обеспечивает широкий диапазон грузоподъемности многоступенчатой модульной ракеты-носителя (отношение максимальной массы полезного груза при N=6 к минимальной при N=0 достигает 6,5 раза). Максимальная энергетическая эффективность обеспечивает минимальную удельную стоимость выведения полезного груза.

Существо предлагаемого изобретения поясняется на примере многоступенчатой модульной ракеты-носителя, представленной на фиг.1-4, где:

1 - модульный ракетный блок первой ступени;

2 - моноблочная вторая ступень;

3 - последующие ступени;

4 - полезный груз;

5 - головной обтекатель;

6 - силовой пояс моноблочной второй ступени.

Многоступенчатая модульная ракета-носитель состоит из модульных ракетных блоков первой ступени 1, моноблочной второй ступени 2, установленных на нее последующих ступеней, по крайней мере одной 3, и полезной нагрузки 4 под головным обтекателем 5.

Из фиг.1-4 видно, что многоступенчатая модульная ракета-носитель имеет от 0 до 6 модульных ракетных блоков первой ступени, при этом на фиг.1 показана модульная ракета с числом модульных ракетных блоков N=0, на фиг.2 - с числом модульных ракетных блоков N=2, на фиг.3 - с числом модульных ракетных блоков N=4, на фиг.4 - с числом модульных ракетных блоков N=6.

Предлагаемая ракета-носитель функционирует следующим образом.

На старте с земли одновременно начинают работать маршевые двигатели модульных ракетных блоков первой ступени 1 и маршевые двигатели моноблочной второй ступени 2, имеющей пакетную компоновку с модульными ракетными блоками первой ступени. Усилия от тяги двигателей модульных ракетных блоков первой ступени 1 передаются на моноблочную вторую ступень 2 через силовой пояс 6 моноблочной второй ступени 2, предназначенный для крепления модульных ракетных блоков первой ступени.

После окончания топлива в модульных ракетных блоках первой ступени 1 они отделяются, и ракета-носитель продолжает полет до окончания топлива в моноблочной второй ступени 2 и ее отделения. На участке работы моноблочной второй ступени 2 по достижении допустимых для полезного груза 4 скоростных напоров отделяется головной обтекатель 5. После отделения моноблочной второй ступени 2 поочередно работают последующие ступени 3, а по окончании их работы от последней ступени отделяется полезный груз 4.

Из представленных данных следует, что благодаря более оптимальному выбору параметров модульных ракетных блоков первой ступени и соотношения тяг двигательных установок модульного ракетного блока и моноблочной второй ступени предлагаемая многоступенчатая модульная ракета-носитель имеет существенно лучшую энергетическую эффективность при более широком диапазоне изменения грузоподъемности, чем у рассматриваемого прототипа (ракеты-носителя “Ариан-4”).

Компоновка модульных ракетных блоков первой ступени и моноблочной второй ступени по пакетной схеме приводит к изменению начальной тяговооруженности ракеты-носителя при изменении количества модульных ракетных блоков на ракете-носителе. Снижение начальной тяговооруженности уменьшает относительную грузоподъемность ракеты-носителя и, следовательно, увеличивает стоимость выведения одного килограмма полезного груза. Чрезмерное увеличение начальной тяговооруженности приводит к увеличению нагрузок, действующих на выводимый полезный груз, а также увеличивает стоимость пуска ракеты-носителя за счет увеличения количества маршевых двигателей на первой ступени. Для обеспечения наименьшей удельной стоимости выведения полезного груза, а также сохранения в допустимых пределах нагрузок, действующих на выводимый полезный груз, предлагается суммарную тягу двигателей модульного ракетного блока первой ступени выбирать в диапазоне 0,8-1,0 от суммарной тяги двигателей моноблочной второй ступени. Указанный диапазон для заявленной ракеты-носителя обеспечивает практически максимальную относительную грузоподъемность, минимальную удельную стоимость выведения полезного груза и его приемлемое нагружение на активном участке полета.

Для снижения затрат на разработку и изготовление ракеты-носителя, а также повышения ее надежности, предлагается использовать в составе модульных ракетных блоков первой и моноблочной второй ступеней одинаковые маршевые двигатели, по одному на каждом блоке, при этом для управления по каналам тангажа, рыскания и крена на боковых модульных ракетных блоках первой ступени каждый маршевый двигатель установлен в узле качания, обеспечивающем отклонение этих двигателей в двух плоскостях, а на блоке второй ступени маршевый двигатель установлен неподвижно, причем ракетный блок второй ступени снабжен рулевыми двигателями для управления по каналам тангажа, рыскания и крена.

Предлагаемая многоступенчатая модульная ракета-носитель может быть создана на базе эксплуатируемой ракеты-носителя “Союз” путем замены четырех боковых блоков первой ступени на два модульных ракетных блока первой ступени с качающимися в двух плоскостях двигателями НК-33, созданными для лунной ракеты Н-1. Моноблочная вторая ступень предлагаемой ракеты-носителя имеет увеличенный на 55-65 т запас топлива и неподвижный маршевый двигатель НК-33, причем в качестве рулевого двигателя может использоваться четырехкамерный двигатель типа RD-0110 ракеты-носителя “Союз”.

Эта многоступенчатая модульная ракета-носитель способна выводить с космодрома “Байконур” на низкую опорную орбиту с наклонением около 51 полезный груз массой до 4 т при N=0, до 14 т при N=2, до 21,5 т при N=4 и до 27 т при N=6. С космическим разгонным блоком типа “ДМ” в качестве четвертой ступени эта ракета-носитель может выводить с космодрома “Байконур” на геостационарную орбиту полезные грузы массой до 2 т при №=2, до 2,8 т при №=4 и до 4-4,5 т при N=6.

Таким образом, предлагаемая многоступенчатая модульная ракета-носитель может заменить эксплуатируемые в России ракеты-носители легкого класса типа “Стрела”, “Рокот”, “Космос”, “Днепр”, ракеты-носители среднего класса типа “Союз”, “Зенит”, а также тяжелую ракету-носитель “Протон”.

Использование готовых отработанных элементов на предлагаемой ракете-носителе делает создание ее экономически целесообразным.

Литература

1. Патент США, МКИ 5 B 64 G 1/40, №5217188.

2. Патент США, МКИ 5 B 64 G 1/14, 1/40, №PCT/US 90/02333.

3. International Reference Guide to Space Launch System, 1991 Edition, AIAA.