способ доставки на орбиту сырьевого продукта, ракетная двигательная установка, ракета на ее основе, способ выведения космических аппаратов на геостационарную орбиту, транспортная система для его осуществления и транспортно-заправочная система

Формула изобретения

1. Способ доставки на орбиту сырьевого продукта, например воды, с использованием ракеты, заключающийся в том, что указанный сырьевой продукт получают во время полета на борту ракеты из части компонентов топлива путем химического взаимодействия между ними с последующим охлаждением продуктов химического взаимодействия, отличающийся тем, что продукты химического взаимодействия охлаждают компонентами топлива, направляемыми в камеры сгорания двигательной установки ракеты.

2. Ракетная двигательная установка, имеющая не менее чем один ракетный двигатель с насосной системой подачи топлива, в котором не менее чем для одного компонента топлива в тракт высокого давления, соединяющий выход насоса этого компонента с входом в камеру сгорания, встроен не менее чем один теплообменный агрегат, включающий теплообменник, контур нагреваемого тела которого совмещен с частью тракта высокого давления этого компонента, и химический реактор, имеющий подводящие магистрали для подачи исходных компонентов, внутренний объем которого соединен с контуром теплоносителя теплообменника, отличающаяся тем, что в ней установлен не менее чем один бак-накопитель, а конструкция теплообменного агрегата содержит устройство для отвода охлажденного продукта химического реактора из контура теплоносителя теплообменника в бак-накопитель.

3. Ракетная двигательная установка по п.2, отличающаяся тем, что в ее теплообменном агрегате устройство для отвода охлажденного продукта химического реактора включает отводящий трубопровод и установленный в нем регулируемый понижающий клапан.

4. Ракетная двигательная установка по п.2, отличающаяся тем, что в ней не менее чем для одного теплообменного агрегата проложен обводный дополнительный тракт высокого давления, имеющий соединения с основным до и после этого теплообменного агрегата, при этом в местах соединения установлены переключатели потока компонента топлива, а химические реакторы теплообменных агрегатов выполнены с возможностью запуска во время полета.

5. Ракетная двигательная установка по п.2, отличающаяся тем, что в ней по крайней мере одна подводящая магистраль химического реактора соединена с топливной системой одного из компонентов топлива.

6. Ракетная двигательная установка по п.3, отличающаяся тем, что в ней по крайней мере одна подводящая магистраль химического реактора соединена с трактом высокого давления одного из компонентов топлива, а часть отводящего трубопровода, расположенная между теплообменником и регулируемым понижающим клапаном, соединена с трактом высокого давления горючего обратным трубопроводом, в этом тракте высокого давления в месте соединения с обратным трубопроводом установлен смеситель, а в месте соединения отводящего и обратного трубопроводов установлен переключатель потока охлажденного продукта.

7. Ракетная двигательная установка по п.6, отличающаяся тем, что на обратном трубопроводе установлен обратный клапан, имеющий пропускную способность в направлении тракта высокого давления горючего.

8. Ракетная двигательная установка по любому из пп.2-5, отличающаяся тем, что конструкция теплообменного агрегата содержит конденсатор продукта, образующегося в химическом реакторе, сепаратор газовой и жидкой фазы этого продукта, а устройство для отвода охлажденного продукта реактора из контура теплоносителя теплообменника в бак-накопитель выполнено с возможностью работы в качестве конденсатоотводчика.

9. Ракетная двигательная установка по любому из пп.2, 6, 7, отличающаяся тем, что конструкция теплообменного агрегата содержит конденсатор продукта, образующегося в химическом реакторе, сепаратор газовой и жидкой фазы этого продукта, а устройство для отвода охлажденного продукта реактора из контура теплоносителя теплообменника за пределы двигателя выполнено с возможностью работы в качестве конденсатоотводчика.

10. Ракетная двигательная установка по п.9, отличающаяся тем, что на отводящем трубопроводе установлен дополнительный сепаратор газовой и жидкой фазы, а его выход газовой фазы соединен трубопроводом с трактом высокого давления горючего, на котором в месте этого соединения установлен смеситель.

11. Ракетная двигательная установка по п.9, отличающаяся тем, что переключатель потока конденсата продукта химического реактора, расположенный в месте соединения отводящего и обратного трубопроводов, снабжен дополнительным сепаратором газовой и жидкой фазы, при этом выход газовой фазы дополнительного сепаратора соединен с обратным трубопроводом в обход переключателя потока конденсата.

12. Ракета, имеющая ракетную двигательную установку, содержащую не менее трех топливных баков, включающих не менее одного топливного бака, опорожняющегося в полете раньше двух топливных баков, опорожняющихся последними, отличающаяся тем, что не менее чем один топливный бак, опорожняющийся раньше двух топливных баков, опорожняющихся последними, выполнен баком двойного назначения с возможностью размещения в нем как топлива, так и сырьевого продукта, а ракетная двигательная установка выполнена по любому из пп.2-11, при этом в ней в качестве баков-накопителей использованы баки двойного назначения, а на топливных магистралях, соединяющих баки двойного назначения с ракетными двигателями, установлены отсечные клапаны, кроме того, в ракете установлены дренажные клапаны, отделяющие объемы этих баков, ограниченные отсечными клапанами, от внешней среды, а устройства для отвода охлажденного продукта химического реактора соединены с этими баками и снабжены пусковыми клапанами.

13. Ракета по п.12, отличающаяся тем, что бак двойного назначения снабжен устройством для слива сырьевого продукта в условиях орбитального полета, включающим герметичный стыковочный узел.

14. Ракета по п.12 или 13, отличающаяся тем, что она снабжена двигательными установками системы ориентации и коррекции орбиты, управляемыми и неуправляемыми аэродинамическими поверхностями, теплозащитным покрытием, средствами управления орбитальным полетом, спуском в атмосфере и мягкой посадки.

15. Ракета по п.12 или 13, отличающаяся тем, что топливные баки, не используемые для сбора сырьевого продукта, выполнены в виде отдельного от остальной части ракеты блока топливных баков, соединенного с ней разрывными силовыми связями, а также топливными магистралями и электрическими кабелями, оснащенными отрывными разъемами.

16. Ракета по п.15, отличающаяся тем, что ее указанная остальная часть выполнена в виде цельного блока, оснащенного двигательными установками системы ориентации и коррекции орбиты, управляемыми и неуправляемыми аэродинамическими поверхностями, теплозащитным покрытием, средствами управления орбитальным полетом, спуском в атмосфере и мягкой посадки.

17. Способ выведения космических аппаратов на геостационарную орбиту, заключающийся в доставке ракетой-носителем космического аппарата вместе с незаправленным разгонным блоком на орбитальный заправочный комплекс, расположенный на низкой орбите, заправке этого разгонного блока топливом, вырабатываемым на орбитальном заправочном комплексе с использованием сырьевого продукта, доставляемого ракетой, и дальнейшем перелете на геостационарную орбиту, отличающийся тем, что доставляемый на орбитальный заправочный комплекс сырьевой продукт получают во время полета на борту ракеты из части компонентов топлива путем химического взаимодействия между ними с последующим охлаждением продуктов химического взаимодействия компонентами топлива, направляемыми в камеры сгорания двигательной установки ракеты, и декомпрессированием этих продуктов.

18. Транспортная система для выведения космических аппаратов на геостационарную орбиту, включающая орбитальный заправочный комплекс, оборудованный для приема сырьевых продуктов, переработки их в компоненты топлива, а также для приема, обслуживания и дозаправки космических аппаратов и разгонных блоков, не менее одного типа ракет, предназначенных для снабжения орбитального заправочного комплекса сырьевыми продуктами, не менее одного типа ракет-носителей, последняя ступень которых оснащена средствами для межорбитального перелета к орбитальному заправочному комплексу и средствами обеспечения дозаправки в условиях орбитального полета, отличающаяся тем, что ракеты, предназначенные для снабжения орбитального заправочного комплекса сырьевыми продуктами, выполнены по любому из пп.12-16.

19. Транспортно-заправочная система для заправки на орбите космических аппаратов и ракетных блоков, включающая орбитальный заправочный комплекс, оборудованный для приема сырьевых продуктов, переработки их в компоненты топлива, а также для приема, обслуживания и дозаправки космических аппаратов и ракетных блоков, не менее одного типа ракет, предназначенных для снабжения орбитального заправочного комплекса сырьевыми продуктами, отличающаяся тем, что ракеты, предназначенные для снабжения орбитального заправочного комплекса сырьевыми продуктами, выполнены по любому из пп.14, 16, причем их двигательные установки системы ориентации и коррекции орбиты совместимы не менее чем с одним компонентом топлива, получаемым на орбитальном заправочном комплексе из доставляемых ракетами сырьевых продуктов, а баки указанных двигательных установок ракет, содержащие совместимый компонент топлива, снабжены устройствами, приспособленными для дозаправки этих баков в условиях орбитального полета, включающими герметичные стыковочные узлы.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), ракетным двигательным установкам (РДУ) на их основе, ракетам, системам выведения космических аппаратов (КА) на геостационарную орбиту (ГСО) и космическим транспортно-заправочным системам.

Известен способ получения воды и некоторых других сырьевых продуктов на борту космического аппарата, заключающийся в получении их путем взаимодействия исходных химических компонентов в топливных элементах с последующим охлаждением продуктов взаимодействия ([1] - топливный элемент, стр.399). Но топливные элементы имеют большие удельные габариты и массу по сравнению с ЖРД. Удельная энергоемкость наиболее совершенных электрохимических установок на основе топливных элементов достигает 1.5-3.0 МДж/(кг массы установки) при времени работы от нескольких суток, в то время как удельная мощность ЖРД обычно лежит в пределах 1.5-2.5 МВт/(кг массы ЖРД). Поэтому применяемые на космических аппаратах топливные элементы маломощны и не используются в целях доставки сырьевого продукта на орбиту. Масса сырьевого продукта, получающегося во время выведения попутно при выработке электроэнергии, может составить не более чем доли процента от массы полезного груза.

Известен способ доставки на орбиту сырьевых продуктов, например воды, заключающийся в использовании ракет-носителей, оснащенных ЖРД, для выведения на орбиту грузового корабля, имеющего емкости, заполненные водой ([1] - "Прогресс", стр.304).

При таком способе эффективность доставки воды по сравнению с грузами общего назначения может отличаться только за счет конструктивных особенностей грузового отсека. В общем случае эти особенности относятся к приспособлениям для крепления и хранения груза, а также к использованию обтекателей различных размеров, обусловленных габаритами груза, и не дают существенного отличия в эффективности выведения.

Указанный способ является наиболее близким к предлагаемому и выбран в качестве прототипа.

Известны ракетные двигатели, в которых рабочее тело получает энергию от внешнего источника, например гелиотермический ракетный двигатель (РД), в котором рабочее тело пропускается через лучистый теплообменник, нагреваемый концентрированными солнечными лучами. Образующийся высокотемпературный газ подается в камеру двигателя и истекает из реактивного сопла, создавая тягу ([1] - солнечный ракетный двигатель, стр.366). Двигатели такого типа обладают существенным недостатком - большими габаритами и большой массой приемника-преобразователя энергии, отнесенной к единице создаваемой тяги. По этой причине РД с внешним источником энергии не могут быть использованы в качестве маршевых РД.

Известны также химические ЖРД, в которых рабочее тело образуется в камере сгорания (КС) двигателя в результате химических реакций с участием одного, двух или трех компонентов топлива (КТ), сопровождающихся выделением энергии ([1] - жидкостный ракетный двигатель, стр.112). Наиболее эффективны ЖРД замкнутой схемы с насосной подачей компонентов топлива. Для каждого компонента топлива в ЖРД имеется насос высокого давления, приводимый в действие турбиной. Компоненты топлива отбираются из топливных баков (ТВ) насосами через магистрали низкого давления и подаются в тракты высокого давления соответствующего компонента, где давление напора выше статического давления в КС, проходя по которым попадают в КС. Часть компонентов используется для создания рабочего тела турбины, которое после прохождения через последнюю дожигается в КС.

Один или несколько таких ЖРД вместе с обеспечивающими их работу системами, включающими топливные баки и другие пневмогидравлически связанные емкости, образуют РДУ ([1] - ракетная двигательная установка, стр.322).

Такая РДУ является наиболее близкой к предлагаемой и выбрана в качестве прототипа.

Недостатком прототипа являются его недостаточно высокие удельные энергетические характеристики. Если в РДУ использовать современные ЖРД на наиболее эффективном кислородно-водородном топливе, то ее характеристики смогут обеспечить выведение РН простейшей одноступенчатой конструктивной схемы только при высоком совершенстве конструкции, при этом доля массы полезного груза будет невелика. Технические и физико-химические возможности повышения эффективности ЖРД в настоящее время практически исчерпаны. Важнейшей характеристикой двигателя является скорость истечения рабочего тела из сопла, но у ЖРД она ограничена теплотой химической реакции КТ.

Известны ракеты-носители (РН), представляющие собой ракетные блоки с РДУ на основе ЖРД замкнутой схемы, в том числе РН с трехкомпонентным ЖРД, например, Многоцелевая Авиационно-Космическая Система (МАКС) [2], которая может использоваться для доставки на орбитальную станцию как расходуемых компонентов - топлива и веществ, необходимых для жизнедеятельности экипажа, так и сырьевых продуктов для производства этих компонентов на орбитальной станции. РН содержит орбитальную ступень с РДУ, состоящую из одного или двух трехкомпонентных двигателей, бак окислителя (жидкий кислород), бак основного горючего (жидкий водород) и бак с третьим компонентом (керосин). Третий компонент увеличивает плотность топлива и позволяет добиться увеличения массы выводимого груза за счет снижения массы конструкции. Полет РН проходит в два этапа. На первом РДУ работает в трехкомпонентном режиме, при котором расходуется топливо из всех баков и развивается максимальная тяга. Когда заканчивается керосин, начинается второй этап полета, в котором РДУ работает на двух компонентах, при этом тяга уменьшается, а удельный импульс возрастает.

Представленная РН является наиболее близкой к предлагаемой ракете и выбрана в качестве прототипа.

Представленный прототип обладает двумя основными недостатками. Первый - его эффективность, как РН общего назначения, не зависит от типа полезного груза. Второй - оснащение ракеты более совершенным ЖРД повышает ее эффективность только в той мере, которая обусловлена улучшением параметров двигателя.

Известен способ выведения КА на ГСО с использованием низкоорбитальной топливной станции для заправки разгонного блока (РБ) компонентами топлива ([3] - § 8,3, многоразовый вариант РБ встречается под наименованиями "межорбитальный грузовой корабль" или "межорбитальный буксир"). При этом на топливную станцию могут доставляться готовые компоненты топлива или вода, которая является сырьем для производства компонентов топлива [4]. Способ заключается в доставке КА вместе с разгонным блоком на орбитальную топливную станцию, дозаправке РБ компонентами топлива и дальнейшем перелете на ГСО.

Представленный способ выведения является наиболее близким к предлагаемому способу выведения и выбран в качестве прототипа.

Известна система выведения КА на высокоэнергетические орбиты, в т.ч. на ГСО, включающая орбитальный заправочный комплекс (ОЗК), орбитальный грузовой аппарат, предназначенный для снабжения ОЗК, а также РН одного или нескольких типов, предназначенные для выведения геостационарных КА вместе с незаправленными разгонными блоками и орбитального грузового аппарата на низкую орбиту, обеспечивающую их перелет к ОЗК ([3] - § 6,2). При этом компоненты топлива могут вырабатываться на ОЗК из сырьевого продукта [4], доставляемого орбитальным грузовым аппаратом.

Представленная система выведения является наиболее близкой к предлагаемой и выбрана в качестве прототипа.

Представленные способ выведения и система выведения КА на ГСО обладают одним существенным недостатком. Большинство космодромов расположено на ненулевой широте и, следовательно, обеспечивают выведение КА на низкие круговые орбиты с ненулевым наклонением. Перелет на ГСО с низких круговых орбит различных наклонений требует разной характеристической скорости, так как определенная ее часть нужна для разворота плоскости орбиты. Сравнительная эффективность перелета на ГСО с орбит различных наклонений однозначно зависит от разности требующихся характеристических скоростей. В связи с этим наиболее эффективным является размещение ОЗК на орбите с нулевым наклонением. Но из-за удаленности от экватора производственной базы и специфических географических условий экваториальной зоны навигационное сопровождение, снабжение и смена экипажа ОЗК потребуют значительных затрат на создание инфраструктуры и дополнительных расходов.

Кроме того, из-за того, что для полета к ОЗК требуется оснащение КА дополнительными системами, а также требуются дополнительные затраты топлива на маневры при сближении с ОЗК, перелет на ГСО с дозаправкой на ОЗК при использовании таких РН не имеет преимуществ в эффективности перед прямым выведением (без использования ОЗК).

Целью настоящего изобретения является уменьшение стоимости снабжения орбитальных станций и стоимости выведения КА на ГСО, а также на другие траектории, уменьшение зависимости стоимости выведения КА на ГСО от широты размещения космодрома.

Поставленная задача решается тем, сырьевой продукт получают на борту ракеты во время выведения на орбиту из части компонентов топлива путем химического взаимодействия между ними и последующим охлаждением продуктов химического взаимодействия компонентами топлива, направляемыми в камеру сгорания РДУ.

Поставленная задача решается тем, что в ЖРД РДУ устанавливаются один или несколько теплообменных агрегатов, в каждом из которых происходит нагрев компонента топлива продуктами химического взаимодействия части компонентов топлива с охлаждением и приведением в жидкое состояние последних нагреваемым компонентом топлива, а приведенные в жидкое состояние продукты сгорания собираются в отдельной емкости с целью дальнейшего использования. При этом компоненты топлива выбираются таким образом, чтобы ожиженные продукты их взаимодействия являлись сырьевым продуктом, т.е. могли использоваться для нужд орбитальной станции и были пригодны к переработке в компоненты топлива с помощью несложных технологий.

Поставленная задача решается также тем, что создается специализированная ракета для снабжения орбитальных космических аппаратов сырьевым продуктом, при этом на ней устанавливается РДУ на основе ЖРД с одним или несколькими теплообменными агрегатами, производящими на конечном участке полета жидкий сырьевой продукт, который сливается в один из опорожненных топливных баков.

Поставленная задача решается также тем, что КА вместе с разгонным блоком доставляется на ОЗК, разгонный блок заправляется компонентами топлива, вырабатываемыми на ОЗК из сырьевого продукта, доставляемого специализированной ракетой-танкером, и совершает дальнейший перелет на ГСО, при этом сырьевой продукт получают на борту ракеты-танкера во время выведения на орбиту из части компонентов топлива путем химического взаимодействия между ними с последующим охлаждением продуктов химического взаимодействия компонентами топлива, направляемыми в камеру сгорания РДУ, и приведением их в состояние, удобное для транспортировки.

Поставленная задача решается также тем, что для выведения КА на ГСО используется РН, последняя ступень которой доставляется вместе с КА на ОЭК, дозаправляется компонентами топлива, получаемыми на борту ОЗК из сырьевого продукта, доставляемого ракетой-танкером, после чего совершает дальнейший перелет на ГСО.

Поставленная задача решается также тем, что двигательные установки системы ориентации и коррекции орбиты (далее - корректирующие двигательные установки) ракет-танкеров используют при возвращении на Землю совместимые компоненты топлива, полученные на ОЗК из сырьевого продукта, доставляемого этими ракетами-танкерами.

Данное изобретение применимо к РД, использующим жидкие или газообразные КТ, и предлагает получать сырьевой продукт в ДУ ракеты во время полета из продуктов взаимодействия химических компонентов, запасенных на борту ракеты. Продукты взаимодействия охлаждаются компонентами топлива и декомпрессируются до температуры и давления, соответствующих условиям хранения сырьевого продукта в жидком состоянии, а нагретые компоненты топлива направляются в камеру сгорания. Наиболее простая и рациональная конструкция ракеты реализуется при использовании в качестве химических компонентов компонентов топлива ДУ из ее топливных баков, а наиболее эффективные и обладающее приемлемыми свойствами компоненты топлива - жидкий кислород и жидкий водород (ЖВ). Это связано с большим хладоресурсом ЖВ, удобными физико-химическими свойствами продукта взаимодействия - воды и с высокой теплотворностью реакции между компонентами:

2Н_2Ж+О_2Ж=2Н ₂О+14 МДж/кг

Существо заявляемого технического решения поясняется следующим графическим материалом:

на фиг.1 приведена схема тракта горючего ракетной двигательной установки;

на фиг.2 приведена схема одноразовой ракеты, использующей предлагаемую РДУ;

на фиг.3 приведена схема ракеты, использующей предлагаемую РДУ и состоящей из одноразового внешнего топливного бака и многоразового блока.

Схема системы подачи горючего РД предлагаемой РДУ (фиг.1) состоит из трубопровода горючего низкого давления 1, насоса горючего 2, магистрали высокого давления 3, имеющей ответвление 4, камеры сгорания 5, имеющей рубашку охлаждения 6, подводящей магистрали горючего 7, соединяющий рубашку охлаждения КС с химическим реактором - газогенератором 8, имеющим выходной патрубок 9, который соединяет его с теплообменником-конденсатором 10, состоящим из контура теплоносителя 11, контура нагреваемого тела 12 и сборника-накопителя конденсата 13. Теплообменник-конденсатор 10 ориентирован по вектору тяги так, что сборник-накопитель конденсата 13 расположен у него внизу. На выходе из сборника-накопителя конденсата 13 установлен технологический узел 14, состоящий из переключателя магистралей и сепаратора газовой и жидкой фазы. Вход контура нагреваемого тела 12 соединен с магистралью высокого давления 3. Газопровод высокого давления 15 соединяет выход контура 12 со входом турбины 16, расположенной на общем валу с насосом 2 и образующей с ним турбонасосный агрегат. Газопровод 17 соединяет выход турбины 16 с камерой сгорания 5. Магистраль высокого давления 3, нагреваемый контур 12 теплообменника, газопровод высокого давления 15 и газопровод 17 составляют тракт высокого давления горючего. Имеется магистраль окислителя высокого давления 18, соединяющаяся с камерой сгорания 5 и имеющая ответвление в газогенератор 8 - подводящую магистраль окислителя 19. К технологическому узлу 14 подсоединены два трубопровода. Один из них - обратный трубопровод 20 - соединяет его с газопроводом 17, при этом в месте соединения установлен смеситель 21, а на самом трубопроводе - обратный клапан 22. Второй - отводящий трубопровод 23 выходит из двигателя и имеет управляемый понижающий клапан 24. В РДУ предусмотрен бак-накопитель 25, с которым соединен отводящий трубопровод 23.

Ракета (фиг.2, 3) имеет в своем составе:

26 - бак жидкого водорода, 27 - бак окислителя, 28 - бак двойного использования, 29 - топливная магистраль жидкого водорода, 30 - топливная магистраль окислителя, 31 - топливная магистраль третьего компонента, 32 - трехкомпонентный ЖРД, 33 - отсечной клапан магистрали третьего компонента, 34 - дренажный трубопровод третьего компонента, 35 - дренажный клапан третьего компонента, 36 - внедвигательная часть отводящего трубопровода, на котором установлен пусковой клапан 37.

Ракета, имеющая многоразовый блок, включающий бак двойного использования, и одноразовые баки основного горючего и окислителя (фиг.3) имеет также в своем составе: 38 - разъемный узел магистрали жидкого водорода, 39 - разъемный узел магистрали окислителя, 40 - защитный корпус многоразового аппарата, 41 - разрывные силовые связи.

До запуска РДУ сырьевой продукт на ракете отсутствует. Во время полета часть компонентов топлива подвергают химическому взаимодействию, а продукты химического взаимодействия охлаждают компонентами топлива, направляемыми в камеру сгорания РДУ. Далее охлажденные продукты химического взаимодействия проходят дросселирование, после чего образуют готовый жидкий сырьевой продукт, который собирается в одном из баков РДУ. К моменту окончания активного участка выведения процесс накопления сырьевого продукта полностью завершается.

В РДУ ракеты (фиг.1) горючее по трубопроводу 1 подается в насос 2, после которого поступает в магистраль высокого давления 3. Часть горючего по одному из ответвлений 4 магистрали 3 подается в рубашку охлаждения 5 сопла и камеры сгорания 6, после прохождения которой поступает по подводящей магистрали горючего 7 в химический реактор-газогенератор 8, где взаимодействует с окислителем, поступающим по подводящей магистрали окислителя 19, образуя с ним продукты сгорания. Последние через патрубок 9 подаются в контур теплоносителя 11 теплообменника-конденсатора 10, где охлаждаются и конденсируются. Температура охлаждения соответствует жидкому состоянию продуктов реактора при давлении хранения в баке-накопителе (менее 1 МПа). В этом же контуре под действием ускорения, создаваемого тягой работающего двигателя, происходит сепарация жидкой и газовой фазы продуктов сгорания. Конденсат, опускаясь вниз, попадает в сборник-накопитель конденсата 13.

Если давление продуктов сгорания выше критического (22 МПа для воды), то в контуре теплоносителя 11 нет границы раздела между жидкой и газовой фазой, и этот контур работает не как сепаратор, а как концентратор, способствуя опусканию в накопитель 13 более охлажденной как более плотной части продуктов сгорания.

Одновременно основная часть горючего из магистрали высокого давления 3 подается в нагреваемый контур 12 теплообменника-конденсатора 10, где образует нагретый газ высокого давления. Последний по газопроводу 15 поступает в турбину 16, где используется как рабочее тело. Выходящий из турбины 16 отработанный газ по магистрали 17 сбрасывается в камеру 5, где взаимодействует с окислителем, также подаваемым в камеру по магистрали высокого давления 18, образуя продукты сгорания, которые создают реактивную тягу.

На начальном этапе полета конденсат из сборника-накопителя 13 проходит через технологический узел 14 в обратный трубопровод 20, по которому попадает в магистраль 17, где смешивается с горючим в смесителе 21. На трубопроводе 20 установлен обратный клапан 22, препятствующий перетеканию газа из газопровода 17 в контур теплоносителя 11 теплообменника-конденсатора 10. В момент завершения начального этапа полета переключатель потока в узле 14 срабатывает, после чего конденсат начинает отводиться из двигателя в бак-накопитель 25 по отводящему трубопроводу 23. Регулирование потока конденсата осуществляется управляемым понижающим клапаном 24. При этом в сепараторе узла 14 осуществляется выделение из конденсата остатков газовой фазы, которые подаются в обратный трубопровод 20. Перед остановом двигателя вновь срабатывает переключатель потока в узле 14, герметично перекрывая отводящий трубопровод 23 и направляя остаток продуктов сгорания через обратный трубопровод 20 в газопровод 17.

Если давление продуктов химического реактора 8 выше критического, то система остается работоспособной, при этом вместо конденсата по трубопроводам подаются охлажденные продукты химического реактора 8, а сепаратор узла 14 работает, как концентратор, разделяя более и менее плотную и, следовательно, более и менее охлажденную часть продуктов. В управляемом понижающем клапане 24 давление охлажденных продуктов сбрасывается и в бак-накопитель 25 поступает жидкий сырьевой продукт.

Тракт окислителя РДУ может работать по любой из известных схем, а также аналогично вышеприведенной схеме. Возможны как автономная работа тракта окислителя, так и взаимодействие его с трактом горючего путем обмена компонентами топлива и продуктами взаимодействия этих компонентов. Такие схемы не меняют сути изобретения.

Во время работы двигателя некоторые участки трактов высокого давления компонентов могут содержать значительную долю примесей, например, продуктов взаимодействия этих компонентов, подаваемых в тракт из контура теплоносителя теплообменника. Но в целом характер среды (сильноокислительный и сильновосстановительный для трактов высокого давления соответственно окислителя и горючего) сохраняется, что оправдывает употребление единого названия для тракта каждого компонента.

Ракета, имеющая РДУ на основе трехкомпонентного ЖРД, работает следующим образом. На начальном этапе полета ракеты из бака жидкого водорода 26, бака окислителя 27 и бака двойного использования 28, заполненного третьим компонентом - горючим на основе углеводородов, по топливным магистралям 29, 30 и 31 в трехкомпонентный ЖРД 32 поступают все три компонента топлива. После того как углеводородное горючее израсходуется, срабатывает отсечной клапан 33, перекрывая магистраль третьего компонента. Через некоторое время срабатывает дренажный клапан 35, и остатки третьего компонента сбрасываются в окружающую среду по дренажному трубопроводу 34.

После закрытия клапана 35 в момент, определяемый циклограммой полета, открывается пусковой клапан 37 и сырьевой продукт начинает поступать из ЖРД 32 по отводящему трубопроводу 36 в бак двойного использования 28.

Способ выведения КА на ГСО заключается в том, что КА вместе с разгонным блоком доставляются на ОЗК, где разгонный блок дозаправляется компонентами топлива, вырабатываемыми на ОЗК из сырьевого продукта, который получают на борту доставляющей его ракеты во время выведения на орбиту из части компонентов топлива. При этом энергия, выделяющаяся при образовании сырьевого продукта, передается компонентам топлива, направляемым в камеру сгорания РДУ, способствуя повышению ее удельного импульса. После дозаправки разгонный блок вместе с КА совершает перелет на ГСО.

Система выведения КА на ГСО работает следующим образом. Космический танкер на основе ракеты, использующий трехкомпонентный ЖРД, доставляет на ОЗК сырьевой продукт в необходимом количестве, который перерабатывается в компоненты топлива. Полученные КТ собираются в заправочных емкостях ОЗК. Космический аппарат доставляется к ОЗК двухступенчатой РН вместе с незаправленным разгонным блоком, где разгонный блок заправляется необходимыми компонентами. После заправки КА с помощью разгонного блока выводится на заданную орбиту. Компоненты топлива, получаемые на ОЗК, используются также для дозаправки возвращаемых на Землю КА, выполняющих задачу обеспечения ОЗК (доставка грузов и смена экипажа).

Возвращаемая часть космического танкера, образующего вместе с ОЗК транспортно-заправочную систему, на старте имеет запас топлива корректирующей ДУ, необходимый только для перелета к ОЗК. После прилета на ОЗК топливные баки корректирующей ДУ дозаправляются компонентами топлива, вырабатываемыми на ОЗК из сырьевого продукта, доставляемого космическим танкером, в количестве, необходимом для возвращения на Землю. После слива сырьевого продукта и дозаправки многоразовый космический танкер совершает торможение, спуск в атмосфере и посадку в заданном районе.

Возможны некоторые вариации технических решений, не меняющие сущность изобретения.

Возможна установка нескольких теплообменных агрегатов на магистрали одного компонента (например, для догревания газа, прошедшего через турбину), или установка одного теплообменного агрегата на топливных трактах двух компонентов топлива.

Возможна конструктивная схема РД, в котором в обход теплообменника проложен обводный тракт высокого давления, соединяющийся с основным до и после теплообменника, а в местах соединения установлены переключатели потока компонента топлива. На начальном участке полета компонент топлива проходит через обводный тракт, минуя теплообменник. В начале заключительного участка полета, соответствующего режиму накопления сырьевого продукта, одновременно с переключением потока компонента топлива на основной тракт включается теплообменный агрегат. В такой схеме отпадает необходимость использования обратного трубопровода, а в случае аварии теплообменного агрегата имеется возможность его выключения при непрерывной работе двигателя, при которой ракета сможет успешно завершить полетный цикл с частичной загрузкой.

Взаимодействие химических компонентов осуществляется в химическом реакторе, простейшим вариантом которого является камера сгорания. Но возможны и другие типы химических реакторов, например, каталитический, где взаимодействие компонентов происходит на катализаторе без образования пламени. Так, окисление водорода легко происходит на никелевом или платиновом катализаторе.

В предлагаемой ракете могут использоваться и два компонента топлива, тогда хотя бы один из них должен быть размещен не менее чем в двух топливных баках.

Все эти вариации имеют единую изобретательскую сущность с вариантом, представленным в описании.

Предложенные способ доставки на орбиту сырьевого продукта, ракетная двигательная установка, ракета на ее основе, способ выведения КА на ГСО, транспортная система для его осуществления и транспортно-заправочная система объединены единым изобретательским замыслом и соответствуют критериям изобретения.

Изобретение может использоваться для доставки на орбиту воды и некоторых других жидкостей, для снабжения КА и РБ компонентами топлива, для выведения КА на ГСО, а также для других межорбитальных перелетов, требующих разворота плоскости орбиты. Вода и продукты ее переработки смогут заменить до 50% и более выводимых в настоящее время грузов. В этом случае компонентами топлива носителя будут жидкие кислород и водород, а полезной нагрузкой - вода. Расчеты показывают, что, не превышая освоенных в настоящее время теплопрочностных нагрузок на элементы конструкции двигателя, можно добиться увеличения удельного импульса на 8-15% при оптимальном соотношении компонентов. Конечная выводимая масса носителя при этом увеличивается на 10-12%, а прирост массы полезной нагрузки может составить в некоторых случаях до 25% для частично многоразовых РН и более 30% для полностью многоразовых РН.

Ракета, использующая предлагаемую РДУ, будет иметь дополнительные преимущества, связанные с особенностью конструкции. Например, расположение полезной нагрузки (воды) вблизи двигателя приведет к уменьшению нагрузок на конструкцию топливных баков, при этом не требуется соблюдения специальных норм виброакустического воздействия, характерных для обычных грузов. Так как полезный груз не загружается в РН перед стартом, а производится из компонентов топлива на борту РН на заключительном этапе полета, появляется возможность использовать для его сбора освободившийся бак третьего компонента. В результате масса полезного груза повышается не только за счет улучшения характеристик РДУ, но и за счет уменьшения массы конструкции - в РН отсутствует отдельная емкость для размещения полезного груза.

Предлагаемый способ доставки воды обладает одной отличительной особенностью: его эффективность возрастает с ростом конечной выводимой массы ракеты. Следовательно, использование дополнительных полезных устройств, например, многоразовых элементов конструкции, повышает сравнительную эффективность предлагаемой ракеты перед аналогичным средством выведения общего назначения. Так, если многоразовый носитель общего назначения позволяет снизить удельную стоимость выведения полезного груза в 2 раза по сравнению с аналогичным одноразовым носителем, а предлагаемая ракета эффективнее носителя общего назначения в 1.1 раза для одноразовых и в 1.25 раз для многоразовых модификаций, то оснащение ракеты аналогичными с носителем общего назначения многоразовыми элементами повысит ее эффективность в 2.27 раза.

В целом, предлагаемая ракета может выводить на 40-60% больше полезного груза, чем ее прототип. При этом различие в себестоимости будет еще больше из-за возможностей упрощения конструкции и технологии подготовки пуска, основанных на меньшей требуемой надежности. Кроме того, затраты на создание ракеты могут быть существенно уменьшены из-за некритичности ее размерности для выполнения поставленной задачи.

Способ и система выведения КА на ГСО обладают важным отличительным свойством: при их использовании сближаются возможности и удельная стоимость выведения для космодромов, расположенных на различных широтах. Например, наиболее оптимальная РН для использования в предлагаемой системе выведения следующая: двухступенчатая схема, первая ступень - возвращаемая, используется многократно; вторая, невозвращаемая, доставляется на ОЗК, дозаправляется и используется вторично при перелете на ГСО. Если такую РН запускать с экватора, то вторая ступень должна набирать характеристическую скорость не менее 3850 м/с, в то время как для широты старта 51° она составит около 4800 м/с. РН со второй ступенью, обладающей характеристической скоростью 3850 м/с, неэффективна из-за сильной переразмеренности первой ступени, а при использовании первой ступени, утяжеленной элементами спасения, не всегда сможет вывести груз на орбиту. Кроме того, географические условия на экваторе неблагоприятны для схемы выведения с посадкой первой ступени по трассе полета. Наиболее рациональная схема выведения предполагает возвращение первой ступени для посадки к месту старта. В этом случае вторая ступень должна иметь возможность набора характеристической скорости не менее 5200 м/с. Тогда экваториальная РН в лучшем случае будет иметь такие же пропорции, как и у РН, использующих другие имеющиеся космодромы, а их грузоподъемность будет отличаться незначительно (за счет разности окружной скорости вращения Земли в точках старта - не более 250 м/с). Поэтому, прежде всего, затраты на выведение КА на ГСО будут выражаться в разной массе дозаправляемого топлива. Использование предлагаемой ракеты приведет к тому, что удельная стоимость топлива на ОЗК будет меньше, чем удельная стоимость выведения груза с помощью РН общего назначения, что приведет к сближению стоимости выведения КА на ГСО для космодромов, расположенных на различных широтах. Кроме того, для "экваториальной" РН из-за сильной переразмеренности блока второй ступени могут возникнуть ограничения по минимальной массе заправки.

Если космический танкер доставляет воду или другой сырьевой продукт на ОЗК, а полученные после его переработки компоненты топлива использует в своей ДУ при возвращении на Землю, то эффективность использования всей заправочной системы, включающей космический танкер и ОЗК, повышается (для обычного средства выведения такая операция экономически бессмысленна). Это связано с тем, что 1 кг недозаправленного на старте компонента корректирующей ДУ даст прирост 1,2-1,3 и более кг доставляемого сырьевого продукта. Использование вырабатываемого на ОЗК топлива в ДУ возвращаемых на Землю транспортных аппаратов также снижает стоимость обеспечения работы ОЗК и, следовательно, стоимость производимых на нем компонентов топлива.

Терминология в описании ракеты, РДУ и их составляющих заимствована из [1], теплообменного агрегата и связанными с ним устройствами - из [5].

Источники информации

1. "Космонавтика" - Энциклопедия. М., Советская энциклопедия, 1985 г.

2. "Авиационно-космические системы: Сборник статей под ред. Г.Е.Лозино-Лозинского и А.Г.Братухина. - М.: МАИ, 1997 г. ISBN 5-7035-2068-1

3. К.П.Феоктистов "Космическая техника. Перспективы развития. - М.: МГТУ им. Н.Э.Баумана, 1997 г. ISBN 5-7038-1306-93.

4. В.И.Левантовский "Механика космического полета в элементарном изложении." - М.: Наука, 3-е издание, 1980 г. - гл.7, §6, стр.189.

5. "Большой энциклопедический словарь политехнический" или "Политехнический словарь". - М.: Большая Российская энциклопедия, 1998 г; ISBN 5-85270-264-1