ракета космического назначения тандемной схемы с многоразовой первой ступенью

Формула изобретения

1. Ракета космического назначения тандемной схемы с многоразовой первой ступенью, включающая маршевые и рулевые двигатели, топливные баки, межступенчатый отсек с торцевыми шпангоутами, опоры для старта и приземления, отличающаяся тем, что в ней топливные баки окислителя и горючего первой ступени выполнены в виде четырех емкостей, установленных попарно диаметрально противоположно для каждого компонента по периферии межступенчатого отсека и закрепленных на его торцевых шпангоутах, а межступенчатый отсек разделен днищем-перегородкой на две полости, при этом в нижней полости на торцевом шпангоуте установлены маршевые двигатели первой ступени, а в верхней части размещены двигатели второй ступени и смонтированный на днище-перегородке газогенератор для расталкивания ступеней.

2. Ракета по п.1, отличающаяся тем, что нижние днища топливных баков первой ступени выполнены в виде конусов, в вершинах которых смонтированы опоры для старта ракеты и приземления ступени.

3. Ракета по п.1, отличающаяся тем, что рулевые двигатели первой ступени смонтированы на топливных баках на максимальном удалении от продольной оси ракеты.

4. Ракета по п.1, отличающаяся тем, что в нижней части топливных баков установлены топливные перегородки с отсечными клапанами.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может использоваться при создании многоразовых ракетных комплексов, не требующих отчуждения земель под зоны падения отработавших первых ступеней и обеспечивающих надежное и экономически выгодное выведение полезных нагрузок на околоземные орбиты.

Известна конструкция ракеты с многоразовой первой ступенью, в которой многоразовая первая ступень выполнена по самолетной схеме с наличием аэродинамических органов управления, шасси и посадкой с большой горизонтальной скоростью (Новости космонавтики, №10, 2004 г., стр.39-40).

Недостатком указанной конструкции является наличие сложных и дорогостоящих в отработке устройств самолетного типа для осуществления возвращения в район старта и посадки первой ступени.

Известно также устройство для спасения ракет-носителей, содержащее скрепленные между собой корпус отсека полезной нагрузки и корпуса ракет-носителей, нижние части которых кинематически связаны шарниром, фиксаторы, выполненные в виде упругих пластин с клиновидным захватом, пирозамки, подпятники, проушины, используемые для трансформирования ракет-носителей из пакетной связки в осесимметричную связку путем соединения днищ друг с другом, а по достижении заданной высоты отвесного падения ракеты-носители из осесимметричной связки снова трансформируют в пакетную, ориентируя сопла их маршевых двигателей к Земле (патент RU 2202500 с приоритетом от 21.02.2001).

К недостаткам указанной конструкции можно отнести следующее:

- наличие в конструкции сложных механизмов трансформирования ступени, что существенно увеличивает вес конструкции;

- необходимость тепловой защиты боковой поверхности баков от аэродинамического нагрева при торможении в трансформированном положении;

- приземление осуществляется вдали от места старта, что требует отчуждения земель и транспортных средств для доставки ступени на космодром.

Несмотря на указанные недостатки устройство по патенту RU 2202500 может быть принято в качестве прототипа.

Задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является устранение приведенных выше недостатков и создание конструкции ракеты, обеспечивающей многоразовое использование первой ступени, позволяющей осуществлять многократные возвращения и посадки ее на космодром за счет тяги штатных двигателей первой ступени.

Этот технический результат согласно предлагаемому изобретению достигается тем, что в ракете космического назначения тандемной схемы с многоразовой первой ступенью цилиндрический межступенчатый отсек разделен днищем-перегородкой на две полости. В нижней полости межступенчатого отсека установлены и закреплены на нижнем торцевом шпангоуте маршевые двигатели первой ступени, а в верхней полости размещены двигатели второй ступени и устройства расталкивания ступеней энергией газов при разделении. Баки окислителя и горючего первой ступени выполнены в виде четырех емкостей, которые установлены диаметрально противоположно для каждого компонента по периферии межступенчатого отсека и закреплены на его торцевых шпангоутах. Нижние днища баков выполнены в виде конусов, в вершинах которых смонтированы опоры для старта и посадки отработавшей первой ступени.

В нижних полостях баков, отделенных перегородкой с клапанами, размещается топливо, которое используется для возвращения и посадки многоразовой первой ступени. Рулевые двигатели смонтированы на топливных баках на максимальном удалении от продольной оси ракеты, что позволяет создавать эффективные управляющие усилия.

Для тепловой защиты элементов конструкции хвостовой части ракеты от аэродинамического нагрева в процессе торможения на участке спуска используется штатный тепловой экран, устанавливаемый для тепловой защиты от струй работающих двигателей при старте и на активном участке траектории первой ступени.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 показан общий вид ракеты тандемной схемы с многоразовой первой ступенью. На фиг.2 показан вид А на фиг.1.

Ракета включает многоразовую первую ступень, содержащую цилиндрический межступенчатый отсек 1, разделенный днищем-перегородкой 2 на две полости: верхнюю и нижнюю. Межступенчатый отсек 1 снабжен нижним и верхним торцевыми шпангоутами 3 и 4 соответственно. К нижнему торцевому шпангоуту 3 прикреплены маршевые двигатели 5, размещенные в нижней полости отсека 1, а рулевые двигатели 6 установлены на баках окислителя 7 и горючего 8 на максимальном расстоянии от продольной оси ракеты. Баки окислителя 7 и горючего 8 выполнены в виде четырех емкостей, которые установлены попарно диаметрально противоположно (см. фиг.2) для каждого компонента по периферии межступенчатого отсека 1 и прикреплены к его торцевым шпангоутам 3 и 4. Нижние днища баков 7 и 8 выполнены в виде силовых конусов 9, в вершинах которых смонтированы опоры 10, используемые для старта ракеты и приземления отработавшей многоразовой первой ступени.

В нижней части каждого бака установлены топливные перегородки 11 с клапанами 12, необходимые для отделения объема топлива, используемого для возвращения многоразовой ступени на космодром и ее приземления. Такое конструктивное решение позволяет обеспечивать забор топлива при повторном включении двигателей после разделения ступеней с отрицательными перегрузками и позволяет повысить давление не во всем объеме бака, а только в ограниченном объеме бака. Увеличение давления связано с повышением температуры последних порций компонента.

В верхней полости межступенчатого отсека 1 на днище-перегородке 2 установлен газогенератор 13 системы расталкивания ступеней при их разделении. Вторая ступень 14 ракеты тандемно установлена и закреплена на верхнем торцевом шпангоуте 4. В верхней части топливных баков выполнены отсеки для размещения аппаратуры системы управления 15 многоразовой первой ступени. В хвостовой части первой ступени установлен тепловой экран 16, защищающий элементы конструкции ракеты от воздействия тепловых нагрузок от работающих маршевых двигателей первой ступени при старте ракеты, ее полете на активном участке траектории, на участке спуска при аэродинамическом торможении ступени и при активном торможении и приземлении ступени на рулевых двигателях.

Работа ракеты.

Заправленная ракета устанавливается на опоры 10. После запуска маршевых и рулевых двигателей 5 и 6 соответственно ракета ложится на заданный курс, при этом компоненты топлива расходуются из верхних частей топливных баков через открытые клапаны 12. Перед физическим разделением ступеней за счет работы газогенератора 13 закрываются клапаны 12 и, когда ступени разойдутся на безопасное для включения второй ступени расстояние, производится повторное включение двигателей 5 и 6. Забор компонентов топлива производится из нижних объемов топливных баков 7 и 8. За счет тяги рулевых и маршевых двигателей осуществляют разворот первой ступени в плоскости тангажа в направлении возвращения на космодром, производят набор скорости до значения, необходимого для возвращения ступени на космодром по баллистической траектории. При достижении заданной скорости двигатели первой ступени выключают, после чего первая ступень совершает полет по баллистической траектории.

На атмосферном участке траектории происходит аэродинамическое торможение ступени стабилизированной хвостовой частью вниз, при этом тепловые нагрузки воспринимаются штатным тепловым экраном 16. На расчетной высоте от земли, определяемой скоростью парашютирования ступени, вновь включаются рулевые двигатели 6. За счет тяги рулевых двигателей производится активное торможение ступени, устраняются погрешности наведения, ступень приводится к месту посадки, гасится вертикальная скорость до величины, близкой к нулю, и осуществляется приземление ступени на опоры 10 в заданном районе космодрома. После профилактических и регламентных работ первая ступень готова к повторному использованию для вывода другой полезной нагрузки в околоземное пространство.

Предлагаемая конструкция ракеты, в которой межступенчатый отсек является составной частью первой ступени, позволяет после вывода полезной нагрузки в космос осуществлять приземление первой ступени в точке старта ракеты за счет многократного включения штатных маршевых и рулевых двигателей и использования незначительной части имеющихся в баках компонентов топлива, что исключает применение в конструкции ракеты дополнительных органов и устройств, необходимых для возврата первой ступени и приземления ее на космодроме.