РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ С УНИВЕРСАЛЬНОЙ ВЕРХНЕЙ СТУПЕНЬЮ И ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА ДЛЯ НЕЁ
LAUNCH VEHICLE WITH UNIVERSAL UPPER STAGE AND PROPULSION SYSTEM FOR IT

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для создания универсальных верхних ступней ракет-носителей.
В настоящее время для выведения на орбиту космических аппаратов, включая низкую околоземную орбиту, опорную орбиту, геосинхронную орбиту и т.п., используются многоступенчатые ракеты носители и разгонные блоки. При этом верхняя ступень, а иногда и разгонный блок, остаются на орбите достаточно длительное время, становясь так называемым «космическим мусором» и усугубляя проблему засорения космического пространства. В настоящее время в районе низких околоземных орбит вплоть до высот около 2000 км находится, по разным оценкам, порядка 220 тыс. (300 тыс. по данным Управления ООН по вопросам космического пространства [https://ria.ru/20091002/187328503.html. Обращение 02.01.2020]) техногенных объектов общей массой до 5000 тонн. Эффективных практических мер по уничтожению космического мусора на орбитах более 600 км (где не сказывается очищающий эффект от торможения об атмосферу) на настоящем уровне технического развития человечества пока не разработано. Хотя рассматривались, например, проекты спутников, испаряющих обломки мощным лазерным лучом или меняющих их орбиту ионными пучками, или наземные лазеры, которые должны тормозить обломки для входа в атмосферу, либо аппарат, который будет собирать мусор для его дальнейшей переработки. Вместе с тем актуальность задачи обеспечения безопасности космических полетов в условиях техногенного загрязнения околоземного космического пространства (ОКП) и снижения опасности для объектов на Земле при неконтролируемом вхождении космических объектов, особенно имеющих значительную массу, а к таким можно отнести отработавшие верхние ступени, в плотные слои атмосферы и их падении на Землю стремительно растет.
Известна ракета-носитель «Союз», имеющая различные модификации (Уманский С.П. Ракеты-носители. Космодромы. – М.: Изд-во Рестарт+. 2001. – 216 с.). В четырехступенчатом варианте – с разгонным блоком «Л», ракета-носитель называется «Молния» модификации (Уманский С.П. Ракеты-носители. Космодромы. – М.: Изд-во Рестарт+. 2001. – 216 с. Рис. 12, с. 43). В настоящее время применяются модификации ракеты носителя:
- трехступенчатая ракета «Союз 2.1а» (www.buran.ru/htm/gud 27.htm. Обращение 03.01.2020), на её третьей ступени используется четырехкамерный кислородно-керосиновый двигатель РД0110, выполненный по схеме без дожигания генераторного газа, управление вектором тяги осуществляется с помощью специальных рулевых камер, питаемых газом поле турбины турбонасосного агрегата (Уманский С.П. Ракеты-носители. Космодромы. – М.: Изд-во Рестарт+. 2001. – 216 с. Рис. 11, с. 40).
- трехступенчатая ракета «Союз 2.1б» (www.buran.ru/htm/gud 27.htm. Обращение 03.01.2020), на её третьей ступени используется четырехкамерный кислородно-керосиновый двигатель РД0124, выполненный по схеме с дожиганием генераторного газа после турбины, управление вектором тяги осуществляется качанием основных камер сгорания.
https://www.samspace.ru/products/launch_vehicles/rn_soyuz_2_1v/
- двухступенчатая ракета «Союз 2.1в» (. Обращение 03.01.2020), на её второй ступени используется четырехкамерный кислородно-керосиновый двигатель РД0124, выполненный по схеме с дожиганием генераторного газа после турбины, управление вектором тяги осуществляется качанием основных камер сгорания.
Варианты «Союз 2.1а» и «Союз 2.1б» используются с разгонным блоком «Фрегат», а «Союз 2.1в» – с разгонным блоком (блоком выведения) «Волга», оба разгонных блока работают на компонентах топлива азотный тетраоксид и несимметричный диметилгидразин. Указанная ракета-носитель обладает следующими недостатками:
- применение разных компонентов топлива на ракете-носителе и разгонном блоке усложняет наземную инфраструктуру, требует увеличения затрат на предстартовую подготовку;
- в баках третьей/второй ступени и в баках разгонного блока остается гарантированный запас топлива, снижающий массу полезной нагрузки;
- для выведения на заданную орбиту используется как двигатель верхней ступени, так и двигатель разгонного блока;
- после завершения работы двигателей третья/вторая ступень какое-то время остается на орбите, пополняя ряды космического мусора;
- третья/вторая ступень не всегда полностью сгорает в плотных слоях атмосферы, что может привести к достаточно серьезным авариям.
Известна ракета-носитель «Протон» с разгонным блоком ДМ (Воробьев Е.В. Проектирование транспортных средств специального назначения: учеб. пособие / Е.В. Воробьев, О.Е. Денисов, В.И. Кузнецов; под ред. А.Н. Совы. – М.: МАДИ, 2014. – 96 с., рис. 1.3, с. 14). На третьей ступени ракеты-носителя используется двигательный блок, состоящей из однокамерного маршевого двигателя РД0213 с неподвижной камерой сгорания и рулевого четырехкамерного двигателя РД0214 (Уманский С.П. Ракеты-носители. Космодромы. – М.: Изд-во Рестарт+. 2001. – 216 с. Рис. 32, с. 84). Управление вектором тяги осуществляется качанием камер рулевого двигателя. Двигатели всех трех ступеней ракеты-носителя работают на компонентах топлива азотный тетраоксид и несимметричный диметилгидразин. Для выведения полезной нагрузки в составе ракеты-носителя дополнительно используются разгонные блоки «Бриз», работающий на компонентах топлива азотный тетраоксид и несимметричный диметилгидразин, или «ДМ», работающий на компонентах топлива кислород и керосин.
Указанная ракета-носитель обладает следующими недостатками:
- применение разных компонентов топлива на ракете-носителе и разгонном блоке (при применении разгонного блока «ДМ») усложняет наземную инфраструктуру, требует увеличения затрат на предстартовую подготовку и контроль;
- в баках третьей/второй ступени и в баках разгонного блока остается гарантированный запас топлива, снижающий массу полезной нагрузки;
- для выведения на заданную орбиту используется как двигатель и системы верхней ступени, так и двигатель и системы разгонного блока, что снижает надежность и повышает стоимость выведения полезной нагрузки;
- после завершения работы двигателей третья ступень ракеты-носителя какое-то время остается на орбите, пополняя ряды космического мусора и создавая угрозу космическим аппаратам, находящимся на орбите;
- третья ступень не всегда полностью сгорает в плотных слоях атмосферы, что может привести к достаточно серьезным авариям, в том числе из-за применения токсичных компонентов ракетного топлива.
Известна двухступенчатая ракета-носитель Зенит-3SL, на второй ступени которой используется двигательная установка, состоящая из однокамерного неподвижного маршевого двигателя и четырехкамерного рулевого двигателя с качающими камерами, обеспечивающего управление вектором тяги, для довыведения космических аппаратов на заданную орбиту используется разгонный блок ДМ (Филин В.М. Ракета космического назначения «Зенит-3SL» для программы «Морской старт» / Космическая техника и технология, 2014. №2 (5). – С. 40–48. Рис. 1). Как ступени ракеты-носителя, так и разгонный блок работают на компонентах топлива кислород и керосин.
Указанная ракета-носитель обладает следующими недостатками:
- как в баках второй ступени, так и в баках разгонного блока остается гарантированный запас топлива, снижающий массу полезной нагрузки;
- для выведения на заданную орбиту используется как двигатель верхней ступени, так и двигатель разгонного блока;
- после завершения работы двигателей вторая ступень какое-то время остается на орбите, пополняя ряды космического мусора;
- вторая ступень не всегда полностью сгорает в плотных слоях атмосферы, что может привести к достаточно серьезным авариям.
Известна двухступенчатая ракета-носитель «Рокот» (Ракеты-носители. Проекты и реальность: справ. пособие: в 2 кн. Кн. 1: Ракеты-носители России и  Украины / В.Н. Блинов, Н.Н. Иванов, Ю.Н. Сеченов, В.В. Шалай. – Омск: Изд-во ОмГТУ, 2011. – 380 с.), на второй ступени которой используется двигательная установка, состоящая из маршевого однокамерного двигателя с неподвижной камерой, и рулевого четырехкамерного двигателя, обеспечивающего управление вектором тяги за счет качания камер. Для точного выведения полезной нагрузки используется разгонный блок «Бриз-КМ», работающий на тех же компонентах топлива, что и двигатели ракеты-носителя.
Указанная ракета-носитель обладает следующими недостатками:
- как в баках второй ступени, так и в баках разгонного блока остается гарантированный запас топлива, снижающий массу полезной нагрузки;
- для выведения на заданную орбиту используется как двигатель и системы второй ступени, так и двигатель и системы разгонного блока, что повышает стоимость выведения полезной нагрузки и снижает надежность системы выведения;
- после завершения работы двигателей вторая ступень какое-то время остается на орбите, пополняя ряды космического мусора;
- вторая ступень не всегда полностью сгорает в плотных слоях атмосферы, что может привести к достаточно серьезным авариям, в том числе отрицательному влиянию на экологию в местах ее падения, так как в качестве компонентов топлива используются токсичные вещества.
Известна жидкостная ракетная двигательная установка верхней ступени ракеты-носителя, состоящая из маршевого однокамерного жидкостного ракетного двигателя, выполненного по схеме с дожиганием окислительного генераторного газа, и рулевого четырехкамерного двигателя, выполненного по схеме с дожиганием окислительного генераторного газа, включающего четыре камеры сгорания, турбонасосный агрегат, газогенератор, узлы качания, трубопроводы и газоводы (Филин В.М. Ракета космического назначения «Зенит-3SL» для программы «Морской старт» / Космическая техника и технология, 2014. №2 (5). – С. 40–48). Известная двигательная установка обладает следующими недостатками:
- для выведения полезной нагрузки на заданную орбиту требуется применение верхней ступени с маршевым и рулевым двигателем, а также разгонного блока типа «ДМ»;
- использование в двигательной установке рулевого двигателя с временем работы, сопоставимым с временем работы маршевого двигателя, и одним включением сокращает возможности ракеты-носителя в выведении полезной нагрузки;
- горячая турбина привода ТНА рулевого двигателяявляется основным элементом, снижающим ресурс работы двигателя.
Известна жидкостная ракетная двигательная установка верхней ступени ракеты-носителя, состоящая из маршевого однокамерного жидкостного ракетного двигателя, выполненного по схеме с дожиганием окислительного генераторного газа, и рулевого четырехкамерного двигателя, выполненного по схеме без дожигания генераторного газа, включающего четыре камеры сгорания, турбонасосный агрегат, газогенератор, узлы качания, трубопроводы и газоводы (Уманский С.П. Ракеты-носители. Космодромы. – М.: Изд-во Рестарт+. 2001. – 216 с.). Известная двигательная установка обладает следующими недостатками:
- для выведения полезной нагрузки на заданную орбиту требуется применение верхней ступени с маршевым и рулевым двигателем, а также разгонного блока типа «ДМ» или «Бриз»;
- использование в двигательной установке рулевого двигателя с временем работы, сопоставимым с временем работы маршевого двигателя, и одним включением сокращает возможности ракеты-носителя в выведении полезной нагрузки;
- горячая турбина привода ТНА является основным элементом, снижающим ресурс работы двигателя;
- из-за использования схемы без дожигания генераторного газа теряется часть расхода компонентов топлива, не создающая тягу.
Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков, совершенствование конструкции, повышение надежности, снижение массы и повышение эффективности ракет-носителей, минимизация техногенного загрязнения космического пространства, максимальное использование компонентов топлива ракет-носителей, снижение стоимости вывода килограмма полезной нагрузки на заданную орбиту.
Решение поставленной задачи достигается тем, что предложенная ракета-носитель с универсальной верхней ступенью состоящая, по меньшей мере, из двух ступеней, верхняя из которых содержит двигательную установку с жидкостным ракетным двигателем/двигателями, работающем на двухкомпонентном топливе (окислителе и горючем), согласно изобретению двигательная установка обеспечивает выведение полезной нагрузки на заданную орбиту и увод отработанной ступени на орбиту захоронения или утилизации. В процессе выведения полезной нагрузки или увода отработанной ступени двигательная установка может осуществляться несколько её включений, при этом двигательная установка выполняет функции как верхней ступени ракеты-носителя, так и разгонного блока.
Двигательная установка ракеты-носителя с универсальной верхней ступенью, состоящая из маршевого и рулевого жидкостных ракетных двигателей, каждый из которых содержит камеру/камеры, систему питания, систему управления и регулирования, а для несамовоспламеняющихся компонентов топлива – систему воспламенения, в которой, согласно изобретению, рулевой двигатель имеет время работы, существенно превышающее время работы маршевого двигателя. Число включений рулевого двигателя может превышать число включений маршевого двигателя. Система питания рулевого двигателя может быть вытеснительной, турбинной, с высокооборотными электроприводами, с комбинированным приводом – сочетанием турбинного с высокооборотным электродвигателем.
Предлагаемая конструкция ракеты-носителя с универсальной верхней ступенью и двигательная установка для неё, за счет своих отличительных признаков, обеспечивают решение поставленной выше технической задачи – совершенствование конструкции, повышение надежности, снижение массы и повышение эффективности ракет-носителей, минимизация техногенного загрязнения космического пространства, максимальное использование компонентов топлива ракет-носителей, снижение стоимости вывода килограмма полезной нагрузки на заданную орбиту.
На фиг. 1 приведена схема ракеты-носителя, на фиг. 2 – схема двигательной установки, на фиг. 3 – 14 варианты двигательной установки. На фиг. 1 – 14 приведены следующие обозначения:
1. Первая ступень ракеты-носителя.
2. Вторая ступень ракеты-носителя.
3. Полезная нагрузка.
4. Бак окислителя.
5. Бак горючего.
6. Двигательная установка.
7. Маршевый двигатель.
8. Рулевой двигатель.
9. Камера маршевого двигателя.
10. Система питания маршевого двигателя.
11. Система управления и регулирования маршевого двигателя.
12. Система воспламенения компонентов топлива маршевого двигателя.
13. Камера рулевого двигателя.
14. Система питания рулевого двигателя.
15. Система управления и регулирования рулевого двигателя.
16. Система воспламенения компонентов топлива рулевого двигателя.
17. Клапан подачи окислителя из бака.
18. Клапан подачи горючего из бака.
19. Объединенная система наддува баков.
20. Система наддува бака окислителя.
21. Система наддува бака горючего.
22. Насос окислителя.
23. Насос горючего.
24. Привод насосов окислителя и горючего.
25. Привод насоса окислителя.
26. Привод насоса горючего.
27. Газовая турбина привода насосов окислителя и горючего.
28. Газовая турбина привода насоса окислителя.
29. Газовая турбина привода насоса горючего.
30. Высокооборотный электродвигатель привода насосов окислителя и горючего.
31. Высокооборотный электродвигатель привода насоса окислителя.
32. Высокооборотный электродвигатель привода насоса горючего.
33. Комбинированный привод насосов окислителя и горючего.
34. Комбинированный привод насоса окислителя.
35. Комбинированный привод насоса горючего.
Ракета-носитель (фиг. 1) состоит, по меньшей мере, из двух ступеней первой 1 и второй 2, полезной нагрузки 3. Вторая ступень 2 состоит из баков окислителя 4 и горючего 5, двигательной установки 6.
Двигательная установка 6 (фиг. 2) состоит из маршевого двигателя 7 и рулевого двигателя 8, при этом двигательная установка выполняет функции как верхней ступени ракеты-носителя, так и разгонного блока. Под маршевым двигателем 7 двигательной установки 6 понимается один одно- или многокамерный жидкостный ракетный двигатель, либо связка из нескольких одно- или многокамерных жидкостных ракетных двигателей. Под рулевым двигателем 8 двигательной установки 6 понимается один многокамерный жидкостный ракетный двигатель, либо связка из нескольких одно- или многокамерных жидкостных ракетных двигателей. Маршевый двигатель 7 состоит из следующих основных агрегатов и систем: камера двигателя 9 (при использовании многокамерного двигателя в состав маршевого двигателя входит несколько камер), система питания 10, система управления и регулирования 11, при использовании несамовоспламеняющихся компонентов топлива в состав двигателя входит система воспламенения компонентов топлива 12. При использовании маршевого двигателя 7, состоящего из нескольких двигателей, указанные агрегаты и системы входят в состав каждого из двигателей. Рулевой двигатель 8 состоит из следующих основных агрегатов и систем: камера двигателя 13 (при использовании многокамерного двигателя в состав маршевого двигателя входит несколько камер), система питания 14, система управления и регулирования 15, при использовании несамовоспламеняющихся компонентов топлива в состав двигателя входит система воспламенения компонентов топлива 16, обеспечивающая, при необходимости многократное включение рулевого двигателя. При использовании маршевого двигателя 8, состоящего из нескольких двигателей, указанные агрегаты и системы входят в состав каждого из двигателей.
В зависимости от параметров ракеты-носителя и массы полезного груза система питания рулевого двигателя 14 может быть выполнена вытеснительной (фиг. 3), при этом в ее состав входят клапаны по линии окислителя 17 и горючего 18, система наддува баков, которая может быть выполнена как общей для баков обоих компонентов 19 (фиг. 3), так и отдельной для бака каждого из компонентов (фиг. 4): окислителя 20 и горючего 21. Система наддува в зависимости от потребного давления, тяги, времени работы и числа включений двигателя может быть выполнена в виде баллона с нейтральным газом высокого давления, жидкостного или твердотопливного аккумулятора давления. Как правило, такая система питания рулевого двигателя приемлема при его тяге не более 2,5 кН и относительно низком удельном импульсе.
При необходимости создания высокого давления в камере рулевого двигателя, удельного импульса близкого к достигнутому в настоящее время, тяги более 2,5 кН может быть применена насосная система питания рулевого двигателя (фиг. 5). В этом случае в состав системы питания входят насосы окислителя 22 и горючего 23, привод насосов, который может быть выполнен как общим 24 для насосов обоих компонентов топлива (фиг. 5), так и отдельным – привод насоса окислителя 25 и привод насоса горючего 26 (фиг. 6). При необходимости в состав системы питания могут быть включены бустерные насосы, обеспечивающие повышение давления на входе в насосы окислителя 22 и горючего 23 по сравнению с давлением в баках 4 и 5. Клапаны, обеспечивающие корректную работу системы питания входят в состав системы управления и регулирования рулевого двигателя 15.
В качестве привода насосов окислителя 22 и горючего 23 может использоваться газовая турбина 27 (фиг. 7), при этом газовая турбина может использоваться для общего привода обоих насосов, так и отдельно для привода каждого из насосов: окислителя 28 и горючего 29 (фиг. 8).
В качестве привода насосов окислителя 22 и горючего 23 может использоваться высокооборотный электродвигатель 30 (фиг. 9), при этом высокооборотный электродвигатель 30 может использоваться как для общего привода обоих насосов 22 и 23, так и отдельно для привода каждого из насосов: окислителя 31 и горючего 32 (фиг. 10).
В качестве привода насосов окислителя 22 и горючего 23 может использоваться комбинированный привод 33, состоящий из газовой турбины 27 и высокооборотного электродвигателя 30 (фиг. 11), при этом комбинированный привод 33 может использоваться как для общего привода обоих насосов 22 и 23, так и отдельно для привода каждого из насосов: окислителя 34, состоящий из газовой турбины 28 и высокооборотного электродвигателя 31, и горючего 35, состоящий из газовой турбины 29 и высокооборотного электродвигателя 32,  (фиг. 14). Высокооборотный электродвигатель двигатель 30 общего комбинированного привода насосов окислителя 22 и горючего 23 может быть расположен либо рядом с газовой турбиной 27 (фиг. 11), либо между насосами окислителя 22 и горючего 23 (фиг. 12), либо с противоположной по отношению к турбине 27 стороны вала (фиг. 13). Высокооборотный электродвигатель 31 (32) отдельного комбинированного привода каждого из насосов 22 и 23 может быть расположен рядом с газовой турбиной 28 (29) или со стороны вала, противоположной турбине 28 (29).
В процессе работы ракеты-носителя (фиг. 1) при старте с Земли работает 1 ступень, после её отключения работает, по меньшей мере, еще одна ступень, при этом верхняя из ступеней, например – вторая 2. При работе верхней ступени компоненты топлива из баков окислителя 4 и горючего 5 поступают в двигательную установку 6. Двигательная установка 6 верхней ступени 2 за счет регулирования тяги со временем работы ступени и/или многократного включения обеспечивает выведение полезной нагрузки 3 на заданную орбиту, выполняя функции как верхней ступени ракеты-носителя, так и разгонного блока. При необходимости, например, за счет повторного включения двигательной установки 6 верхней ступени 2 ракеты-носителя обеспечивается увод отработанной ступени на орбиту её захоронения или утилизации.
При работе двигательной установки 6 (фиг. 2), выполняющей функции как верхней ступени ракеты-носителя, так и разгонного блока, и состоящей из маршевого 7 и рулевого 8 двигателей сначала работают оба двигателя – маршевый и рулевой. Маршевый двигатель жестко закреплен на ступени 2 ракеты-носителя, а камеры рулевого двигателя 8 обеспечивают управление вектором тяги ступени. При работе маршевого двигателя 7 двигательной установки 6 его тяга создается камерой двигателя 9 (при использовании многокамерного двигателя – всеми, входящими в состав маршевого двигателя камерами двигателя или двигателей), подача компонентов топлива – окислителя и горючего осуществляется системой питания 10, а управление режимом работы двигателя – его запуском, остановом, переходом с режима на режим – системой управления и регулирования 11, при использовании самовоспламеняющихся компонентов топлива они воспламеняются при контакте в камере 9 маршевого двигателя 7, а при использовании несамовоспламеняющихся компонентов топлива, например, кислорода и метана, их зажигание обеспечивается системой воспламенения компонентов топлива 12, которая может быть, например, пиротехнической, электроискровой, лазерной и т.п. При использовании маршевого двигателя 7, состоящего из нескольких двигателей, указанные агрегаты и системы в составе каждого из двигателей работают аналогично. При работе рулевого двигателя 8 двигательной установки 6 его тяга создается камерой двигателя 13 (при использовании многокамерного двигателя – всеми, входящими в состав рулевого двигателя камерами двигателя или двигателей), управление вектором тяги ступени осуществляется, например качанием камер рулевого двигателя в одной или нескольких плоскостях, подача компонентов топлива – окислителя и горючего осуществляется системой питания 14, а управление режимом работы двигателя – его запуском, остановом, переходом с режима на режим – системой управления и регулирования 15, при использовании самовоспламеняющихся компонентов топлива они воспламеняются при контакте в камере/камерах 13 рулевого двигателя 8, а при использовании несамовоспламеняющихся компонентов топлива, например, кислорода и метана, их зажигание обеспечивается системой воспламенения компонентов топлива 12, которая может быть, например, пиротехнической, электроискровой, лазерной и т.п. При использовании рулевого двигателя 8, состоящего из нескольких двигателей, указанные агрегаты и системы в составе каждого из двигателей работают аналогично. Для обеспечения выведения полезной нагрузки в заданную точку с выполнением двигательной установки 6 функций разгонного блока или увода отработанной ступени на орбиту захоронения или утилизации двигательная установка 6 выполняется с многократным включением в полете. В зависимости от массы и целевой орбиты полезной нагрузки 3, либо орбиты захоронения ступени 2 функция разгонного блока может обеспечиваться двигательной установкой 6 или за счет существенного превышения времени работы рулевого двигателя 8 над временем работы маршевого двигателя 7, или за счет большего числа включений рулевого двигателя 8 по сравнению с маршевым двигателем 7.
Работа двигательной установки 6 (фиг. 3) в целом аналогична работе двигательной установки (фиг. 2), отличие состоит в том, что для обеспечения подачи компонентов топлива в камеры 13 рулевого двигателя 8 использована вытеснительная система питания 14, обеспечивающая поступление компонентов в камеры 13 за счет давления наддува, вытесняющего компоненты топлива из баков 4 и 5 ступени 2 ракеты-носителя в камеры рулевого двигателя 13. При использовании для наддува нейтрального газа система наддува 19 может быть выполнена общей для обоих компонентов (фиг. 3), при использовании для наддува баков различных для каждого из компонентов топлива газов или необходимости создания в баках разного давления система наддува может выполняться отдельной для каждого из баков – система наддува бака окислителя 20 и система наддува бака горючего 21 (фиг. 4). Клапаны 17 и 18 служат для обеспечения поступления компонентов топлива в камеры 13 при их работе и отсечки подачи компонентов при необходимости выключения камер 13. Для обеспечения многократного запуска клапаны должны быть выполнены в многоразовом исполнении.
Работа двигательной установки 6, выполненной в соответствии с фиг. 5, в целом аналогична работе двигательной установки, выполненной в соответствии с фиг. 2. Отличие состоит в том, что для создания высокого давления в камере рулевого двигателя 8, используется насосная система питания. Высокое давление в камерах 13 обеспечивается за счет напора насосов окислителя 22 и горючего 23, которые могут быть осевыми, центробежными, шнекоцентробежными, диагональными и т.п. Насосы приводятся во вращение специальным приводом, который может быть выполнен как общим 24 для насосов обоих компонентов топлива (фиг. 5), так и отдельным – привод насоса окислителя 25 и привод насоса горючего 26 (фиг. 6). При низком давлении в баках компонентов топлива в состав системы питания для обеспечения необходимого для бескавитационной работы основных насосов уровня могут быть включены бустерные насосы. Регулирование работы системы питания обеспечивается системой управления и регулирования рулевого двигателя 15.
Работа двигательной установки 6, выполненной в соответствии с фиг. 7, в целом аналогична работе двигательной установки, выполненной в соответствии с фиг. 5. Отличие состоит в том, что в качестве привода используется газовая турбина, которая может быть как общей 27 для обоих насосов 22 и 23, приводя их одновременно (фиг. 7), так и отдельной для каждого из насосов – 28 и 29 (фиг. 8), при этом каждая из этих турбин приводит свой насос.
Работа двигательной установки 6, выполненной в соответствии с фиг. 9, в целом аналогична работе двигательной установки, выполненной в соответствии с фиг. 5. Отличие состоит в том, что в качестве привода используется высокооборотный электропривод, который может быть как общим 30 для обоих насосов 22 и 23, приводя их во вращение одновременно (фиг. 9), так и отдельным для каждого из насосов – 31 и 32 (фиг. 10). Преимущество использования электрического привода по сравнению с турбинным состоит в расширении возможности по регулированию частот вращения насосов и, так следствие, расширению диапазона регулирования двигателя.
Работа двигательной установки 6, выполненной в соответствии с фиг. 11, в целом аналогична работе двигательной установки, выполненной в соответствии с фиг. 5. Отличие состоит в том, что для привода насосов используется комбинированный привод, состоящий из газовой турбины и высокооборотного электродвигателя. При этом на запуске двигателя, работе на режимах дросселирования насосы приводятся во вращение высокооборотным электродвигателем, а при работе на основном режиме – либо газовой турбиной, либо одновременно газовой турбиной и высокооборотным электродвигателем, что позволяет уменьшить размеры устройств накопления энергии, использующихся для питания электроприводов, снизить температуру газа на турбине и расход через нее, тем самым реализовав в одном агрегате преимущества турбинного и электрического приводов. Комбинированный привод может быть как общим 33 для обоих насосов 22 и 23, приводя их во вращение одновременно (фиг. 11), при этом высокооборотный электропривод может быть расположен между одним из насосов и турбиной (фиг. 11), между насосами (фиг. 12), либо с противоположной по отношению к турбине 33 стороны вала, так и отдельным для каждого из насосов – 31 и 32 (фиг. 14), при этом высокооборотный электропривод может быть расположен между насосом и турбиной или на валу со стороны, противоположной турбине. Такая схема особенно хорошо сочетается с многократным включением рулевого двигателя. Кроме того, такая схема привода насосов позволяет достичь высокого давления в камере двигателя, улучшить энергомассовые характеристики рулевого двигателя и всей двигательной установки.
Для любого из предложенных вариантов привода насосов, он может быть либо отдельным только для насоса каждого из компонентов топлива, либо общим для насосов обоих компонентов ракетного топлива.
Использование предложенного технического решения позволит повысить конструктивное совершенство, надежность и улучшить массово-габаритные характеристики ракеты-носителя и двигательной установки, обеспечить точное выведение полезной нагрузки без использования разгонного блока, увод отработанной ступени на орбиту захоронения или утилизации. Предлагаемый способ не требует применения в ступени ракеты-носителя дополнительных систем и устройств, позволяет оптимизировать конструкцию и энергомассовые характеристики как двигательной установки, так и ракеты-носителя.