способ доставки полезного груза твердотопливной ракетой на околоземную орбиту и твердотопливная ракета для его осуществления

Формула изобретения

1. Способ доставки полезного груза на ракете, основанный на разделении ступеней и запуске последующей ступени после окончания работы предыдущей ступени, сбросе тяги и отделении головного обтекателя, отличающийся тем, что полезный груз доставляют в расчетную точку траектории в два этапа на многоступенчатой твердотопливной ракете с доводочной ступенью с двигателем коррекции, при этом на первом этапе осуществляют выгорание топлива в ее разгонных ступенях с последовательными временными паузами между окончанием работы каждой ее предыдущей разгонной ступени и началом работы каждой ее последующей разгонной ступени, а на втором этапе отделяют доводочную ступень, корректируют кинематические параметры посредством сил тяги двигателя коррекции доводочной ступени.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что полезный груз доставляют на многоступенчатой твердотопливной ракете с управляющими двигателями малой тяги.

3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что выгорание топлива в разгонных ступенях осуществляют до минимального расчетного значения тяги.

4. Способ по пп. 1 и 2, отличающийся тем, что управляют ракетой на последней паузе с помощью двигателя малой тяги в виде газореактивной системы ориентации последней разгонной ступени.

5. Способ по п. 1, отличающийся тем, что отделяют полезный груз.

6. Способ по пп. 1 и 3, отличающийся тем, что выгорание топлива в последней разгонной ступени осуществляют полное, до величины тяги, меньшей минимальной расчетной.

7. Способ по пп. 1, 4 и 6, отличающийся тем, что управление ракетой на участке выгорания топлива в двигателе последней разгонной ступени от момента времени выхода двигателя на режим минимальной расчетной тяги до полного выгорания топлива осуществляют путем повторного включения двигателей малой тяги в виде газореактивной системы ориентации последней разгонной ступени.

8. Способ по п. 1, отличающийся тем, что отделение головного обтекателя осуществляют на паузе до включения двигателя последней разгонной ступени.

9. Способ по пп. 1 и 6, отличающийся тем, что перед отделением головного обтекателя ракету отклоняют на расчетный угол в плоскости, содержащей продольную ось ракеты, сообщают головному обтекателю скорость относительно ракеты, а затем через расчетное время отклоняют ракету на новый расчетный угол в плоскости, содержащей продольную ось ракеты.

10. Способ по пп. 1 и 9, отличающийся тем, что головному обтекателю сообщают скорость относительно ракеты с помощью импульса сил толкателей.

11. Способ по п. 1, отличающийся тем, что доводочную ступень отделяют от последней разгонной ступени после полного выгорания топлива в ней.

12. Способ по п. 1, отличающийся тем, что коррекцию кинематических параметров на втором этапе осуществляют за счет сил тяги двигателя коррекции, приложенных по толкающей схеме.

13. Способ по п. 1, отличающийся тем, что обнуление тяги двигателя коррекции осуществляют гашением его твердотопливного заряда посредством сброса давления в двигателе путем вскрытия дополнительных сопл.

14. Способ по пп. 1 и 13, отличающийся тем, что дополнительные сопла двигателя коррекции направлены в заднюю полусферу доводочной ступени так, что их силы тяги самоуравновешенны.

15. Способ по пп. 1,5,13 и 14, отличающийся тем, что после достижения на спаде тяги двигателя коррекции в его дополнительных соплах определенного ее значения отделяют полезный груз.

16. Способ по пп. 1,5 и 15, отличающийся тем, что отделяют полезный груз с использованием импульса сил толкателей.

17. Способ по пп. 1 и 9, отличающийся тем, что расчетный угол отклонения ракеты перед отделением головного обтекателя находится в пределах 15 - 20^o.

18. Способ по пп. 1,9 и 17, отличающийся тем, что ракеты отклоняют на новый расчетный угол через 10 15 с после отделения головного обтекателя.

19. Способ по пп. 1,9,17 и 18, отличающийся тем, что ракету после отделения головного обтекателя отклоняют на новый расчетный угол, находящийся в пределах 15 20^o.

20. Способ по п. 1, отличающийся тем, что выгорание топлива в разгонных ступенях ракеты осуществляют до минимальной расчетной тяги, находящейся в пределах от 0,5 до 1% номинальной тяги двигателя соответствующей разгонной ступени.

21. Способ по пп. 1 и 6, отличающийся тем, что полное выгорание топлива в последней разгонной ступени ракеты осуществляют до величины, меньшей минимальной расчетной тяги и находящейся в пределах от 0,1 до 0% номинальной тяги двигателя последней разгонной ступени.

22. Способ по пп. 1 и 8, отличающийся тем, что отделение головного обтекателя осуществляют на высоте более 100 км.

23. Способ по пп. 1 и 15, отличающийся тем, что скорость полезного груза относительно доводочной ступени после его отделения находится в пределах 0,1

2,5 м/с.

24. Твердотопливная ракета для доставки полезного груза, содержащая последовательно соединенные разгонные ступени, отсеки, двигатели, узлы разделения, полезный груз и головной обтекатель, отличающаяся тем, что ракета снабжена доводочной ступенью с двигателей коррекции малой тяги с сопловыми блоками, при этом доводочная ступень соединена с последней разгонной ступенью, а двигатели разгонных ступеней выполнены твердотопливными.

25. Ракета по пп. 1 и 24, отличающаяся тем, что она дополнительно снабжена управляющими двигательными установками малой тяги с сопловыми блоками.

26. Ракета по пп. 24 и 25, отличающаяся тем, что управляющие двигательные установки малой тяги выполнены на твердом топливе.

27. Ракета по пп. 24 и 25, отличающаяся тем, что двигатель коррекции малой тяги доводочной ступени выполнен на твердом топливе.

28. Ракета по пп. 24 и 25, отличающаяся тем, что узлы разделения каждой предыдущей разгонной ступени от соответствующей последующей разгонной ступени выполнены в виде продольных и поперечных детонирующих удлиненных зарядов, уложенных на соединяющих ступени отсеках.

29. Ракета по пп. 24 и 25, отличающаяся тем, что управляющие двигатели малой тяги на всех, кроме последней, разгонных ступенях своими сопловыми блоками ориентированы в сторону полезного груза и под углом к продольной оси ракеты.

30. Ракета по пп. 24 и 25, отличающаяся тем, что сопловые блоки двигателя коррекции доводочной ступени направлены в заднюю полусферу доводочной ступени.

31. Ракета по пп. 24 и 25, отличающаяся тем, что на сопловом блоке последней разгонной ступени установлена управляющая двигательная установка в виде газореактивной системы ориентации.

32. Ракета по пп. 24 и 25, отличающаяся тем, что узлы отделения полезного груза выполнены в виде распадающихся узлов крепления и толкателей.

33. Ракета по пп. 24 и 25, отличающаяся тем, что двигатель коррекции доводочной ступени снабжен дополнительными соплами, отклоненными на угол 60 - 80^o от продольной оси доводочной ступени, сгруппироваными парами и расположенными равномерно по периметру через 120^o по периметру ракеты.

34. Ракета по пп. 24 и 25, отличающаяся тем, что содержит четыре разгонные ступени.

35. Ракета по пп. 24 и 25, отличающаяся тем, что содержит пять разгонных ступеней.

36. Ракета по пп. 24 и 25, отличающаяся тем, что узлы отделения последней разгонной ступени от доводочной снабжены механическими толкателями.

37. Ракета по пп. 24 и 25, отличающаяся тем, что узлы отделения последней разгонной ступени от доводочной дополнены двигателями малой тяги ориентированными своими сопловыми блоками в сторону полезного груза и под углом к продольной оси ракеты.

38. Ракета по пп. 24 и 25, отличающаяся тем, что угол между осью соплового блока управляющей двигательной установки и продольной осью ракеты находится в пределах 10 80^o.

39. Ракета по пп. 24 и 36, отличающаяся тем, что механический толкатель содержит предварительно сжатый упругий элемент.

40. Ракета по пп. 24 и 36, отличающаяся тем, что механический толкатель содержит сжатый газ.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при разработке способов доставки полезного груза (орбитального космического аппарата) на околоземную орбиту твердотопливной ракетой, а также при разработке твердотопливных многоступенчатых ракет, используемых для вышеуказанной цели.

Изобретения относятся к классу твердотопливных ракет, для которых существует ряд преимуществ по сравнению с широко используемыми в настоящее время жидкостными ракетами. Эти преимущества заключаются в следующем: нет потребности в специальном космодроме со сложным технологическим оборудованием; твердотопливную ракету можно запускать с любого места, куда может быть доставлена ракета с пусковым стендом; высокая степень готовности к старту, т. к. отсутствует необходимость заправки ракет компонентами топлива. Кроме того, экспертный анализ показал, что эксплуатация твердотопливных ракет экологически существенно более чистая по сравнению с ракетами на двигателях с токсичным жидким топливом. Так, в процессе предстартовой подготовки при обслуживании жидкостных ракетных двигателей происходит утечка весьма ядовитых компонентов и тем самым происходит загрязнение окружающей среды в районе стартовой позиции полигона, что отсутствует при предстартовой подготовке твердотопливных двигателей. При падении отработанной ступени с жидкостным двигателем происходит разбрызгивание остатков топлива в радиусе до 20 км. Остатки топлива в баках и в системах подачи его для двигателей жидкостных ракет являются их особенностью, а с точки зрения экологической чистоты существенным недостатком, в то время как в отработанных двигательных установках на твердом топливе они отсутствуют, т.к. выгорание твердого топлива происходит полностью.

Вышеприведенные рассуждения нисколько не умаляют необходимость применения жидкостных ракет (жидкостные ракеты незаменимы, например, при запуске пилотируемых космических аппаратов, т.к. у них более низкие значения перегрузок на активном участке траектории (АУТ) по сравнению с твердотопливными), а эти рассуждения показывают, что наряду с жидкостными ракетами могут быть широко использованы в космической технике и твердотопливные ракеты.

Однако при использовании для вывода на орбиту космических аппаратов с помощью твердотопливных ракет возникает ряд особенностей, характерных только для класса ракет, и эти особенности необходимо учитывать при разработке способов и конструкций твердотопливных ракет, предназначенных для использования в космических проектах.

К этим особенностям относятся: наличие твердых частиц в продуктах сгорания твердого топлива, воздействие которых на оборудование орбитального космического аппарата (ОКА), например на оптику, фотоэлементы солнечных батарей, приводит к затемнению их рабочих поверхностей и соответственно к ухудшению их функциональных характеристик. Поэтому необходимо при разработке способа и конструкции твердотопливной ракеты стремиться к исключению воздействия на оборудование ОКА продуктов сгорания твердого топлива, двигателей разгонных ступеней ракеты и малогабаритных управляющих двигательных установок.

Также необходимо учитывать и следующую особенность, возникающую при отделении отработавших степеней, которая в принципе может быть актуальной и для жидкостных ракет, если в них, так же как и в твердотопливной ракете, используются для разделения ступеней твердотопливные управляющие тормозные двигательные установки (ТДУ), сопловые блоки которых направлены в сторону ОКА.

Также необходимо учитывать особенность, связанную с выбором времени сброса главного обтекателя (ГО), закрывающего ОКА от аэродинамического воздействия на АУТе, и особенность, связанную с выбором устройства, обеспечивающего сброс головного обтекателя. С одной стороны, сброс ГО на малой высоте, например на высоте 70 км, приводит к увеличению располагаемого веса выводимой полезной нагрузки, но при этом на ОКА воздействуют аэродинамические и тепловые потоки, а для увода самого ГО требуется двигательная установка (двигатель увода) и, что самое нежелательное, на ОКА воздействуют продукты сгорания топлива как отделившейся разгонной ступени, так и тормозных двигательных установок.

Сброс же ГО на большей высоте (>70 км) с одной стороны повышает защищенность ОКА от внешних воздействий, а с другой стороны, приводит к уменьшению располагаемой массы выводимого полезного груза. Следовательно, необходим выбор оптимальной комбинации параметров: высоты сброса ГО и средств его увода, при которых исключается воздействие на ОКА продуктов сгорания твердого топлива, воздействие аэродинамических и тепловых потоков, и приводящие к минимально возможному проигрышу в располагаемой массе выводимого полезного груза.

Также необходимо разрабатывать вопрос об оптимальном функционировании двигательной установки доводочной ступени.

Все вышеизложенное позволяет сделать вывод о том, что актуальным является как сам вопрос об использовании твердотопливных ракет для вывода ОКА на околоземную орбиту, так и вопрос об обеспечении максимальной защиты выводимого ОКА от продуктов сгорания твердого топлива и воздействия аэродинамических и тепловых потоков. Из анализа уровня техники в качестве аналога авторы выбирают способ запуска известной твердотопливной ракеты "Минитмен" (см. Балабух Л.И. и др. Основы строительной механики ракет. М. Высшая школа, 1969, с.259, фиг.27.3в)[1]

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому способу является способ доставки полезного груза на ракете, основанный на разделении ступеней и запуске последующей ступени после окончания работы предыдущей ступени, сбросе тяги и отделении головного обтекателя (см. Колсников К.С. Козлов В.И. Кокушкин В.В. Динамика разделения ступеней летательных аппаратов. М. Машиностроение, 1977, с.10-13)[2]

Недостатком прототипа [2] является отсутствие в нем указаний на конкретные действия и режимы способа, приводящие к повышению защищенности ОКА от воздействий, перечисленных выше.

Технической задачей, решаемой заявляемым способом, является уменьшение воздействий продуктами сгорания на ОКА при выводе его на околоземную орбиту с помощью твердотопливной ракеты.

Поставленная техническая задача решается тем, что в известном способе доставки полезного груза твердотопливной ракетой на околоземную орбиту, основанном на разделении ступеней и запуске последующей ступени после окончания работы предыдущей ступени, сбросе тяги и отделении головного обтекателя, согласно изобретению, полезный груз доставляют в расчетную точку траектории в два этапа на многоступенчатой твердотопливной ракете с доводочной ступенью с двигателем коррекции, при этом на первом этапе осуществляют выгорание топлива в ее разгонных ступенях с последовательными временными паузами между окончанием работы каждой ее предыдущей разгонной ступени и началом работы каждой ее последующей разгонной ступени, а на втором этапе отделяют доводочную ступень, корректируют кинематические параметры посредством сил тяги двигателя коррекции доводочной ступени.

Частные признаки, характеризующие способ.

Полезный груз доставляют на многоступенчатой твердотопливной ракете с управляющими двигателями малой тяги.

Выгорание топлива в разгонных ступенях осуществляют до минимального расчетного значения тяги.

Управляют ракетой на последней паузе с помощью двигателя малой тяги в виде газореактивной системы ориентации последней разгонной ступени.

Отделяют полезный груз.

Выгорание топлива в последней разгонной ступени осуществляют полное, до величины тяги, меньшей минимальной расчетной.

Управление ракетой на участке выгорания топлива в двигателе последней разгонной ступени от момента времени выхода двигателя на режим минимальной расчетной тяги до полного выгорания топлива осуществляют путем повторного включения двигателей малой тяги в виде газореактивной системы ориентации последней разгонной ступени.

Отделение головного обтекателя осуществляют на паузе до включения двигателя последней разгонной ступени.

Перед отделением головного обтекателя ракету отклоняют на расчетный угол в плоскости, содержащей продольную ось ракеты, сообщают головному обтекателю скорость относительно ракеты, а затем через расчетное время отклоняют ракету на новый расчетный угол в плоскости, содержащей продольную ось ракеты.

Головному обтекателю сообщают скорость относительно ракеты с помощью импульса сил толкателей.

Доводочную ступень отделяют от последней разгонной ступени после полного выгорания топлива в ней.

Коррекцию кинематических параметров на втором этапе осуществляют за счет сил тяги двигателя коррекции, приложенных по толкающей схеме.

Обнуление тяги двигателя коррекции осуществляют гашением его твердотопливного заряда посредством сброса давления в двигателе путем вскрытия дополнительных сопел.

Дополнительные сопла двигателя коррекции направлены в заднюю полусферу доводочной ступени так, что их силы тяги самоуравновешены.

После достижения на спаде тяги двигателя коррекции в его дополнительных соплах определенного ее значения отделяют полезный груз.

Отделяют полезный груз с использованием импульса сил толкателей.

Расчетный угол отклонения ракеты перед отделением головного обтекателя в пределах 15-20^o.

Ракету отклоняют на новый расчетный угол через 10-15 с после отделения головного обтекателя.

Ракету после отделения головного обтекателя отклоняют на новый расчетный угол, находящийся в пределах 15-20^o.

Выгорание топлива в разгонных ступенях ракеты осуществляют до минимальной расчетной тяги, находящейся в пределах от 0,5% до 1% номинальной тяги двигателя соответствующей разгонной ступени.

Полное выгорание топлива в последней разгонной ступени ракеты осуществляют до величины, меньшей минимальной расчетной тяги и находящейся в пределах от 0,1% до 0% номинальной тяги двигателя последней разгонной ступени.

Отделение головного обтекателя осуществляют на высоте более 100 км.

Скорость полезного груза относительно доводочной ступени после его отделения находится в пределах 0,1 м/с 2,5 м/с.

Недостатки аналога [1] те же, что и прототипа [2]

В качестве ближайшего аналога (прототипа) к заявляемой твердотопливной ракете принята известная ракета "Сатурн V", содержащая последовательно соединенные разгонные ступни, отсеки, двигатели, узлы разделения, полезный груз и головной обтекатель (см. Балабух Л.И. и др. с.258)[3]

Недостатком известной ракеты-аналога [1] и прототипа [3] является отсутствие в ней указаний на конкретные элементы конструкции, приводящие к повышению защищенности ОКА от воздействий.

Техническая задача, решаемая заявляемой ракетой, та же, что и в заявляемом способе, и достигается тем, что в известной [3] ракете, содержащей последовательно соединенные разгонные ступени, отсеки, двигатели, узлы разделения, полезный груз и головной обтекатель, согласно изобретению, ракета снабжена доводочной ступенью с двигателем коррекции малой тяги с сопловыми блоками, при этом доводочная ступень соединена с последней разгонной ступенью, а двигатели разгонных ступеней выполнены твердотопливными.

Частные признаки, характеризующие конструкцию ракеты.

Ракета дополнительно снабжена управляющими двигательными установками малой тяги с сопловыми блоками.

Управляющие двигательные установки малой тяги выполнены на твердом топливе.

Двигатель коррекции малой тяги доводочной ступени выполнен на твердом топливе.

Узлы разделения каждой предыдущей разгонной ступени от соответствующей последующей разгонной ступени выполнены в виде продольных и поперечных детонирующих удлиненных зарядов, уложенных на соединяющих ступени отсеках.

Управляющие двигатели малой тяги на всех, кроме последней, разгонных ступенях своими сопловыми блоками ориентированы в сторону полезного груза и под углом к продольной оси ракеты.

Сопловые блоки двигателя коррекции доводочной ступени направлены в заднюю полусферу доводочной ступени.

На сопловом блоке последней разгонной ступени установлена управляющая двигательная установка в виде газореактивной системы организации.

Узлы отделения полезного груза выполнены в виде распадающихся узлов крепления и толкателей.

Двигатель коррекции доводочной ступени снабжен дополнительными соплами, отклоненными на угол 60-80^o от продольной оси доводочной ступени, сгруппированы парами и расположенными равномерно по периметру через 120^o по периметру ракеты.

Ракета содержит четыре разгонные ступени.

Ракета содержит пять разгонных ступеней.

Узлы отделения последней разгонной ступени от доводочной снабжены механическими толкателями.

Узлы отделения последней разгонной ступени от доводочной дополнены двигателями малой тяги, ориентированными своими сопловыми блоками в сторону полезного груза и под углом к продольной оси ракеты.

Угол между осью соплового блока управляющей двигательной установки и продольной осью ракеты находится в пределах 10- 80^o.

Механический толкатель содержит предварительно сжатый упругий элемент.

Механический толкатель содержит сжатый газ.

Выполнение в заявленной ракете узлов отделения последней разгонной ступени от доводочной ступени, узлов отделения ГО и полезного груза в виде механических толкателей обусловлено тем, что обтекатель согласно способу отделяют на последней паузе до включения двигателя последней разгонной ступени, последнюю разгонную ступень от доводочной отделяют после полного выгорания в ней топлива, а полезный груз от доводочной ступени после практически полного обнуления тяги двигателя коррекции доводочной ступени, т.к. при этих режимах в заявляемом способе для разделения требуются небольшие усилия, которые могут развивать механические толкатели, при этом отпадает необходимость в тормозной двигательной установке на последней разгонной ступени, в двигателе увода ГО, необходимость тормозить доводочную ступень ее двигателем коррекции и, следовательно, исключается воздействие продуктов сгорания их топлива на ОКА.

Таким образом, заявляемые способ и ракета объединены единым изобретательским замыслом и составляют группу изобретений.

На фиг. 1 изображена ракета с четырьмя разгонными ступенями, на фиг.2 - выноска I фиг.1, на фиг.3 выноска II фиг.1, 5, на фиг.4 циклограмма работы ракетных двигателей для четырехступенчатной ракеты, на фиг.5 ракета с пятью разгонными ступенями, а фиг.6 циклограмма работы ракетных двигателей для пятиступенчатой ракеты.

Конкретный пример реализации четырехступенчатой ракеты-носителя.

Четырехступенчатая твердотопливная ракета-носитель (фиг. 1) содержит последовательно соединенные посредством отсеков четыре разгонные ступени 1, 2, 3, 4 с двигателями на твердом топливе и с управляющими двигательными установками малой тяги с сопловыми блоками, доводочную ступень 5, соединенную с последней разгонной ступенью и содержащую двигатель коррекции малой тяги с сопловыми блоками, полезный груз 6 и головной обтекатель 7, соединенные с доводочной ступенью 5, узлы отделения доводочной ступени, головного обтекателя и полезного груза, узлы отделения каждой предыдущей разгонной ступени от соответствующей последующей разгонной ступени, выполненные в виде продольных и поперечных детонирующих удлиненных зарядов 8, уложенных на соединяющих ступени отсеках, и двигателей 9 малой тяги (фиг.2), установленных на всех, кроме последней, разгонных ступенях 1, 2, 3 с ориентированными своими сопловыми блоками 10 (фиг.2) в сторону полезного груза 6 и под углом к продольной оси ракеты, при этом угол между осью соплового блока управляющей двигательной установки и продольной осью ракеты находится в пределах 10-80^o, а узлы отделения последней разгонной ступени от доводочной ступени 5. В этом случае, когда по условиям компоновки невозможна установка механических толкателей, для отделения последней разгонной ступени от доводочной устанавливают вместо них управляющие ДУ (на чертежах не показаны), при этом угол между ее сопловым блоком и продольной осью ракеты выбирают из условия обеспечения максимальной защищенности космического аппарата. Узлы отделения головного обтекателя 7 от доводочной ступени 5 и космического аппарата выполнены в виде механических толкателей 11, а сопловые блоки 12 двигателя коррекции 13 доводочной ступени 5 ориентированы в сторону, противоположную полезному грузу 6, и дополнительные сопла 16 этого двигателя отклонены на угол 60-80^o oт продольной оси доводочной ступени и направлены в ее заднюю полусферу, при этом на сопловом блоке 14 последней разгонной ступени 4 установлена управляющая двигательная установка в виде газореактивной системы ориентации 15 (фиг.1).

В том случае когда импульса разрывных болтов недостаточно для отделения последней разгонной ступени от доводочной ступени, дополнительно устанавливаются механические толкатели 11.

Конкретный пример реализации способа для четырехступенчатой ракеты.

Способ доставки полезного груза 6 твердотопливной ракетой на околоземную орбиту основан на том, что полезный груз 6 выводят в расчетную точку траектории в два этапа на многоступенчатой твердотопливной ракете-носителе с разгонными ступенями 1, 2, 3, 4 с управляющими двигателями 9 малой тяги и доводочной ступенью 5 с двигателем коррекции и головным обтекателем, при этом на первом этапе осуществляют выгорание топлива в ее разгонных ступенях 1, 2, 3, кроме последней 4, до минимального расчетного значения тяги, находящейся в пределах от 0,5% до 1% номинальной тяги двигателя соответствующей разгонной ступени и с последовательными временными паузами между окончанием работы каждой ее предыдущей разгонной ступени и началом работы каждой ее последующей разгонной ступени, осуществляют сброс головного обтекателя 7, а управляют ракетой на последней паузе с помощью двигателя малой тяги в виде газореактивной системы ориентации 15 последней разгонной ступени 4, а на втором этапе отделяют доводочную ступень 5 и корректируют кинематические параметры посредством сил тяги двигателя коррекции доводочной ступени. Выгорание топлива в последней разгонной ступени осуществляют полное, до величины тяги, меньшей минимальной расчетной и находящейся в пределах от 0,1% до 0% номинальной тяги двигателя последней разгонной ступени, управление ракетой на участке выгорания топлива в двигателе последней разгонной ступени от момента времени выхода двигателя на режим расчетной минимальной тяги до полного без остатка выгорания топлива осуществляют путем повторного включения двигателей малой тяги в виде газореактивной системы ориентации 15 последней разгонной ступени 4, а сброс головного обтекателя 7 осуществляют на паузе до включения двигателя последней разгонной ступени 4, для чего сначала ракету отклоняют на расчетный угол в плоскости, содержащую продольную ось ракеты (расчетный угол отклонения ракеты перед сбросом головного обтекателя находится в пределах 15-20^o), с помощью импульса сил толкателей 11 на высоте более 100 км сообщают головному обтекателю 7 скорость относительно ракеты, а затем чеpез расчетное время отклоняют ракету (через 10-15 с после сброса головного обтекателя) на новый расчетный угол (ракету после сброса головного обтекателя отклоняют на новый расчетный угол, находящийся в пределах 15-20^o ), в плоскости, содержащую продольную ось ракеты, а последнюю разгонную ступень отделяют от доводочной ступени после полного выгорания топлива в разгонной ступени и с помощью импульса сил толкателей, при этом коррекцию кинематических параметров на втором этапе осуществляют за счет сил тяги двигателя коррекции 13, приложенных по толкающей схеме, а обнуление тяги двигателя коррекции 13 осуществляют путем вскрытия дополнительных сопел, установленных под углом 60-80^o к продольной оси доводочной ступени, направленных в заднюю полусферу доводочной ступени и самоуравновешенных. Затем после достижения на спаде тяги ее определенного значения отделяют полезный груз с помощью импульса сил толкателей.

Конструкция пятиступенчатой ракеты (фиг.5) и способ доставки полезного груза пятиступенчатой твердотопливной ракетой не требуют дополнительных пояснений, а при помощи этой ракеты возможно доставлять больший груз.

На циклограмме, фиг.4, точками 0, 2, 4 и 8, соответственно, обозначено начало работы твердотопливных двигателей (четырехступенчатой ракеты-носителя) первой и второй, третьей и четвертой разгонных ступеней, а точками 1, 3 и 5, соответственно, обозначено начало работы тормозных двигателей первой, второй и третьей разгонных ступеней. Точкой 6 обозначено начало работы первого включения газореактивной системы ориентации. Точкой 7 обозначен момент времени, соответствующий сбросу головного обтекателя на паузе, на высоте более 100 км, между временем окончания работы двигательной установки третьей разгонной ступени и временем начала работы двигателя четвертой разгонной ступени. Точкой 9 обозначено начало работы второго включения газореактивной систем ориентации. Точкой 20 обозначен момент времени выгорания топлива в двигателе четвертой разгонной ступени до величины тяги в нем 0,1-0% от номинальной. Точкой 11 обозначено время начала работы двигательной установки (двигателя коррекции) доводочной ступени, а точкой 12 время начала обнуления двигательной установки доводочной ступени (задействование дополнительных сопел). Точкой 13 обозначен момент времени отделения ОКА.

На фиг.6 показана циклограмма работы двигателей пятиступенчатой ракеты, аналогичная циклограмме работы четырехступенчатой ракеты.

Каждый признак способа и каждый признак ракеты необходим, а вместе они достаточны для достижения поставленной технической задачи уменьшение воздействий на ОКА при выводе его на околоземную орбиту с помощью твердотопливной ракеты-носителя. Отсутствие хотя бы одного из отличительных признаков не позволяет решить поставленную в заявке техническую задачу.

Рассмотрим последовательно отличительные признаки.

1. Выгорание топлива в последней разгонной ступени осуществляют полное, до величины, меньшей минимальной расчетной тяги и находящейся в пределах от 0% до 0,1% номинальной тяги двигателя последней разгонной ступени, при этом последнюю разгонную ступень отделяют от доводочной ступени, после полного выгорания в последней ступени топлива.

Наличие данной совокупности признаков позволяет осуществить отделение последней разгонной ступени от доводочной ступени без использования тормозных двигательных установок.

В заявляемом же способе разделение ступеней (последней разгонной от доводочной) осуществляется после полного выгорания топлива в последней разгонной ступени, что соответствует 0-0,1% от номинальной тяги и составляет 0-10 кг остаточной тяги. При таких значениях остаточной тяги применение толкателей приемлемо как по габаритам, так и по массе.

Замена ТДУ на толкатели в заявляемом техническом решении позволяет исключить воздействие продуктов сгорания ТДУ на ОКА.

Рассматриваемая совокупность отличительных признаков способствует решению поставленной технической задачи еще и по следующей причине. После отделения последней разгонной ступени от доводочной ступени разгонная ступень может вращаться вокруг своего центра масс. В известных технических решениях [1, 2] указанное обстоятельство приводит к воздействию на ОКА продуктов сгорания от двигателя последней разгонной ступени, т.к. остаточная тяга его составляет 50-100 кг. В заявляемом техническом решении воздействие продуктов сгорания топлива последней разгонной ступени практически исключено, так как его остаточная тяга практически равна нулю.

Рассмотренная совокупность признаков способа взаимосвязана со следующими совокупностями признаков способа и конструкции ракеты, без которых ее реализация была бы невозможна. Это следующая совокупность признаков.

1.1 Управление ракетой на участке выгорания топлива в двигателе последней разгонной ступени от момента времени выхода двигателя на режим расчетной минимальной тяги до полного выгорания топлива осуществляют путем повторного включения двигателей малой тяги в виде газореактивной системы ориентации последней разгонной ступени.

1.2 Узлы отделения последней разгонной ступени от доводочной ступени выполнены в виде разрывных болтов и толкателей.

Рассмотрим следующую совокупность признаков способа.

2. Сброс головного обтекателя осуществляется на паузе до включения двигателя последней разгонной ступени.

В рассматриваемой совокупности признаков важно, что ГО сбрасывается на паузе (отсутствуют силы взаимодействия между ГО и ракетой, обусловленные перегрузками), и важно, что ГО сбрасывают именно на последней паузе, что соответствует высоте более 100 км, поскольку на этой высоте практически отсутствуют аэродинамические силы, прижимающие ГО к ракете.

Рассматриваемая совокупность признаков способствует решению поставленной в заявке технической задачи, т.к. сброс ГО на высоте более 100 км практически исключает воздействие на ОКА аэродинамических и тепловых потоков.

Отсутствие усилий в стыке ГО с ракетой позволяет воспользоваться малогабаритными механическими толкателями для отделения ГО от ракеты и отказаться от двигателей увода.

В известных технических решениях на ОКА воздействуют как аэродинамические и тепловые потоки, так и продукты сгорания, в заявляемом же техническом решении эти воздействия исключены.

Рассмотренная совокупность признаков способа взаимосвязана со следующими совокупностями признаков способа и ракеты соответственно, без которых ее реализация была бы невозможной.

Это следующие совокупности признаков.

2.1. Сначала ракету отклоняют на расчетный угол (расчетный угол разворота ракеты перед сбросом ГО находится в пределах 15- 20^o), с помощью импульса сил механических толкателей сообщают головному обтекателю скорость относительно ракеты, а затем через расчетное время отклоняют ракету (через 15-20 с после сброса головного обтекателя) на новый расчетный угол, находящийся в пределах 15-20^o). Эта совокупность признаков позволяет также исключить соударение сброшенного ГО с ракетой после включения ее последней разгонной ступени.

2.2. Узлы отделения головного обтекателя от доводочной ступени выполнены в виде разрывных болтов и механических толкателей.

Рассмотрим следующую совокупность признаков.

3. Коррекцию кинематических параметров на втором этапе осуществляют за счет сил тяги двигателя коррекции, приложенных по толкающей схеме, а обнуление тяги двигателя коррекции осуществляют путем вскрытия дополнительных сопел, направленных в заднюю полусферу доводочной ступени и самоуравновешенных.

В толкающей схеме газы из двигателя коррекции истекают в направлении, противоположном ОКА, что исключает воздействие газов на ОКА.

При обнулении газы также не воздействуют на ОКА, т.к. истекают в заднюю полусферу доводочной ступени. В известных технических решениях использовалось реверсирование тяги, что приводило к воздействию газов на ОКА. Самоуравновешивание сил тяги при обнулении достигается за счет распределения пар сопел по периметру и через 120^o.

Таким образом, доказано, что каждый признак заявляемых способа и ракеты необходим, а все вместе необходимы в целом и направлены на решение поставленной технической задачи.