способ выведения полезного груза в космическое пространство и многоступенчатая ракетно-космическая система для его осуществления

Формула изобретения

1. Способ выведения полезного груза в космическое пространство с помощью многоступенчатой ракеты-носителя, включающий перекачку топлива в последующую ступень из по меньшей мере предпоследней ступени перед ее отделением, отличающийся тем, что в качестве топлива двигательной установки каждой ступени за исключением последней используют жидкие криогенные компоненты, в том числе сжиженные природный газ и кислород, остатки которых в процессе перекачки в последнюю ступень преобразуют в парогазовые или газообразные компоненты топлива.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в топливных емкостях с жидкими криогенными компонентами создают газовые подушки в основном из тех же криогенных компонентов и газообразные компоненты образованных подушек после выработки в емкостях жидких криогенных компонентов топлива принудительно подают под давлением в емкости последней ступени и используют как газообразное топливо.

3. Многоступенчатая ракетно-космическая система для доставки полезного груза в космическое пространство, содержащая модуль полезного груза и последовательно состыкованные между собой отделяемые ступени, каждая из которых включает емкости для компонентов жидкого топлива, жидкостные реактивные двигатели, системы подачи компонентов жидкого топлива в реактивные двигатели, органы и аппаратуру управления полетом и последовательным отделением ступеней, отличающаяся тем, что емкости всех ступеней, кроме последней, выполнены с возможностью заправки в них жидких криогенных компонентов, а емкости последней ступени выполнены в виде емкостей высокого давления для заправки газообразными компонентами того же криогенного топлива, при этом последняя ступень снабжена газовыми реактивными двигателями, трубопроводами подачи компонентов газообразного топлива из емкостей высокого давления в газовые реактивные двигатели и высоконапорными разъемными топливными магистралями, соединяющими емкости высокого давления последней ступени с емкостями для жидких криогенных компонентов топлива по меньшей мере предпоследней ступени, на которой размещены газификаторы жидкого топлива, средства подачи жидких криогенных компонентов в газификаторы и в емкости высокого давления через высоконапорные разъемные топливные магистрали последней ступени.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области ракетной техники, а более точно к способу выведения полезного груза в космическое пространство и многоступенчатой ракетно-космической системе для его осуществления, которые могут использоваться для запуска широкого спектра спутников для обеспечения научных исследований, спутниковой связи, навигации, наблюдения Земли в целях исследования природных ресурсов, геодезии, метеорологии и других задач.

Известен способ выведения полезного груза в космическое пространство с помощью многоступенчатой ракеты-носителя, включающий перекачку топлива в последующую ступень из предыдущей ступени перед ее отделением [1, 2]

Из того же аналога известна многоступенчатая ракетно-космическая система, содержащая последовательно состыкованные между собой отделяемые ступени, каждая из которых включает емкость для компонентов жидкого топлива, жидкостные ракетные двигатели, системы подачи компонентов жидкого топлива в реактивные двигатели, органы и аппаратуру управления полетом и последовательным отделением ступеней.

Однако использование жидкого топлива требует наличия в каждой ступени топливных емкостей больших объемов и массы. Кроме того, технология использования компонентов жидкого топлива в процессе их подачи в жидкостные реактивные двигатели предусматривает обязательное наличие в емкостях некоторых остатков компонентов топлива при отделении ступеней, в результате многоступенчатая ракета-носитель несет определенный излишек топлива как бесполезный груз, который вместе с отделяемой ступенью возвращается на землю, что в совокупности наносит вред окружающей среде (при токсичных компонентах топлива) и в то же время снижает массу полезного груза, доставляемого на заданную орбиту.

Наличие остатков компонентов топлива в емкости увеличивает массу каждой ступени, увеличивает их размеры и в целом габариты многоступенчатой ракетно-космической системы, что в свою очередь снижает грузоподъемность ракеты и увеличивает относительную (удельную) стоимость выведения 1 кг массы полезного груза. Эти и другие особенности эксплуатации современных многоступенчатых ракетно-космических систем, работающих на жидком топливе, требуют стационарных космодромов, оснащенных сложным оборудованием и специальными техническими сооружениями.

Задачей изобретения является создание такого способа выведения полезного груза в космическое пространство и такой многоступенчатой ракетно-космической системы, в которых путем использования экологически безопасного топлива и усовершенствования топливной системы достигается максимальное использование в полете компонентов жидкого топлива для создания тяговой реактивной силы с одновременным уменьшением конечной массы отделяемых в полете ракетных блоков, что в конечном итоге уменьшит массу конструкции ракетно-космической системы, приходящейся на единицу полезного груза.

Поставленная задача решается тем, что в способе выведения полезного груза в космическое пространство с помощью многоступенчатой ракеты-носителя, включающем перекачку жидкого топлива в последующую ступень из по меньшей мере предпоследней ступени перед ее отделением, согласно изобретению в качестве компонентов жидкого топлива двигательной установки каждой ступени за исключением последней используют жидкие криогенные компоненты, в том числе сжиженный природный газ и кислород, остатки которых в процессе перекачки в последнюю ступень преобразуют в парогазовые или газообразные компоненты топлива.

В топливных емкостях с жидкими криогенными компонентами создают газовые подушки в основном из тех же криогенных компонентов, и газообразные компоненты образованных подушек после выработки в емкостях жидких криогенных компонентов топлива принудительно подают под давлением в емкости последней ступени и используют как газообразное топливо.

Поставленная задача решается также тем, что в многоступенчатой ракетно-космической системе для доставки полезного груза в космическое пространство, содержащей модуль полезного груза и последовательно состыкованные между собой отделяемые ступени ракетно-космической системы, каждая из которых включает емкости для компонентов жидкого топлива, жидкостные реактивные двигатели, системы подачи компонентов жидкого топлива в реактивные двигатели, органы и аппаратуру управления полетом и последовательным отделением ступеней, согласно изобретению емкости всех ступеней ракетно-космической системы кроме последней выполнены с возможностью заправки в них жидких криогенных компонентов, а емкости последней ступени выполнены в виде емкостей высокого давления для заправки газообразными компонентами того же криогенного топлива, при этом последняя ступень снабжена газовыми реактивными двигателями, трубопроводами подачи компонентов газообразного топлива из емкостей высокого давления в газовые реактивные двигатели и высоконапорными разъемными топливными магистралями, соединяющими емкости высокого давления последней ступени с емкостями для жидких криогенных компонентов топлива по меньшей мере предпоследней ступени, на которой размещены газификаторы жидкого топлива, средства подачи жидких криогенных компонентов в газификаторы и в емкости высокого давления через высоконапорные разъемные топливные магистрали последней ступени.

Использование жидких криогенных компонентов (например жидкого метана и жидкого кислорода) в качестве жидкого топлива создало возможность в процессе полета перевести его в другое агрегатное состояние газообразное топливо. Возможность перевода топлива из одного агрегатного состояния в другое позволяет использовать в виде газообразного топлива остатки жидкого топлива, обычно неиспользуемые в отделяемых ступенях из-за технических условий работы жидкостных реактивных двигателей. Возможность получения в процессе полета газообразного топлива из жидкого позволяет отправить ракетно-космическую систему в полет с пустыми топливными емкостями (или частично заправленными) в последней ступени, предназначенными для накопления в них газообразного топлива, полученного в полете из остатков жидкого топлива предыдущих ступеней после окончания их работы.

Кроме того, использование криогенных компонентов топлива в двух агрегатных состояниях позволило наряду с обеспечением высоких энергетических характеристик ракеты-носителя на таком топливе уменьшить относительные размеры и массу топливных емкостей для хранения компонентов жидкого и газообразного топлива, а это позволило уменьшить габариты как каждой ступени путем уменьшения расстояния между емкостями для хранения почти равнотемпературных компонентов топлива, так и в целом всей ракетно-космической системы. В результате многоступенчатая ракетно-космическая система имеет относительно меньшие габариты и массу, приходящиеся на единицу массы полезного груза, что создает условия для увеличения дальности (высоты) полета и/или увеличения массы доставляемого на заданную орбиту полезного груза.

Использование компонентов газовых подушек для получения газообразного топлива позволяет повысить коэффициент полезного использования криогенного топлива, что также позволяет увеличить дальность (высоту) полета или массу полезного груза.

Таким образом, предложенное изобретение практически полностью позволяет использовать жидкое топливо ракетно-космической системы и значительно уменьшить количество вредных примесей, выбрасываемых в окружающую среду вместе с отработанными ступенями. Уменьшение размеров и массы каждой отделяемой ступени позволяет уменьшить материалоемкость всей системы, стоимость ее изготовления, а также осуществить ее запуск не только со стационарных космодромов, но и при необходимости и с самоходного автотранспортного средства, то есть так же, как и ракеты-носителя типа "Старт", работающей на твердом топливе.

На фиг. 1 изображен схематично общий вид многоступенчатой ракетно-космической системы с частичным продольным разрезом; на фиг. 2 - положение многоступенчатой ракетно-космической системы в момент заправки компонентами жидкого топлива; на фиг. 3 6 показаны схематично запуск и полет многоступенчатой ракетно-космической системы с последовательным отделением ступеней.

Предлагаемая многоступенчатая ракетно-космическая система включает в себя ракету-носитель 1 (фиг. 1), состоящую, например, из трех ступеней 2, 3, 4, головной части 5 с модулем 6 полезного груза и органы и аппаратуру 7 управления полетом и последовательным отделением ступеней 2 4, выполненные известной конструкции и широко применяемые в космической технике. Ступени 2 - 4, соединены между собой по тандемной схеме стыковочными узлами 8 известной конструкции.

В ракете-носителе 1 для создания тяговых реактивных сил используют жидкое топливо на первых двух ступенях 2 и 3, в качестве которого используют жидкие криогенные компоненты, например сжиженные метан и кислород, а для последней отделяемой ступени 4 используют газообразное топливо из тех же криогенных компонентов метана и кислорода, причем газообразное топливо получают для последней ступени 4 в процессе полета из неиспользованных остатков жидкого криогенного топлива последовательно отделяемых ступеней, например из предпоследней ступени, то есть из ступени 3.

Каждая ступень 2 и 3 включает в себя топливные емкости 9 и 10, выполненные по несущей схеме, что обеспечивает возможность размещения в них жидких криогенных компонентов топлива, жидкостный реактивный двигатель 11, закрепленный на силовой ферме 12, и систему подачи компонентов жидкого топлива в реактивный двигатель 11, включающую в себя трубопроводы 13, турбонасосный агрегат 14, турбину 15 и клапанные устройства 16 и 17 для подачи компонентов криогенного топлива соответственно окислителя и горючего. В топливной емкости 10 размещен сжиженный кислород, являющийся окислителем, а в топливной емкости 9 размещен сжиженный метан, являющийся горючим. При закачке в емкости 9 и 10 компонентов криогенного топлива в последних предусматривают свободное пространство 18 и 19 для газовых подушек, создаваемых из тех же криогенных компонентов топлива и обеспечивающих подачу топлива в реактивный двигатель 11 под давлением.

Последняя отделяемая ступень 4 ракеты-носителя 1 включает емкости 20 и 21 высокого давления для заправки газовыми компонентами того же криогенного топлива соответственно кислорода и метана, газовый реактивный двигатель, трубопроводы 23 и 24 для подачи компонентов газового топлива из емкостей соответственно 20 и 21 в газовый реактивный двигатель 22 и высоконапорные разъемные топливные магистрали 25.

Для получения газообразного топлива из остатков жидких криогенных компонентов, например, предпоследней ступени 3 эта ступень 3 снабжена газификаторами 26 и 27 сжиженных компонентов соответственно горючего (метана) и окислителя (кислорода) и средством подачи жидких криогенных компонентов в газификаторы 26 и 27 и в емкости 21 и 20 высокого давления, выполненными в виде лифтовых соединительных трубопроводов 28, соединенных с клапанами устройствами 16 и 17 и через разъемные топливные колодки 29 и 30 с высоконапорными топливными магистралями 25. Трубопроводы 28 и магистрали 25 соединяют емкости 20 и 21 высокого давления с емкостями 10 и 9 для жидких криогенных компонентов. В трубопроводы 24 и 23 вмонтированы пневмоагрегаты (насосы) 31 и 32. Высоконапорные топливные магистрали 25 и трубопроводы 28 размещены в гаргроутах 33.

Пространственное размещение топливных емкостей 9, 10, 20, 21 в ступенях соответственно 2 4 может быть различным в том числе и так, как показано на фиг. 1, причем для нормальной работы ступеней 2 и 3 в емкостях 9 и 10 размещены средства контроля уровня жидких компонентов, датчики давления в газовых подушках, а также другое известное оборудование и средства контроля для обеспечения нормальной работы ступеней и всей ракетно-космической системы в автоматическом режиме.

Запуск предлагаемой многоступенчатой ракетно-космической системы осуществляется следующим образом.

Ракета-носитель 1 (фиг. 2) многоступенчатой ракетно-космической системы устанавливается вертикально в положение запуска на пусковом столе 34 между заправочными кабель-мачтами 35 и 36 для подачи компонентов жидкого криогенного топлива, например окислителя (кислорода) и горючего (метана). Затем осуществляют заправку емкостей 9 и 10 ступеней 2 и 3 сжиженными компонентами горючего и окислителями через магистрали 37 и 38 из наземных емкостей соответственно 39 и 40. При этом емкости 20 и 21 последней ступени 4 топливом не заправляют (или заправляют частично газообразными компонентами того же криогенного топлива).

После завершения заправки ступеней 2 и 3 ракеты-носителя 1 топливом и проведения других предпусковых операций, типичных для ракетно-космических систем, осуществляют ее пуск известным образом (фиг. 3).

При движении ракетно-космической системы из точки 41 (фиг. 4) старта по траектории 42 работают жидкостные ракетные двигатели 11 ступени 2, в которые подаются жидкие компоненты криогенного топлива из емкостей 9 и 10, при сгорании которого создается тяговая реактивная сила. По достижении расчетной точки 43 траектории полета и выработки топлива в первой ступени 2 происходит ее отделение от ракеты-носителя 1 и падение по траектории 44 в заданную зону, одновременно включаются реактивные двигатели 11 второй ступени 3 и осуществляется дальнейшее перемещение ракетно-космической системы известным образом по траектории 45.

После выработки топлива второй ступени 3 и достижения заданной расчетной точки 46 (фиг. 5) траектории 45 полета реактивные двигатели этой ступени 3 отключаются и включается система подачи остатков жидких компонентов криогенного топлива из емкостей 9 и 10 ступени 3 в емкости 21 и 20 последней ступени 4, при этом каждый из компонентов принудительно подается через газификаторы 26 и 27 (фиг. 1), где переходят в газообразное состояние и под давлением через трубопроводы 28 и высоконапорные топливные магистрали 25 попадают в емкости 21 и 20, причем после подачи остатков жидких компонентов топлива в емкости 20 и 21 подают газовые компоненты воздушных подушек из емкостей 10 и 9. Затем происходит отделение ступени 3 (фиг. 6) от ракеты-носителя традиционным образом с одновременным разъединением топливных магистралей 25 с трубопроводами 28 и включается газовый реактивный двигатель 22 ступени 4. После этого головная часть 5 ракеты-носителя с модулем 6 полезного груза и ступенью 4 перемещается по траектории 47, а отдельная ступень 3 по траектории 48 падает в расчетную зону. В процессе работы газового реактивного двигателя 22 газовые компоненты криогенного топлива подаются в двигатель 22 по трубопроводам 23 (фиг. 1) и 24 через пневмоагрегаты 32 и 31. При выработке всего объема газового топлива и достижении заданных кинематических параметров в заданной точке 49 (фиг. 6) доставки полезного груза 6 происходит отделение ступени 4 от головного отсека 5 с модулем 6 полезного груза, которые перемещаются в пространстве в соответствии с заданной программой.

Таким образом, предложенное конструктивное решение позволяет решить поставленную задачу максимального использования компонентов жидкого топлива для увеличения дальности (высоты) полета и/или грузоподъемности многоступенчатой ракетно-космической системой.