РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ МОДУЛЬНОГО ТИПА (ВАРИАНТЫ) И РАКЕТНЫЙ МОДУЛЬ

Полезные модели относятся к области ракетно - космической техники и могут применяться при разработке средств выведения полезных грузов (исследовательских, коммерческих и пилотируемых аппаратов и спутников) на околоземную орбиту.
Одной из проблем, решаемых в настоящее время при запуске ракет -носителей, является проблема обеспечения безопасного запуска многоступенчатой ракеты - носителя, гарантирующего сохранность стартового комплекса и дорогостоящего спутникового оборудования и космических аппаратов
Известны конструкции многоступенчатых ракет - носителей [1-5], состоящих из нескольких ступеней с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), работающими на жидких компонентах топлива.
Известны также конструкции многоступенчатых ракет - носителей, ступени которых снабжены двигательными установками на твердом топливе РДТТ[6-9].
Опыт эксплуатации ракетных комплексов с ЖРД и РДТТ показывает, что вероятность успешного старта ракеты колеблется в диапазоне 0,85 -0,95, а это означает, что в случае неуспешного старта ракеты возникают большие затраты в стоимостном выражении из-за разрушения стартовых комплексов и необходимости их восстановления. В результате взрыва на старте из-за неисправностей ракетных систем могут быть уничтожены дорогостоящие спутники или космические аппараты стоимостью в несколько сот миллионов долларов.
Так, 22 августа 2003 г. на пусковом комплексе в Алкантаре (Бразилия) из-за несанкционированного срабатывания системы запуска одного из четырех стартовых ускорителей первой ступени с двигателем на твердом топливе, взорвалась ракета - носитель VLS - 1[10], в результате чего была уничтожена ракета - носитель с полезным грузом стоимостью более 6 млн. $, и разрушен стартовый стол.
В результате взрыва при старте 31 января 2007 г. [11] ракеты-носителя «ЗЕНИТ-3SL» (совместная программа США, России, Норвегии и Украины «Морской старт») была разрушена стартовая платформа (убыток от взрыва составляет ~230 млн. $) и, кроме того, был уничтожен спутник стоимостью ~ 500 млн. $.
Проблему исключения взрыва ракет - носителей на стартовой позиции можно решить путем применения в стартовых ускорителях или на первых ступенях ракет - носителей двигателей на гибридном ракетном топливе, т.к. гибридное ракетное топливо имеет «нулевой тротиловый эквивалент» [12]. Двигатель на гибридном ракетном топливе не взрывается. В случае аварии, несанкционированном запуске, разгерметизации системы подачи топлива или разрушения камер сгорания или корпусов баков с жидким компонентом топлива (окислителем) процесс горения останавливается. Даже при падении ракеты, использующей гибридное топливо, со стартового стола или при транспортировке жидкий окислитель не смешивается в полном объеме с твердым горючим и взрыва не происходит, а жидкий компонент испаряется.
Известна работающая на гибридном ракетном топливе ракетная комбинированная двигательная система для суборбитального космического летательного аппарата [13], имеющая фюзеляж с центральной открытой для доступа внутренней цилиндрической поверхностью и содержащая вставляемый в указанную внутреннюю поверхность фюзеляжа бак окислителя, имеющий центральную заднюю поверхность и покрытую юбкой центральную наружную цилиндрическую поверхность, вытянутый в целом цилиндрический корпус двигателя твердого топлива, жестко прикрепленный одним своим концом к центральной задней поверхности бака окислителя, а на заднем своем конце образующий сопло с критическим сечением, выступающее за фюзеляж, причем указанные юбка и бак скреплены вместе при помощи эластомерного средства, а наружная поверхность юбки крепится к внутренней поверхности фюзеляжа с помощью адгезива, так что указанное эластомерное средство является единственной опорой для двигательной системы, а корпус двигателя твердого топлива непосредственно прикреплен к фюзеляжу.
Несмотря на очевидные достоинства по сравнению с летательными аппаратами, использующими ЖРД и РДТТ, данное изобретение предназначено для крылатого суборбитального летательного аппарата и не может быть использовано в качестве многоступенчатой ракеты - носителя для выведения на космические орбиты искусственных спутников Земли или космических аппаратов научного и коммерческого назначения. Проблемным моментом является также использование в составе указанного аппарата снятых с вооружения и переоборудованных для использования в мирных целях элементов (модулей) боевых ракет, снятых с вооружения после завершения гарантийного срока эксплуатации (конверсионные ракеты).
Несмотря на указанные недостатки, техническое решение, защищенное патентом RU №2333869, может быть принято в качестве прототипа, как наиболее близкий аналог,
Задачей предлагаемой полезной модели является создание конструкции многоступенчатой ракеты - носителя, позволяющей получить технический результат, состоящий в обеспечении безопасного старта, в том числе при использовании сборочных единиц (ступени, двигатели, системы разделения и др.) конверсионных ракет для вывода на орбиту спутников Земли и космических аппаратов различного назначения.
Этот технический результат согласно предлагаемой заявке на полезную модель достигается тем, что ракета - носитель выполнена из ракетных модулей и содержит первую ступень, состоящую из пакета преимущественно четырех ракетных модулей, содержащих гибридные двигательные установки, - вторую ступень, выполненную в виде модуля, аналогичного модулям первой ступени, и установленную в центре пакета модулей первой ступени, а третья ступень, последующие ступени (при необходимости) и головная часть, тандемно установлены на вторую ступень.
Третья и последующие ступени могут быть также снабжены гибридными ракетными модулями.
Во втором патентуемом варианте вторая и третья ступени ракеты - носителя могут быть собраны из соответствующих сборочных узлов (модулей) ракет, снятых с вооружения после истечения гарантийного срока их эксплуатации.
Ракетный модуль, используемый для сборки ступеней ракеты - носителя, содержит двигательную установку на гибридном ракетном топливе, включающую камеру сгорания с зарядом твердого горючего и сопловой блок, бак с жидким окислителем, баллон для наддува гелием, пусковую камеру, теплообменник, двигатели крена и пневмогидравлическую аппаратуру управления работой двигательной установки.
Использование ракетных модулей с двигательными установками на гибридном топливе на первой ступени ракеты - носителя обеспечивает безопасность старта ракеты и, тем самым, исключает возможность разрушения дорогостоящих стартовых комплексов, а применением ракетных модулей достигается унификация двигательных установок первой и второй ступеней, что позволяет значительно сократить время разработки и отработки ракеты и существенно снизить ее стоимость.
Сущность полезной модели поясняется графическими материалами на примере конструкции трехступенчатой ракеты - носителя модульного типа, где на Фиг.1 изображен общий вид ракеты - носителя модульного типа, а на Фиг.2 показан выносной элемент I на Фиг.1 - конструкция ракетного модуля с гибридной двигательной установкой.
Ракета - носитель (Фиг.1, вариант 1) включает первую ступень 1 (Фиг.2), состоящую из пакета преимущественно четырех ракетных модулей 2, содержащих гибридную двигательную установку, вторую ступень 3, выполненную в виде ракетного модуля, аналогичного модулям 2 первой ступени, и установленную соосно в центре пакета модулей первой ступени. Третья ступень 4 и головная часть 5, тандемно установлены на вторую ступень 3, при этом ракета - носитель снабжена средствами разделения ступеней 6 и 7 и системой отделения головной части 8. Третья и последующие ступени (при необходимости) могут быть также снабжены гибридными ракетными двигателями. Количество ракетных модулей, используемых на первой ступени, может быть и более четырех.
Ракетные модули 2 (Фиг.2) первой 1 и второй 3 ступеней ракеты - носителя снабжены гибридной двигательной установкой 9, выполненной в виде тандемно установленных бака окислителя 10 и камеры сгорания 11 с зарядом твердого горючего 12 и сопловым блоком 13, который может как подвижным (управляемым), так и неподвижным (неуправляемым). В последнем случае управляющие усилия по каналам тангажа и рыскания первой ступени создаются разнотяговостью четырех камер сгорания путем регулирования расхода окислителя в противоположно расположенных камерах сгорания. На переднем днище камеры сгорания 11 установлены: форсуночная головка 14 для подачи окислителя в камеру сгорания 11, сигнализатор давления 15 и пусковая камера 16 (для воспламенения заряда твердого горючего 12) с электромагнитным предохранителем, исключающим несанкционированный запуск двигательной установки, и пиропатроном запуска (предохранитель и пиропатрон позициями не обозначены). Форсуночная головка 11 через регулятор расхода 17 и мембранный клапан 18 связана с пуско - отсечным клапаном 19 окислителя, который размещается в топливном баке 10.
В двигательных установках первой, второй и третьей ступеней используются гибридные компоненты топлива (например, бутилкаучук и жидкий кислород).
Ракетные модули, используемые на первой и второй ступенях ракеты - носителя конструктивно выполнены аналогичными: в их камерах сгорания размещаются одинаковые заряды твердого горючего; топливные баки окислителя имеют одинаковую конструкцию и заправляются одинаковым количеством жидкого кислорода. Отличие заключается только в конструкции соплового блока. В ракетных модулях первой ступени сопловой блок может быть неподвижным, либо качаться в одной плоскости, а ракетных модулях второй ступени сопло качается в двух плоскостях. Таким образом, достигается унификация двигательных установок первой и второй ступеней.
В состав ракетного модуля 2 первой ступени входят двигатели крена 20 с камерами дожигания (позицией не обозначены), работа которых основана на принципе дожигания газа с избытком горючего в камерах дожигания, куда подается дополнительный расход окислителя. Подавая в ту или другую камеру дожигания двигателей крена 20 дополнительный расход окислителя, увеличивают расход газа через сопло этой камеры и, тем самым, создают управляющее усилие по каналу крену.
Газ с избытком горючего поступает в камеры дожигания двигателей крена 20 через теплообменник 21 из зоны горения 22, создаваемой в районе заднего днища камеры сгорания 11 для снижения степени разгара соплового блока.
2
Так как удельный импульс гибридного двигателя незначительно зависит от давления в камере сгорания, то, создавая в камере сгорания давление порядка 30 кгс/см, можно применить вытеснительную систему подачи окислителя в камеру сгорания с давлением в топливном баке 35-40 кгс/см. Это приводит к некоторому утяжелению конструкции топливного бака, но значительно упрощает конструкцию гибридной двигательной установки ракетного модуля в целом (по сравнению с двигательной установкой с турбонасосной системой подачи жидкого компонента) и его отработку, так как отпадает необходимость в разработке и отработке специального турбонасосного агрегата. Для наддува топливного бака в полете применяется охлажденный гелий, который заправляется в процессе предпусковой подготовки в баллоны 23, установленные в баке окислителя 10. Система наддува снабжена также редуктором 24 и специальным теплообменником 21, в котором гелий перед подачей его в бак нагревается газами, отбираемыми из зоны 22 в камере сгорания 11. После теплообменника газ из камеры сгорания 11 сбрасывается в атмосферу через двигатели крена 20. Для повышения безопасности системы наддува на дренажной магистрали установлен предохранительный клапан 25, который обеспечивает сброс избыточного давления за борт ракеты. На баке 10 окислителя смонтированы сигнализатор давления 26 и датчик уровня 27 окислителя. Давление в баллонах 20 с гелием контролируется сигнализаторами давления 28. В состав двигательной установки 9 ракетного модуля 2 входят: клапан заправки 29 кислородом, дренажный клапан 30 и электропневмоклапаны (далее ЭПК) 31, 32, 33, 34, 35, 36, управляющие соответственно пуско - отсечным клапаном 19, подачей гелия в редуктор 24 и далее в теплообменник 21, включением наддува бака 10, клапаном заправки 29, клапаном дренажным 30 и зарядкой баллонов 23. Ракетные модули, используемые на первой ступени ракеты - носителя, снабжены системой отделения 6 от второй ступени, состоящей из устройства снятия жесткой связи, выполненной из двух поясов, и устройства увода отделяемого модуля. В нижнем поясе модуль крепится с помощью раскрывающегося шарнира, в верхнем поясе - жестко, например, с помощью пирозамков. Устройство увода выполнено в виде установленных на баке окислителя сопел увода 37 с пусковыми клапанами (позицией не обозначены), создающих тягу за счет истекающего из бака гелия, используемого для наддува. Тяга этих сопл направлена под углом к оси двигателя первой ступени в сторону двигателя второй ступени.
Для уменьшения аэродинамического сопротивления на каждом ракетном модуле 2 первой ступени ракеты-носителя установлен обтекатель 38.
Система отделения 7 второй и третьей ступеней и система отделения 8 головной части состоит из двух подсистем: системы снятия жесткой связи между разделяемыми частями и системы, обеспечивающей разделившимся ступеням необходимую относительную скорость. Жесткая связь между разделяемыми частями снимается стандартным способом, например, с помощью удлиненного детонирующего заряда, а относительная скорость в процессе разделения обеспечивается с помощью баковых сопл противотяги, устанавливаемых на верхних днищах баков двигательных установок соответствующих ступеней, которые обеспечивают торможение отделившейся ступени.
Ракета - носитель модульного типа (вариант 1) эксплуатируется следующим образом.
2
Подготовка ракеты - носителя к пуску начинается с заправки баков 10 окислителем, для чего на борт ракеты подают управляющее давление азота ~100 кгс/см, а в расходную магистраль заправки окислителем - охлажденный азот. После этого на баке каждой ступени подачей напряжения на ЭПК 34 и 35 подается управляющее давление азота на клапан дренажный 30, который открывается, обеспечивая дренаж соответствующего бака в атмосферу, и на клапан заправки окислителя 29, сообщая бак с расходной магистралью. Охлажденный азот из расходной магистрали поступает в баки, обеспечивая их продувку. Через заданный промежуток времени, достаточный для продувки баков, прекращается подача охлажденного азота, и в расходную магистраль подается жидкий кислород. Начинается заправка баков жидким кислородом. В процессе заправки дренаж баков осуществляется в атмосферу через открытые дренажные клапаны 30, а контроль процесса заправки осуществляется по датчикам уровня 27. При достижении в баках 10 уровня кислорода, достаточного для того, чтобы баллоны 23 оказались под слоем окислителя, начинается заправка баллонов 23 холодным гелием. Для этого в магистраль, связывающую ракету с наземным обслуживающим комплексом подается холодный гелий, а на каждой ступени подается команда на ЭПК 36 зарядки баллонов 23. Контроль зарядки баллонов 23 осуществляется по сигнализаторам давления 28 в баллонах каждого модуля.
Заправка баков окислителем осуществляется до достижения в каждом баке соответствующего уровня. По сигналу от датчиков уровня 27 в соответствующем баке снимается электрическое напряжение с ЭПК 34, управляющего клапаном заправки 29 на этом баке. При этом давление из управляющей полости клапана заправки 29 сбрасывается в атмосферу, и он закрывается. Если уровень окислителя в баке понизится, вследствие его испарения через дренажную магистраль, то вновь подается команда на ЭПК 34 управления клапаном заправки 29, который открывается, и производится подпитка бака 10 жидким кислородом до достижения соответствующего уровня.
После того, как будут получены сигналы о заправке баллонов 23 холодным гелием и баков 10 окислителем до необходимого уровня, формируется команда на предпусковой наддув баков 10. Перед командой на предпусковой наддув снимается напряжение с ЭПК 35, при этом давление из управляющих полостей клапанов дренажа 30 сбрасывается, и последние закрываются. Затем в магистраль предпускового наддува, связывающую ракету с наземным обслуживающим комплексом, подается теплый гелий, а на ЭПК 33 соответствующих баков подается электрическое напряжение, и они открываются. Начинается предпусковой наддув баков 10 соответствующих ступеней ракеты. При достижении в баках требуемого давления срабатывают сигнализаторы давления 26 и по сигналу от них снимается напряжение с соответствующего ЭПК 33, и наддув баков прекращается. После наддува всех баков наземным обслуживающим комплексом прекращается подача холодного гелия на зарядку баллонов и жидкого кислорода для заправки баков, осуществляется продувка заправочной магистрали окислителя азотом. А затем прекращается подача управляющего азота. Вся предстартовая подготовка осуществляется через единые для всех модулей магистрали связи наземным обслуживающим комплексом. Перед командой на запуск двигательной установки первой ступени подается электрическое напряжение на взведение электромагнитных предохранителей пусковых камер 16 и на ЭПК 32, открывающие подачу холодного гелия из баллонов 23 для полетного наддува баков окислителя. После подачи электрического напряжения на пиропатроны пусковых камер 16 воспламеняются их заряды, и пороховые газы поступают в камеры сгорания 11 двигательных установок 9, где разогревают и поджигают заряды твердого горючего 12. Одновременно с этим давлением газа из пусковой камеры 16 вскрываются мембранные клапаны 18, по команде от ЭПК 31 открываются пуско - отсечные клапаны 19 и через регуляторы расхода 17 под действием давления наддува в камеры сгорания 11 двигательных установок ракетных модулей первой ступени подается жидкий окислитель. Двигательная установка первой ступени выходит на режим, и ракета-носитель стартует.
Наддув 10 баков в полете осуществляется гелием из баллонов 23, утопленных в баке окислителя. Для этого от системы управления ракеты подается команда на ЭПК 32, который открывается и пропускает гелий сначала на редуктор 24, а затем в теплообменник 21. Для подачи подогретого гелия непосредственно в баки используются ЭПК 33. Контроль давления наддува осуществляется с помощью сигнализаторов давления 26, установленных на баках. При достижении в баках требуемого давления по сигналу от сигнализаторов давления ЭПК 33 закрывается, и наддув прекращается. При понижении давления в баках ниже давления настройки сигнализаторов снова подается команда на ЭПК 33, который открывается, и цикл наддува повторяется.
Ракета осуществляет полет по заданной траектории до выработки топлива в двигательных установках первой ступени.
Выключение двигательных установок осуществляется по команде от системы управления ракеты путем снятия напряжения с ЭПК 31, при этом клапаны закрываются, прекращается подача давления в управляющую полости пуско - отсечных клапанов 19, и они сообщается с окружающей средой, после чего пуско - отсечные клапаны 19 закрываются, прекращая подачу окислителя в камеры сгорания двигательных установок ракетных модулей первой ступени, и горение в камерах сгорания прекращается. Одновременно с командой на выключение двигательной установки первой ступени подается команда на запуск двигательной установки второй ступени и на отделение первой ступени от второй.
К концу работы двигателя перед разделениям ступеней в баке окислителя накоплен значительный запас энергии в виде давления, содержавшегося в нем гелия. Этот запас энергии используется в системе разделения первой и второй ступеней. По команде на отделение первой ступени вскрываются сопла увода 37 и одновременно разрушаются силовые связи в верхнем опорном поясе системы разделения 6. Под действием тяги сопл увода 37 ракетные модули 2 разворачиваются на опорных шарнирах в нижнем поясе относительно второй ступени. При достижении определенного угла разворота нижние шарниры раскрываются, и ракетные модули 2 отделяются от второй ступени и тягой сопл 37 уводятся.
Запуск и работа двигательной установки второй ступени осуществляется так же, как и двигательная установка ракетного модуля первой ступени. Отличие в работе двигательной установки второй ступени от работы двигательной установки ракетного модуля первой ступени заключается в том, что управление второй ступенью осуществляется качанием сопла двигателя в двух плоскостях.
Окончание работы двигательной установки второй ступени, как и двигательной установки первой ступени может контролироваться по спаду давления в камере двигателя, либо двигатель может выключаться системой управления ракеты по достижении определенного функционала.
Одновременно с командой на выключение двигательной установки второй ступени может быть подана команда на запуск двигательной установки третьей ступени и на отделение второй ступени от третьей.
Отделение второй ступени от третьей осуществляется с помощью сопл противотяги (на чертежах не показаны), установленных на верхнем днище бака окислителя второй ступени. Для этого одновременно подаются команды на снятие жесткой связи между второй и третьей ступенями и задействование сопел противотяги, установленных на верхнем днище бака окислителя двигательной установки второй ступеней. Гелий из бака окислителя поступает в сопла, которые создают осевую противотягу.
Запуск двигательной установки третьей ступени и его работа ничем не отличается от запуска и работы двигателя второй ступени.
После завершения работы третьей ступени происходит отделение головной части.
Ракета - носитель (вариант 2) включает первую ступень 1, состоящую из пакета преимущественно четырех ракетных модулей 2, содержащих гибридную двигательную установку, а вторая 3 и третья 4 ступени, и головная часть могут быть сборочными узлами ракет, снятых с вооружения после истечения гарантийного срока их эксплуатации. Вторая ступень 3, как и в варианте 1, установлена соосно в центре пакета модулей 2 первой ступени 1, а третья ступень 4 и головная часть 5, тандемно установлены на вторую ступень 3, при этом ракета - носитель снабжена средствами разделения ступеней 6 и 7 и системой отделения головной части 8.
Предстартовая подготовка и работа двигательной установки ракетных модулей первой ступени аналогичны варианту 1. Вторая и третья ступени, в которых использованы сборочные узлы (модули) снятых с вооружения ракет, работают в патентуемой ракете - носителе в соответствии с алгоритмами, заложенными в боевой ракете.
Количество ступеней, устанавливаемых на ракете - носителе в обоих вариантах, может быть и более трех.
Патентуемая ракета-носитель модульного типа обеспечивает безопасный старт и, тем самым, исключает возможность разрушения стартового комплекса и может быть использована для вывода на орбиту дорогостоящих спутников и космических аппаратов для коммерческих или научных целей.
Источники информации.
1. Патент US 4451017, МПК B64G 1/40. Трехступенчатая ракета. Опубл. 29.05.1984 г.
2. Патент RU 2088787, МПК F02K 9/76, B64D 37/14. Многоступенчатая ракета. Приоритет от 28.03.1994 г.
3. Патент RU 2175398, МПК F02K 1/00. Ракета - носитель. Приоритет от 10.08.1999 г.
4. Патент RU 2149125, МПК B64G 1/00, 1/14, 1/40. Ракета - носитель. Приоритет от 09.08.1999 г.
5. Патент RU 2291817, МПК B64G 1/26 (2006.01). Ракета - носитель модульного типа (варианты). Приоритет от 20.03.2004 г.
6. Патент US 4964340, МПК B64G 1/40. Двигательная установка для многоступенчатых ракет. Опубл. 23.10.1990 г.
7. Патент US 5143328, МПК B64G 1/00, B64G 1/40. Ракета-носитель с изменяемой компоновкой межступенчатого коллектора ракетного и ускорителей с ракетными двигателями твердого топлива. Опубл. 01.09.1992 г.
8. Патент RU 2205776, МПК B64G 1/00. Многоступенчатая ракета. Приоритет от 17.12.2001 г.
9. Патент RU 2025645, МПК F42B 15/00. Ракета. Приоритет от 30.12.1992 г.
10. И.Афанасьев. Катастрофа в Алкантаре. Новости космонавтики, №10, 2003 г, стр.31-34.
11. И.Афанасьев. «Морской старт»: запуски будут продолжены. Новости космонавтики, №5, 2007 г., стр.46-48.
12. И.Черный. Огневые испытания «гибрида». Новости космонавтики, №1, 2001 г., стр.36.
13. Патент RU 2333869, МПК B64G 1/16. Унифицированная комбинированная ракетная система. Приоритет от 29.03.2004 г.