способ компоновки многоразовых ракет космического назначения

Формула изобретения

Способ компоновки, включающий компоновку многоразовых ракет космического назначения из двух элементов - многоразового возвращаемого ракетного блока первой ступени и одноразового ракетного блока второй ступени, отличающийся тем, что при формировании ряда многоразовых ракет космического назначения с многоразовой крылатой первой ступенью, выполненной без теплозащитного покрытия, используют как разное количество в составе первой ступени унифицированных между собой многоразовых возвращаемых ракетных блоков первой ступени, так и разное количество в составе второй ступени унифицированных между собой одноразовых ракетных блоков второй ступени, при этом компоновку осуществляют, используя типоразмеры всего двух унифицированных элементов, минимальное количество и типоразмеры которых определяют исходя из минимального значения массы выводимого на орбиту полезного груза из заданного для ряда многоразовых ракет космического назначения диапазона масс полезного груза, а максимальное количество определяют, исходя из максимального значения массы полезного груза из заданного диапазона масс и заданной конфигурации унифицированного стартового комплекса.

Описание изобретения к патенту

Одним из основных принципов, определяющих облик и эффективность современных и перспективных транспортных космических систем (ТКС), является возможность создания на базе типовых модулей семейств (ряда) ракет-носителей (РН) различных классов грузоподъемности.

Известны проекты семейств одноразовых ракет-носителей: Atlas, Titan, Delta, «Ангара» (см., например, патенты США № 5203844, кл. 244/158R, 1993 г.; № 5143328, кл. 244/158R, 1992 г.; № 6360994, кл. 244/158R, 2002 г.; патент РФ № 2161108, кл. B64G 1/00, 2000 г.).

Все эти семейства РН пакетной схемы образованы наращиванием вокруг центрального ракетного блока (второй ступени) различного количества ракетных блоков первой ступени - твердотопливных (РН Atlas, Titan, Delta 2 4-средняя) или жидкостных унифицированных с центральным блоком (РН Delta 4-тяжелая, «Ангара-3, -5»), при этом эксплуатация каждого ряда РН предполагается с единого унифицированного стартового комплекса (СК).

Такой принцип образования ряда РН предполагает достаточно широкий диапазон параметров разделения 1-х и 2-х ступеней (скорость, высота, дальность, траекторный угол и др.), что приемлемо для одноразовых РН.

При образовании ряда многоразовых ракет космического назначения (МРКН) с многоразовой крылатой 1-ой ступенью необходимо учитывать достаточно жесткие ограничения на параметры разделения 1-ой и 2-ой ступеней, обусловленные как необходимостью высокой технико-экономической эффективности МРКН (что определяет минимизацию размерности 2-ой ступени и, как следствие, возможно большие скорости разделения), так и исполнением многоразовой 1-ой ступени (многоразовых возвращаемых ракетных блоков) без теплозащитного покрытия (что определяет ограничения ее теплового нагружения и, как следствие, ограничения на начальные параметры возвратного полета многоразовой первой ступени).

Эти ограничения и требования приводят к достаточно фиксированному массовому соотношению 1 и 2 ступеней МРКН (в стартовой размерности), что при образовании ряда РН при наращивании количества унифицированных многоразовых возвращаемых ракетных блоков 1-й ступени приводит, в свою очередь, к необходимости иметь соответствующие по массе 2-е ступени для РН каждого класса грузоподъемности. При этом исполнение вторых ступеней как оригинальных для каждого класса РН приводит к загрузке производственных мощностей разнотипной мелкосерийной продукцией, соответствующему усложнению технологических операций на техническом комплексе (ТК) и исключает возможность использования единого унифицированного для ряда РН стартового комплекса.

Задачей данного изобретения является создание способа компоновки многоразовых ракет космического назначения с получением технического результата в виде создания ряда РН с использованием всего двух типоразмеров ракетных блоков и получения возможности использования единого унифицированного для ряда РН стартового комплекса.

Решение этой задачи достигается тем, что в способе компоновки многоразовых ракет космического назначения, включающем компоновку многоразовых ракет космического назначения из двух унифицированных элементов - многоразового возвращаемого ракетного блока первой ступени и одноразового ракетного блока второй ступени, в соответствии с изобретением при формировании ряда многоразовых ракет космического назначения используют как разное количество унифицированных многоразовых возвращаемых ракетных блоков первой ступени, так и разное количество унифицированных одноразовых ракетных блоков второй ступени, при этом компоновку осуществляют, используя типоразмеры унифицированных элементов, минимальное количество и типоразмеры которых определяют, исходя из минимального значения массы выводимого на орбиту полезного груза из заданного для ряда многоразовых ракет космического назначения диапазона масс полезного груза, а максимальное количество определяют, исходя из максимального значения массы полезного груза из заданного диапазона масс и заданной конфигурации унифицированного стартового комплекса.

Предложенный способ далее поясняется с использованием графического материала, где на фиг.1 показан пример конфигурации унифицированного стартового комплекса на пять ракетных блоков, на фиг.2, возможные принципиальные схемы компоновки многоразовых ракет космического назначения при определенной конфигурации стартового комплекса, на фиг.3 - пример ряда многоразовых ракет космического назначения из двух унифицированных элементов для заданного диапазона масс полезного груза от 24 т до 60 т, на фиг.4 показаны типоразмеры унифицированных ракетных блоков многоразовых ракет космического назначения в этом диапазоне масс полезного груза.

Предложенный способ осуществляют следующим образом.

Компонуют ряд многоразовых ракет космического назначения всего из двух унифицированных элементов - многоразовых возвращаемых ракетных блоков первой ступени и одноразовых ракетных блоков второй ступени. При этом используют как разное количество возвращаемых ракетных блоков первой ступени, так и разное количество одноразовых ракетных блоков второй ступени. Типоразмеры этих ракетных блоков выбирают, исходя из заданного для ряда РН диапазона масс полезного груза, выводимого на орбиту, и от заданной конфигурации унифицированного стартового комплекса (см. фиг.1, 2, 3, 4). Так, например, конфигурация унифицированного стартового комплекса на пять ракетных блоков - два унифицированных многоразовых возвращаемых ракетных блока первой ступени (позиция 1 на фиг.1) и три унифицированных одноразовых ракетных блока второй ступени (позиция 2 на фиг.1) - может быть такой, как представлено схематично на фиг.1. Возможные принципиальные схемы компоновки МРКН при определенной конфигурации стартового комплекса приведены на фиг.2. На фиг.3 в качестве примера компоновки МРКН из двух унифицированных элементов приведен ряд МРКН для заданного диапазона полезного груза от 24 до 60 т. На фиг.4 показаны типоразмеры унифицированных ракетных блоков в этом диапазоне масс полезного груза и при определенной конфигурации унифицированного стартового комплекса.

Предложенный способ позволяет обеспечивать достаточно жесткие ограничения на параметры разделения 1-ой и 2-ой ступеней, использовать при этом многоразовые первые ступени без теплозащитного покрытия, разгружать производственные мощности от загрузки разнотипной мелкосерийной продукцией, упростить технологические операции на техническом комплексе и транспортные операции за счет сокращения номенклатуры ракетных блоков.