МНОГОРАЗОВАЯ РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ (ВАРИАНТЫ)
REUSABLE LAUNCH VEHICLE (EMBODIMENTS)

Изобретение относится к области космических летательных аппаратов с использованием реактивной тяги, а именно к конструкции многоразовых ракет-носителей.
Известны ракеты-носители проектов «Энергия», «Протон-К», «Ангара», «Atlas-5», «Titan», «Delta» и др., в которых использована модульная схема с центральным и вплотную примыкающим к нему радиально расположенными боковыми модулями с ракетными двигательными установками (Уманский С.П. «Ракеты-носители. Космодромы.», Москва, изд. Рестарт, 2001 г., с. 52, с. 86, с. 93, с. 148, с. 150, с. 154). К недостаткам данных проектов ракет-носителей следует отнести то обстоятельство что все конструкции ракет-носителей используются однократно. Кроме этого стремление к использованию сверхтяжелых реактивных двигателей для повышения грузоподъемности ракет-носителей приводит к работе используемых материалов в выхлопной части реактивных двигателей на пределе их прочностных характеристик, при этом очень сложно проконтролировать случайные структурные повреждения применяемых материалов которые могут приводить к аварийным ситуациям. Поэтому повышение тяги сверхтяжелых реактивных двигателей имеет ограниченный предел целесообразности. Целью настоящего изобретения является снижение затрат на осуществление регулярных космических полетов за счет многократного использования ракет-носителей, а также повышение надежности осуществления регулярных полетов ракет-носителей за счет групповой навески требуемого количества модульных боковых маршевых реактивных двигателей со стабильно гарантированной надежной работоспособностью.
Известно техническое решение транспортных самолетов на реактивной тяге с повышенной грузоподъемностью с созданием реактивной тяги от нескольких реактивных двигателей с большим эксцентриситетом относительно центра тяжести самолетов с размещением их на крыльях, а именно ИЛ-76, АН-124 «Руслан», АН-225 «Мрия», Boeing В-52 G/H, Boeing Е-6А Hermes, Lockheed С-5 Galaxy, Мс Donnell Duglas C-9. (Энциклопедия современной военной авиации, 1945-2002, ч. 1, Морозов В.П., Обухович В.А., и др., ACT, Харвест, 2005 г., с. 51, с. 110, с. 111, с. 77, с. 81, с. 90, с. 97). Целью настоящего изобретения является изменение подъемной силы ракеты-носителя за счет изменения количества навески требуемого количества модульных боковых маршевых реактивных двигателей со стабильно гарантированной надежной работоспособностью на крыльях-пилонах центрального модуля ракеты-носителя.
Известно также техническое решение ракеты-носителя Falcon-9 по возвратной посадке первой ступени своей ракеты на морскую платформу. (Бюллетень ПКП N60 2016 г. с.15). Известна также ракета космического назначения тандемной схемы с многоразовой первой ступенью (патент РФ N2318704, B64G 1/14, авторы Дегтярь В.Г. и др., опубликовано 10.03.2008 г.). Данное техническое решение принято за прототип. К недостаткам данного технического решения как и аналога ракет-носителя Falcon-9 следует отнести неустойчивость положения возвращаемой ступени в режиме малых скоростей при снижении, зависании и посадке при расположении осей реактивного тягового усилия маршевых двигателей рядом с центром тяжести спускаемой ступени ракеты-носителя. Целью настоящего изобретения является повышения устойчивости ракеты-носителя в режиме вертикального снижения, зависания и посадки. Для достижения указанных целей предлагается пять вариантов выполнения многоразовой ракеты-носителя.
Вариант N1. Пилотируемая либо беспилотная многоразовая ракета-носитель включающая центральный модуль с реактивными маршевыми двигателями расположенными в хвостовой части центрального модуля, центральный либо радиально расположенные боковые разгонные модули одной либо нескольких ступеней, интегрированную систему управления со связью с системой глобального позиционирования, термостойкую систему теплозащиты, при этом в хвостовой части второй ступени центрального модуля ракеты-носителя в режиме старта и разгона закреплен один либо несколько пилотируемых либо беспилотных отделяемых разгонных модулей с реактивными маршевыми двигателями расположенными в хвостовой части отделяемых разгонных модулей и, как минимум, с тремя боковыми реактивными двигателями установленными на концевых участках радиальных крыльев-пилонов отделяемых разгонных модулей для возможности создания в режиме вертикальной посадки отделяемых разгонных модулей устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести отделяемого разгонного модуля, при этом в режиме снижения, зависания и вертикальной посадки второй ступени ракеты-носителя для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести спускаемой ступени ракеты-носителя, как минимум на трех концевых участках радиальных крыльев-пилонов, либо как минимум на трех выдвижных радиальных консолях установлены боковые реактивные двигатели.
Вариант N2. Пилотируемая либо беспилотная многоразовая ракета-носитель включающая центральный модуль с реактивными маршевыми двигателями расположенными в хвостовой части центрального модуля, центральный либо радиально расположенные боковые разгонные модули одной либо нескольких ступеней, интегрированную систему управления со связью с системой глобального позиционирования, термостойкую систему теплозащиты, при этом в хвостовой части второй ступени центрального модуля ракеты-носителя в режиме старта и разгона закреплено два либо более пилотируемых либо беспилотных отделяемых крылатых разгонных модулей на радиальных стыковочных пилонах, с возможностью осуществления автономной горизонтальной посадки с реактивными маршевыми двигателями расположенными в хвостовой части отделяемых крылатых разгонных модулей, при этом в режиме снижения, зависания и вертикальной посадки второй ступени ракеты-носителя для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести спускаемой ступени ракеты-носителя, как минимум на трех концевых участках радиальных крыльев-пилонов установлены боковые реактивные двигатели.
Вариант N3. Пилотируемая либо беспилотная многоразовая ракета-носитель включающая центральный модуль с реактивными маршевыми двигателями расположенными в хвостовой части центрального модуля, центральный либо радиально расположенные боковые разгонные модули одной либо нескольких ступеней, интегрированную систему управления со связью с системой глобального позиционирования, термостойкую систему теплозащиты, при этом в хвостовой части второй ступени центрального модуля ракеты-носителя в режиме старта и разгона закреплено два либо более пилотируемых либо беспилотных отделяемых крылатых разгонных модулей на радиальных стыковочных пилонах, с возможностью осуществления автономной горизонтальной посадки с реактивными маршевыми двигателями расположенными в хвостовой части отделяемых крылатых разгонных модулей, при этом в режиме снижения, зависания и вертикальной посадки второй ступени ракеты-носителя для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести спускаемой ступени ракеты-носителя, как минимум на двух концевых участках радиальных крыльев-пилонов установлены боковые реактивные двигатели, при этом центр тяжести посадочной ступени ракетоносителя находится ниже основания сопел боковых реактивных двигателей.
Вариант N4. Пилотируемая либо беспилотная многоразовая ракета-носитель включающая центральный модуль с реактивными маршевыми двигателями расположенными в хвостовой части центрального модуля, центральный либо радиально расположенные боковые разгонные модули одной либо нескольких ступеней, интегрированную систему управления со связью с системой глобального позиционирования, термостойкую систему теплозащиты, при этом в хвостовой части второй ступени центрального модуля ракеты-носителя в режиме старта и разгона закреплено два либо более пилотируемых либо беспилотных отделяемых разгонных модулей на радиальных стыковочных пилонах с реактивными маршевыми двигателями расположенными в хвостовой части отделяемых разгонных модулей и, как минимум, с тремя боковыми реактивными двигателями установленными на концевых участках радиальных крыльев-пилонов отделяемых разгонных модулей для возможности создания в режиме вертикальной посадки отделяемых разгонных модулей устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести отделяемого разгонного модуля.
Вариант N5. Пилотируемая либо беспилотная многоразовая ракета-носитель включающая центральный модуль с реактивными маршевыми двигателями расположенными в хвостовой части центрального модуля, центральный либо радиально расположенные боковые разгонные модули одной либо нескольких ступеней, интегрированную систему управления со связью с системой глобального позиционирования, термостойкую систему теплозащиты, при этом в хвостовой части второй ступени центрального модуля ракеты-носителя в режиме старта и разгона закреплено два либо более пилотируемых либо беспилотных отделяемых крылатых разгонных модулей на радиальных стыковочных пилонах, с возможностью осуществления автономной горизонтальной посадки с реактивными маршевыми двигателями расположенными в хвостовой части отделяемых крылатых разгонных модулей.
На представленных чертежах использованы следующие обозначения:
поз. 1 - основной центральный модуль двухступенчатой ракеты-носителя с вертикальным взлетом и вертикальной посадкой, с отделяемым соосным центральным разгонным модулем, располагаемым в хвостовой части ракеты-носителя;
поз. 2 - основной центральный модуль двухступенчатой ракеты-носителя с вертикальным взлетом и вертикальной посадкой, с отделяемыми боковыми разгонными модулями, располагаемыми в хвостовой части ракеты-носителя на стыковочных радиальных пилонах;
поз. 3 - основной крылатый центральный модуль двухступенчатой ракеты-носителя с горизонтальным взлетом и горизонтальной посадкой, с отделяемыми боковыми разгонными модулями, располагаемыми в хвостовой части ракеты-носителя на стыковочных радиальных пилонах;
поз. 4 - основной центральный модуль двухступенчатой ракеты-носителя с горизонтальным либо вертикальным взлетом и вертикальной посадкой, с отделяемыми боковыми разгонными модулями, располагаемыми в хвостовой части ракеты-носителя на стыковочных радиальных пилонах;
поз. 5 - отделяемый центральный разгонный модуль второй ступени, располагаемый соосно с основным центральным модулем трехступенчатой ракеты-носителя;
поз. 6 - отделяемый центральный разгонный модуль первой ступени, располагаемый соосно с основным центральным модулем двух- либо трехступенчатой ракеты-носителя;
поз. 7 - отделяемый центральный разгонный модуль второй ступени трехступенчатой ракеты-носителя с вертикальным взлетом и вертикальной посадкой, с отделяемыми боковыми разгонными модулями первой ступени, располагаемыми в хвостовой части ракеты-носителя на стыковочных радиальных пилонах;
поз. 8 - отделяемый центральный разгонный модуль второй ступени трехступенчатой ракеты-носителя с горизонтальным либо вертикальным взлетом и горизонтальной посадкой, с отделяемыми боковыми разгонными модулями первой ступени, располагаемыми в хвостовой части ракеты-носителя на стыковочных радиальных пилонах;
поз. 9 - отделяемый центральный разгонный модуль второй ступени трехступенчатой ракеты-носителя с горизонтальным либо вертикальным взлетом и вертикальной посадкой, с отделяемыми боковыми разгонными модулями первой ступени, располагаемыми в хвостовой части ракеты-носителя на стыковочных радиальных пилонах;
поз. 10 - отделяемый боковой разгонный модуль с возможностью осуществления автономной вертикальной посадки располагаемый в хвостовой части основного центрального модуля ракеты-носителя на стыковочных радиальных пилонах;
поз. 11 - отделяемый крылатый боковой разгонный модуль с возможностью осуществления автономной горизонтальной посадки располагаемый в хвостовой части основного центрального модуля ракеты-носителя на стыковочных радиальных пилонах;
поз. 12 - реактивные маршевые двигатели расположенные в хвостовой части основного центрального модуля ракеты-носителя;
поз. 13 - реактивные маршевые двигатели расположенные в хвостовой части отделяемых разгонных модулей ракет-носителей;
поз. 14 - боковые реактивные двигатели установленные на концевых участках радиальных крыльев-пилонов основного центрального модуля двухступенчатой ракеты-носителя для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести ракеты-носителя в режиме снижения зависания и вертикальной посадки ракеты-носителя;
поз. 15 - боковые реактивные двигатели установленные на концевых участках радиальных крыльев-пилонов боковых разгонных модулей для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести разгонного модуля в режиме снижения зависания и вертикальной посадки разгонного модуля;
поз. 16 - радиальные крылья-пилоны основного центрального модуля двухступенчатой ракеты-носителя для крепления боковых реактивных двигателей;
поз. 17 - радиальные крылья-пилоны отделяемого центрального разгонного модуля первой либо второй ступени для крепления боковых реактивных двигателей;
поз. 18 - стыковочный радиальный пилон для крапления боковых разгонных модулей;
поз. 19 - радиальные крылья-пилоны отделяемого разгонного модуля с возможностью осуществления автономной вертикальной посадки для крепления боковых реактивных двигателей;
поз. 20 - несущие крылья консоли на основном центральном модуле двухступенчатой ракеты-носителя с горизонтальным взлетом и горизонтальной посадкой, либо на отделяемом центральном разгонном модуле второй ступени трехступенчатой ракеты-носителя с горизонтальным либо вертикальным взлетом и горизонтальной посадкой;
поз. 21 - тормозной реактивный двигатель;
поз. 22 - шасси для осуществления горизонтального взлета и горизонтальной посадки ракеты-носителя;
поз. 23 - несущие крылья консоли отделяемого разгонного модуля с возможностью осуществления автономной горизонтальной посадки;
поз. 24 - стыковочный узел отделяемого центрального разгонного модуля первой либо второй ступени;
поз. 25 - третья ступень ракеты-носителя;
поз. 26 - выдвижной лобовой обтекатель.
На иллюстрационных примерах данного изобретения показаны варианты исполнения многоразовых ракет-носителей. На чертежах изображено:
на фиг. 1 - компоновочная схема многоразовой трехступенчатой ракеты-носителя вертикального взлета и вертикальной посадки с выведением третьей ступени ракеты-носителя поз. 25 на околоземную орбиту и с отделяемой первой поз. 6 и второй поз. 5 ступенью центрального разгонного модуля с вертикальной посадкой их в заданном районе;
на фиг. 2 - вид F1-F1;
на фиг. 3 - компоновочная схема многоразовой трехступенчатой ракеты-носителя вертикального взлета и вертикальной посадки по фиг. 1 после отделения центрального разгонного модуля первой ступени поз. 6;
на фиг. 4 - вид F2-F2;
на фиг. 5 - компоновочная схема отделяемого центрального разгонного модуля второй ступени поз. 5 ракеты-носителя по фиг. 1 после отстыковки третьей ступени ракеты-носителя поз.25, в режиме снижения, зависания и вертикальной посадки;
на фиг. 6 - компоновочная схема отделяемого центрального разгонного модуля первой ступени поз.6 ракеты-носителя по фиг. 1, после отстыковки от основного центрального модуля ракеты-носителя поз.1 либо от центрального разгонного модуля второй ступени поз. 5 в режиме снижения, зависания и вертикальной посадки;
на фиг. 7 - компоновочная схема многоразовой двухступенчатой ракеты-носителя вертикального взлета и вертикальной посадки с выведением второй ступени ракеты-носителя поз. 1 на околоземную орбиту и с отделяемым центральным разгонным модулем поз. 6 первой ступени с вертикальной посадкой в любом заданном районе;
на фиг. 8 - компоновочная схема основного центрального модуля поз. 1 двухступенчатой ракеты-носителя по фиг. 7 в режиме полета после отделения первой ступени ракеты-носителя поз. 6;
на фиг. 9 - компоновочная схема многоразовой трехступенчатой ракеты-носителя вертикального взлета и вертикальной посадки, включающей модуль третьей ступени поз. 25, отделяемый центральный разгонный модуль второй ступени поз. 7 и три отделяемых боковых разгонных модуля поз. 10 первой ступени располагаемых в хвостовой части центрального разгонного модуля второй ступени поз. 7 на стыковочных радиальных пилонах поз. 18, с выведением модуля третьей ступени на околоземную орбиту и с вертикальной посадкой после отстыковки боковых разгонных модулей поз. 10 и центрального разгонного модуля второй ступени поз.7 в любом заданном районе;
на фиг. 10 - вид F3-F3
на фиг. 11 - компоновочная схема многоразовой трехступенчатой ракеты-носителя вертикального взлета и вертикальной посадки, включающей модуль третьей ступени поз. 25, отделяемый центральный разгонный модуль второй ступени поз. 7 и три отделяемых крылатых боковых разгонных модуля поз. 11 первой ступени располагаемых в хвостовой части центрального разгонного модуля второй ступени поз. 7 на стыковочных радиальных пилонах поз. 18, с выведением модуля третьей ступени на околоземную орбиту и с горизонтальной посадкой после отстыковки боковых разгонных модулей поз. 11 и с вертикальной посадкой центрального разгонного модуля второй ступени поз. 7 в заданном районе;
на фиг. 12 - вид F4-F4;
на фиг. 13 - компоновочная схема отделяемого центрального разгонного модуля второй ступени поз.7 ракеты-носителя по фиг. 9 и по фиг. 11 после отстыковки третьей ступени ракеты-носителя поз. 25, в режиме снижения, зависания и вертикальной посадки;
на фиг. 14 - компоновочная схема многоразовой двухступенчатой ракеты-носителя, включающей основной центральный модуль двухступенчатой ракеты-носителя поз. 2 с вертикальным взлетом и вертикальной посадкой, с отделяемыми боковыми разгонными модулями поз. 10, располагаемыми в хвостовой части основного центрального модуля ракеты-носителя на стыковочных радиальных пилонах поз. 18, с выведением основного центрального модуля ракеты-носителя поз. 2 на околоземную орбиту и с вертикальной посадкой после отстыковки боковых разгонных модулей поз. 10 в заданном районе;
на фиг. 15 - компоновочная схема многоразовой двухступенчатой ракеты-носителя, включающей основной центральный модуль двухступенчатого ракеты-носителя поз. 2 с вертикальным взлетом и вертикальной посадкой, с отделяемыми боковыми разгонными модулями поз. 11, располагаемыми в хвостовой части основного центрального модуля ракеты-носителя на стыковочных радиальных пилонах поз. 18, с выведением основного центрального модуля ракеты-носителя поз. 2 на околоземную орбиту и с горизонтальной посадкой после отстыковки боковых разгонных модулей поз. 11 в заданном районе;
на фиг. 16 - компоновочная схема основного центрального модуля поз.2 двухступенчатой ракеты-носителя по фиг. 15 в режиме полета после отделения боковых разгонных модулей поз. 11 первой ступени;
на фиг. 17 -сечение F5-F5;
на фиг. 18 - компоновочная схема отделяемого бокового разгонного модуля первой ступени поз. 10 после отстыковки от центрального модуля ракеты-носителя поз. 2 либо поз. 7 в режиме снижения, зависания и вертикальной посадки;
на фиг. 19 - компоновочная схема многоразовой трехступенчатой ракеты-носителя, включающей модуль третьей ступени поз. 25, отделяемый центральный разгонный модуль второй ступени поз. 8 и два отделяемых крылатых боковых разгонных модуля поз. 10 первой ступени располагаемых в хвостовой части центрального разгонного модуля второй ступени поз. 8 на стыковочных радиальных пилонах поз. 18, с выведением модуля третьей ступени на околоземную орбиту и с вертикальной посадкой после отстыковки боковых разгонных модулей поз.10 и с горизонтальной посадкой центрального разгонного модуля второй ступени поз.8 в заданном районе;
на фиг. 20 - сечение F7-F7 в режиме горизонтального старта либо горизонтальной посадки;
на фиг. 21 - вид F6-F6 в режиме горизонтального старта;
на фиг. 22 - компоновочная схема многоразовой трехступенчатой ракеты-носителя, включающей модуль третьей ступени поз. 25, отделяемый центральный разгонный модуль второй ступени поз. 8 и два отделяемых крылатых боковых разгонных модуля поз. 11 первой ступени располагаемых в хвостовой части центрального разгонного модуля второй ступени поз. 8 на стыковочных радиальных пилонах поз. 18, с выведением модуля третьей ступени на околоземную орбиту и с горизонтальной посадкой после отстыковки боковых разгонных модулей поз. 11 и с горизонтальной посадкой центрального разгонного модуля второй ступени поз. 8 в заданном районе;
на фиг. 23 - вид F8-F8 в режиме горизонтального старта;
на фиг. 24 - компоновочная схема отделяемого центрального разгонного модуля второй ступени поз. 8 ракеты-носителя по фиг. 19 и по фиг. 22 после отстыковки третьей ступени ракеты-носителя поз. 25, в режиме снижения, зависания и вертикальной посадки;
на фиг. 25 - компоновочная схема многоразовой двухступенчатой ракеты-носителя, включающей основной крылатый центральный модуль двухступенчатой ракеты-носителя поз. 3 с отделяемыми боковыми разгонными модулями поз. 10, располагаемыми в хвостовой части основного центрального модуля ракеты-носителя поз. 3 на стыковочных радиальных пилонах поз. 18, с выведением основного центрального модуля ракеты-носителя поз. 3 на околоземную орбиту, при этом предусмотрена горизонтальная посадка основного центрального модуля ракеты-носителя поз. 3 и вертикальная посадка боковых разгонных модулей поз. 10 первой ступени в заданном районе;
на фиг. 26 - компоновочная схема многоразовой двухступенчатой ракеты-носителя, включающей основной крылатый центральный модуль двухступенчатой ракеты-носителя поз. 3 с отделяемыми боковыми разгонными модулями поз. 11, располагаемыми в хвостовой части основного центрального модуля ракеты-носителя поз. 3 на стыковочных радиальных пилонах поз. 18, с выведением основного центрального модуля ракеты-носителя поз. 3 на околоземную орбиту, при этом предусмотрена горизонтальная посадка основного центрального модуля ракеты-носителя поз. 3 и горизонтальная посадка боковых разгонных модулей поз. 11 первой ступени в заданном районе;
на фиг. 27 - компоновочная схема многоразовой трехступенчатой ракеты-носителя, включающей модуль третьей ступени поз. 25, отделяемый центральный разгонный модуль второй ступени поз. 9 и два отделяемых крылатых боковых разгонных модуля поз. 10 первой ступени располагаемых в хвостовой части центрального разгонного модуля второй ступени поз. 9 на стыковочных радиальных пилонах поз. 18, с выведением модуля третьей ступени на околоземную орбиту и с вертикальной посадкой после отстыковки боковых разгонных модулей поз. 10 и с вертикальной посадкой центрального разгонного модуля второй ступени поз. 9 в заданном районе;
на фиг. 28 - сечение F10-F10b режиме горизонтального старта либо горизонтальной посадки;
на фиг. 29 - вид F9-F9 в режиме горизонтального старта;
на фиг. 30 - компоновочная схема отделяемого центрального разгонного модуля второй ступени поз.9 ракеты-носителя по фиг. 25 и по фиг. 27 после отстыковки третьей ступени ракеты-носителя поз. 25, в режиме снижения, зависания и вертикальной посадки;
на фиг. 31 - сечение F11-F11 в режиме вертикальной посадки;
на фиг. 32 - сечение F12-F12
на фиг. 33 - компоновочная схема многоразовой двухступенчатой ракеты-носителя, включающей основной центральный модуль поз. 4 и два отделяемых боковых разгонных модуля поз. 10 первой ступени располагаемых в хвостовой части основного центрального разгонного модуля поз. 4 на стыковочных радиальных пилонах поз. 18, с выведением основного модуля поз. 4 на околоземную орбиту и с вертикальной посадкой после отстыковки боковых разгонных модулей поз. 10 и с вертикальной посадкой основного центрального модуля поз. 4 в заданном районе;
на фиг. 34 - компоновочная схема основного центрального модуля поз.4 двухступенчатой ракеты-носителя по фиг. 33 в режиме полета после отделения боковых разгонных модулей поз.10 первой ступени;