Многоступенчатая модульная ракета-носитель

Реферат

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам-носителям легкого, среднего и тяжелого классов с модульными блоками ступеней. Предлагаемая ракета-носитель содержит не менее двух ступеней, установленных по пакетной схеме. Первая ступень может включать в себя от 2 до 6 модульных ракетных блоков с одинаковыми маршевыми двигателями, массой рабочего тела и габаритами. Вторая ступень является моноблочной с запускаемой с Земли двигательной установкой. При этом отношение объема топливных баков ракетного блока первой ступени к объему топливных баков второй ступени равно 0,4-0,52, а суммарная тяга двигателей каждого блока первой ступени составляет 0,8-1,0 суммарной тяги двигателей второй ступени. Единственный маршевый двигатель каждого блока первой ступени установлен в узле качания, а маршевый двигатель моноблочной второй ступени - неподвижно, причем вторая ступень снабжена рулевыми двигателями. Отношение максимальной (при шести блоках первой ступени) массы полезного груза, выводимого на околоземную опорную орбиту (~200 км), к минимальной его массе (при использовании только второй ступени) составляет примерно 6,5. Технический результат изобретения состоит в создании ракетно-космической системы, обладающей практически максимальной энергетической эффективностью для различного числа используемых в ее составе модульных ракетных блоков первой ступени. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам-носителям легкого, среднего и тяжелого классов, использующим модульные ракетные блоки ступеней.

Известна модульная ракета (патент США, МКИ 5 B 64 G 1/40, №5217188), содержащая нижнюю ступень из одного или нескольких объединенных в связку больших твердотопливных ракетных модулей и верхнюю ступень, состоящую из одного или нескольких объединенных в связку твердотопливных ракетных модулей меньшего размера, при этом параметры твердотопливных ракетных модулей первой и второй ступеней выбирают такими образом, чтобы обеспечивалась максимальная масса выводимой полезной нагрузки при условии выполнения заданных ограничений на продольное ускорение, максимальный скоростной напор и скоростной напор при разделении ступеней. Модульная ракета, в зависимости от количества модульных ракетных блоков в каждой ступени, может иметь различную грузоподъемность и выводить различные по массе полезные грузы.

Однако эта модульная ракета требует разработки, по крайней мере, двух типов модульных ракетных блоков, двигатели ракетных блоков второй ступени запускаются после срабатывания и отделения модульных ракетных блоков нижней ступени, с увеличением грузоподъемности растет потребное количество модульных ракетных блоков, в том числе запускаемых после отделения первой ступени, что существенно снижает надежность ракеты-носителя.

Известно также устройство выведения полезного груза на околоземную орбиту (патент США, МКИ 5 B 64 G 1/14, 1/40, №PCT/US 90/02333), состоящее из нескольких ракетных модулей, соединенных между собой для запуска полезных грузов различной массы. Устройство выведения предназначается для доставки в космос как пилотируемых, так и беспилотных полезных грузов.

Однако в упомянутом патенте отсутствуют рекомендации для выбора параметров ракетных модулей: количества модулей, их геометрических размеров, тяги двигателей и др., позволяющих создать оптимальную конфигурацию ракеты-носителя с разным количеством ракетных модулей для выведения полезных грузов с различной массой.

Наиболее близким аналогом предлагаемой многоступенчатой модульной ракеты-носителя, выбранным в качестве прототипа, является трехступенчатая ракета-носитель “Ариан-4” с переменным числом (от 0 до 4) жидкостных модульных ракетных блоков первой ступени, расположенных по пакетной схеме с моноблочной второй ступенью с запускаемыми с земли маршевыми двигателями. Тяга маршевых двигателей каждого модульного ракетного блока составляет приблизительно 25% от суммарной тяги маршевых двигателей моноблочной второй ступени. На первой и второй ступенях ракеты-носителя “Ариан-4” используются компоненты топлива АТ-НДМГ, а на третьей ступени - жидкие кислород и водород /3/.

К недостаткам этой ракеты-носителя следует отнести низкую энергетическую эффективность (отношение массы полезного груза Мпг к стартовой массе ракеты-носителя Мо:

),

малый диапазон изменения грузоподъемности при изменении количества жидкостных модульных ракетных блоков первой ступени от 0 до 4 (отношение максимальной массы полезного груза при 4-х модульных ракетных блоках первой ступени к минимальной массе полезного груза при 0 модульных ракетных блоках не превышает 2,0), высокая удельная стоимость выведения полезного груза.

Задачами предлагаемого изобретения являются обеспечение высокой энергетической эффективности (пг) ракеты-носителя, широкого диапазона грузоподъемности в зависимости от количества устанавливаемых модульных ракетных блоков первой ступени (отношение максимальной массы полезного груза к минимальной до 6,5), а также снижение удельной стоимости выведения полезного груза.

Предлагаемая многоступенчатая модульная ракета-носитель содержит, по крайней мере, две ступени, установленные по пакетной схеме, первую ступень из N модульных ракетных блоков с одинаковыми маршевыми двигателями, массой рабочего запаса топлива и габаритами, моноблочную вторую ступень с запускаемой с земли двигательной установкой, полезную нагрузку, расположенную на последней ступени, и отличается тем, что в зависимости от величины массы выводимой полезной нагрузки ракета-носитель содержит от 0 до 6 модульных ракетных блоков первой ступени, отношение объема баков компонентов топлива модульного ракетного блока первой ступени к объему баков компонентов топлива ракетного блока второй ступени выбирают в диапазоне 0,4-0,52, при этом тягу маршевых двигателей модульного ракетного блока первой ступени выбирают в диапазоне 0,8-1,0 от суммарной тяги двигателей моноблочной второй ступени.

Выбор отношения объема топливных баков модульного ракетного блока первой ступени к объему топливных баков ракетного блока второй ступени предлагаемой ракеты-носителя основан на том, что для известного количества ступеней ракеты-носителя с заданными маршевыми двигателями и типом ракетного топлива грузоподъемность ракеты-носителя зависит от отношения ее массы в конце работы каждой ступени - Мкi к массе ракеты-носителя в начале работы этой ступени - или, что эквивалентно, - от распределения масс топлива по ступеням, которое характеризуется относительной массой топлива на каждой ступени

где Moi - масса ракеты-носителя в начале работы i-ой ступени;

Мкi - масса ракеты-носителя в конце работы i-ой ступени;

Мтi - масса топлива i-ой ступени;

кi - отношение масса ракеты-носителя в конце работы i-ой ступени к массе ракеты-носителя в начале работы i-ой ступени;

тi - отношение массы топлива i-ой ступени к массе ракеты-носителя в начале работы i-ой ступени.

Для известной стартовой массы ракеты-носителя отношение к1 первой ступени однозначно определяет запас топлива первой ступени и, следовательно, относительный запас топлива модульного ракетного блока (МРБ), если известно их количество на первой ступени:

где - относительный запас топлива модульного ракетного блока;

мтМРБ - запас топлива модульного ракетного блока;

Мо - стартовая масса ракеты-носителя;

N - число модульных ракетных блоков на первой ступени;

R1 и I1 - тяга и удельный импульс тяги двигательной установки модульного ракетного блока первой ступени;

R2 и I2 - тяга и удельный импульс тяги двигательной установки моноблочной второй ступени.

Для близких значений тяги и удельного импульса тяги модульного ракетного блока первой ступени и моноблочной второй ступени величина тМРБ может быть определена из упрощенного выражения

Известно, например, что для трехступенчатых кислородно-керосиновых ракет-носителей оптимальное значение к1, обеспечивающее максимальную грузоподъемность этим ракетам-носителям, находится в диапазоне 0,3-0,4, а для двухступенчатых ракет-носителей оптимальное к1 составляет около 0,25.

Анализ конкретных расчетов, проведенных при реальных весовых коэффициентах ракетных блоков и их систем, тяговооруженностях и удельных импульсах тяги двигателей, которыми обладают современные ракеты-носители, показывает, что у ракет-носителей с ЖРД оптимальное распределение рабочих запасов топлива между ступенями определяется следующими значениями относительного запаса топлива тi:

у двухступенчатых ракет-носителей –

у трехступенчатых ракет-носителей

Таким образом, может быть определен рабочий запас топлива и объем топливных баков модульного ракетного блока первой ступени и топливных баков ракетного блока второй ступени, обеспечивающих максимальную грузоподъемность ракеты-носителя и, следовательно, ее высокую энергетическую эффективность.

Проведенные расчеты с оптимизацией и учетом ограничений, накладываемых на реальные ракеты-носители, показали, что для предлагаемой многоступенчатой модульной ракеты-носителя на кислородно-керосиновом топливе оптимальное отношение объема топливных баков модульного ракетного блока первой ступени к объему топливных баков параллельно работающего с ним ракетного блока второй ступени для числа модульных ракетных блоков от 2 до 6 и близкой тяге двигательной установки на модульных ракетных блоках и блоке второй ступени лежит в диапазоне от 0,4 до 0,52, при этом наблюдается слабая зависимость относительной массы полезного груза (пг) от числа модульных ракетных блоков первой ступени при неизменной второй ступени. При расширении указанного диапазона для рассматриваемого типа многоступенчатой модульной ракеты-носителя происходит существенное уменьшение относительной массы полезного груза (пг).

Техническим результатом предлагаемого изобретения является возможность определения отношения объема топливных баков модульного ракетного блока первой ступени к объему топливных баков ракетного блока второй ступени многоступенчатой модульной ракеты-носителя, имеющей моноблочную вторую ступень с запускаемой с земли двигательной установкой, обеспечивающего практически максимальную энергетическую эффективность ракеты-носителя для различного количества модульных ракетных блоков в составе первой ступени. Использование от 0 до 6 модульных ракетных блоков первой ступени обеспечивает широкий диапазон грузоподъемности многоступенчатой модульной ракеты-носителя (отношение максимальной массы полезного груза при N=6 к минимальной при N=0 достигает 6,5 раза). Максимальная энергетическая эффективность обеспечивает минимальную удельную стоимость выведения полезного груза.

Существо предлагаемого изобретения поясняется на примере многоступенчатой модульной ракеты-носителя, представленной на фиг.1-4, где:

1 - модульный ракетный блок первой ступени;

2 - моноблочная вторая ступень;

3 - последующие ступени;

4 - полезный груз;

5 - головной обтекатель;

6 - силовой пояс моноблочной второй ступени.

Многоступенчатая модульная ракета-носитель состоит из модульных ракетных блоков первой ступени 1, моноблочной второй ступени 2, установленных на нее последующих ступеней, по крайней мере одной 3, и полезной нагрузки 4 под головным обтекателем 5.

Из фиг.1-4 видно, что многоступенчатая модульная ракета-носитель имеет от 0 до 6 модульных ракетных блоков первой ступени, при этом на фиг.1 показана модульная ракета с числом модульных ракетных блоков N=0, на фиг.2 - с числом модульных ракетных блоков N=2, на фиг.3 - с числом модульных ракетных блоков N=4, на фиг.4 - с числом модульных ракетных блоков N=6.

Предлагаемая ракета-носитель функционирует следующим образом.

На старте с земли одновременно начинают работать маршевые двигатели модульных ракетных блоков первой ступени 1 и маршевые двигатели моноблочной второй ступени 2, имеющей пакетную компоновку с модульными ракетными блоками первой ступени. Усилия от тяги двигателей модульных ракетных блоков первой ступени 1 передаются на моноблочную вторую ступень 2 через силовой пояс 6 моноблочной второй ступени 2, предназначенный для крепления модульных ракетных блоков первой ступени.

После окончания топлива в модульных ракетных блоках первой ступени 1 они отделяются, и ракета-носитель продолжает полет до окончания топлива в моноблочной второй ступени 2 и ее отделения. На участке работы моноблочной второй ступени 2 по достижении допустимых для полезного груза 4 скоростных напоров отделяется головной обтекатель 5. После отделения моноблочной второй ступени 2 поочередно работают последующие ступени 3, а по окончании их работы от последней ступени отделяется полезный груз 4.

Из представленных данных следует, что благодаря более оптимальному выбору параметров модульных ракетных блоков первой ступени и соотношения тяг двигательных установок модульного ракетного блока и моноблочной второй ступени предлагаемая многоступенчатая модульная ракета-носитель имеет существенно лучшую энергетическую эффективность при более широком диапазоне изменения грузоподъемности, чем у рассматриваемого прототипа (ракеты-носителя “Ариан-4”).

Компоновка модульных ракетных блоков первой ступени и моноблочной второй ступени по пакетной схеме приводит к изменению начальной тяговооруженности ракеты-носителя при изменении количества модульных ракетных блоков на ракете-носителе. Снижение начальной тяговооруженности уменьшает относительную грузоподъемность ракеты-носителя и, следовательно, увеличивает стоимость выведения одного килограмма полезного груза. Чрезмерное увеличение начальной тяговооруженности приводит к увеличению нагрузок, действующих на выводимый полезный груз, а также увеличивает стоимость пуска ракеты-носителя за счет увеличения количества маршевых двигателей на первой ступени. Для обеспечения наименьшей удельной стоимости выведения полезного груза, а также сохранения в допустимых пределах нагрузок, действующих на выводимый полезный груз, предлагается суммарную тягу двигателей модульного ракетного блока первой ступени выбирать в диапазоне 0,8-1,0 от суммарной тяги двигателей моноблочной второй ступени. Указанный диапазон для заявленной ракеты-носителя обеспечивает практически максимальную относительную грузоподъемность, минимальную удельную стоимость выведения полезного груза и его приемлемое нагружение на активном участке полета.

Для снижения затрат на разработку и изготовление ракеты-носителя, а также повышения ее надежности, предлагается использовать в составе модульных ракетных блоков первой и моноблочной второй ступеней одинаковые маршевые двигатели, по одному на каждом блоке, при этом для управления по каналам тангажа, рыскания и крена на боковых модульных ракетных блоках первой ступени каждый маршевый двигатель установлен в узле качания, обеспечивающем отклонение этих двигателей в двух плоскостях, а на блоке второй ступени маршевый двигатель установлен неподвижно, причем ракетный блок второй ступени снабжен рулевыми двигателями для управления по каналам тангажа, рыскания и крена.

Предлагаемая многоступенчатая модульная ракета-носитель может быть создана на базе эксплуатируемой ракеты-носителя “Союз” путем замены четырех боковых блоков первой ступени на два модульных ракетных блока первой ступени с качающимися в двух плоскостях двигателями НК-33, созданными для лунной ракеты Н-1. Моноблочная вторая ступень предлагаемой ракеты-носителя имеет увеличенный на 55-65 т запас топлива и неподвижный маршевый двигатель НК-33, причем в качестве рулевого двигателя может использоваться четырехкамерный двигатель типа RD-0110 ракеты-носителя “Союз”.

Эта многоступенчатая модульная ракета-носитель способна выводить с космодрома “Байконур” на низкую опорную орбиту с наклонением около 51 полезный груз массой до 4 т при N=0, до 14 т при N=2, до 21,5 т при N=4 и до 27 т при N=6. С космическим разгонным блоком типа “ДМ” в качестве четвертой ступени эта ракета-носитель может выводить с космодрома “Байконур” на геостационарную орбиту полезные грузы массой до 2 т при №=2, до 2,8 т при №=4 и до 4-4,5 т при N=6.

Таким образом, предлагаемая многоступенчатая модульная ракета-носитель может заменить эксплуатируемые в России ракеты-носители легкого класса типа “Стрела”, “Рокот”, “Космос”, “Днепр”, ракеты-носители среднего класса типа “Союз”, “Зенит”, а также тяжелую ракету-носитель “Протон”.

Использование готовых отработанных элементов на предлагаемой ракете-носителе делает создание ее экономически целесообразным.

Литература

1. Патент США, МКИ 5 B 64 G 1/40, №5217188.

2. Патент США, МКИ 5 B 64 G 1/14, 1/40, №PCT/US 90/02333.

3. International Reference Guide to Space Launch System, 1991 Edition, AIAA.

Формула изобретения

1. Многоступенчатая модульная ракета-носитель, содержащая по крайней мере две ступени, установленные по пакетной схеме, причем первая ступень включает в себя модульные ракетные блоки с одинаковыми маршевыми двигателями, массой рабочего тела и габаритами, вторая ступень является моноблочной с запускаемой с Земли двигательной установкой, а полезная нагрузка расположена на последней из последующих ступеней, отличающаяся тем, что ее первая ступень включает в себя от 2 до 6 указанных модульных ракетных блоков, причем отношение объема баков компонентов топлива модульного ракетного блока первой ступени к объему баков компонентов топлива моноблочной второй ступени выбрано в диапазоне 0,4-0,52, а суммарная тяга двигателей модульного ракетного блока первой ступени выбрана в диапазоне 0,8-1,0 от суммарной тяги двигателей моноблочной второй ступени.

2. Многоступенчатая модульная ракета-носитель по п.1, отличающаяся тем, что в составе модульных ракетных блоков первой ступени и моноблочной второй ступени использованы одинаковые маршевые двигатели, по одному на каждом блоке, при этом на модульных ракетных блоках первой ступени каждый маршевый двигатель установлен в узле качания в двух плоскостях, а на моноблочной второй ступени маршевый двигатель установлен неподвижно, причем данная вторая ступень снабжена рулевыми двигателями управления по каналам тангажа, рысканья и крена.

РИСУНКИРисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4