Грунтовая мобильная ракетная установка для специального запуска МКА

Полезная модель относится к ракетной технике, а более точно к ракетному комплексу, который может использоваться для запуска полезного груза на заданную орбиту с любой удобной точки Земли.
Рынок малых спутников растет взрывными темпами, однако экономически эффективных и при этом гибких (в отношении параметров орбиты и времени подготовки к пуску) средств для их запуска объективно не хватает, в связи с чем производители и владельцы малых космических аппаратов терпят ощутимые финансовые потери.
Наиболее близким по совокупности существенных признаков с заявляемой полезной моделью является ракетный комплекс по патенту RU 2092400 C1 (B64G 1/22 B64G 5/00 от 10.10.1997 г.), обеспечивающий запуск ракеты-носителя с полезным грузом на заданную орбиту. Ракетный комплекс включает ракету с двигательной установкой на жидком топливе, систему управления полетом и подвижное пусковое устройство, смонтированное на автотранспортном средстве, снабженном механизмом установки ракеты в пусковое положение, при этом ракета содержит две или более ступеней, снабженных двигательными установками с топливными баками жидких окислителя и горючего, и последнюю доводочную ступень с двигательной установкой на газообразном топливе. Во всех двигательных установках ступеней, кроме последней, в качестве окислителя используется сжиженный кислород.
Во всех двигательных установках ступеней, кроме последней, в качестве горючего используется сжиженный метан. Использование транспортно-пускового контейнера в данном РК не предполагается, что может, в частности, повлечь за собой негативное воздействие работающего ракетного двигателя первой ступени ракеты на пусковую систему. В связи с этим необходимо обеспечить отвод газовой струи и защиту от нее оборудования, что влечет за собой усложнение конструкции и увеличение размеров пусковой установки, а, следовательно, и напрямую влияет на стоимость технической системы. Ограничение в отношении компонентов жидкого топлива может быть нецелесообразным.
Технический результат заявленной полезной модели заключается в расширении арсенала технических средств для запуска малых спутников, а именно в создании грунтовой мобильной ракетной установки, которая обеспечивает расширение возможностей оперативности запуска полезного груза на орбиту.
Поставлена задача создания мобильной ракетной установки, конструктивное исполнение которой позволит использовать преимущества жидкого топлива для достижения требуемой высоты полета и обеспечить возможность гибкого (в отношении параметров целевой орбиты и времени подготовки пуска) и экономичного запуска необходимой массы полезного груза в сжатые сроки, без использования оборудования космодрома. В то же время ставятся задачи обеспечения безопасной транспортировки ракеты-носителя к месту проведения пуска, уменьшение воздействия газовой струи на пусковое устройство при включении двигательной установки первой ступени, а также для обеспечения защиты окружающей среды.
Решение задачи достигается тем, что грунтовая мобильная ракетная установка (РУ) содержит автотранспортное средство с шасси, выполненное с возможностью установки на него двухступенчатой ракеты-носителя сверхлегкого класса с жидкостными ракетными двигателями, при этом в транспортно-пусковом контейнере (ТПК) расположен источник, создающий давление в замкнутом объеме ТПК, при этом на автотранспортном средстве с шасси посредством сборочных операций установлен механизм перевода ТПК из транспортного положения в пусковое, при этом ТПК выполнен с возможностью закрепления с помощью узлов крепления на раму автотранспортного средства, при этом подвижная рама, представляет собой сварную конструкцию, на верхней поверхности которой имеется площадка для установки ТПК и узлов его крепления к раме, выполненной с возможностью продольного перемещения по стреле, ограниченной жестким упором, при этом ТПК в транспортном и пусковом положениях соединен со стрелой разъемными захватами.
При этом источник, создающий давление в замкнутом объеме может представлять собой пороховой аккумулятор давления (ПАД) или парогазогенератор. При этом механизм перевода ракеты-носителя из транспортного положения в пусковое содержит взаимосвязанные гидродомкраты и подъемную стрелу.
Преимущества такого технического решения следующие:
улучшаются энергетические показатели ракеты, так как экономится запас топлива на борту;
газовая струя ракетного двигателя меньше воздействует на пусковую установку;
упрощается конструкция, и уменьшаются размеры пусковой установки, так как отпадает необходимость отвода газовой струи и защиты от нее оборудования ПУ;
при транспортировке обеспечивается защита ракеты от механических повреждений, возможных колебаний системы и внешних воздействий окружающей среды.
Расчетная часть заключалась в определении технического облика перспективных вариантов малых РН с наиболее привлекательными по характеристикам компонентами РТ, уже зарекомендовавшими себя (высококипящая пара НДМГ + AT и криогенная кислород + керосин) и рассматриваемыми в перспективе (СПГ и жидкий кислород). Особое внимание было уделено системному анализу конфигураций ракет-носителей и пусковой установки и проведению экономической оценке выбранных вариантов систем с различными конфигурациями рассчитанных ракет-носителей и сравнению полученных результатов по стоимости со стоимостными данными систем для запуска малых спутников, разработанных и разрабатываемых в мире, что подтвердило перспективность предлагаемого в качестве полезной модели решения.
На основании проведенного анализа пусковых возможностей МКА и потребностей рынка малых космических аппаратов сделано заключение, что малые ракеты-носители сверхлегкого класса с массой полезного груза в диапазоне 100-200 кг на НОО (расчетная высота орбиты до 400 км) могут быть наиболее привлекательными для клиента, ориентированного на специальный запуск. Такие ракеты-носители способны обеспечить наиболее удачное соотношение «цена за кг полезного груза -гибкость пуска» и решить ряд проблем, о которых все чаще заявляют эксперты, а именно:
1) продолжительное время ожидания запуска (иногда до года), с чем все чаще сталкиваются владельцы МКА;
2) гибкость пусков в отношении параметров орбит;
3) имеющиеся возможности для запуска МКА уже сейчас не справляются с пусковыми задачами для все более увеличивающегося количества малогабаритных аппаратов и уже сегодня не удовлетворяют потребителя;
4) и др.
Математическая модель основных функциональных параметров ракеты-носителя была составлена в зависимости от массы полезной нагрузки и выбранного топлива (см. фиг. 1, где показана зависимость стартовой массы РН от массы полезного груза и вида топлива, для сравнения приводится вариант твердотопливного носителя).
Проектирование ракет с ЖРД в общем виде велась в такой последовательности:
- выбор конструктивно-компоновочной схемы ракеты;
- определение основных характеристик топлива;
- выбор проектных параметров ракеты: λпi, pki, pai, xi, Рм1;
- определение удельных тяг двигателей по расчетным формулам или специальным таблицам;
- проведение проектировочного баллистического расчета с целью определения относительных весов топлива;
- проведение весового расчета с целью определения стартовой массы ракеты, а также начальных масс ступеней ракеты и доз заправки ступеней топливом;
- определение тяговых характеристик двигателей всех ступеней ракеты и габаритов ракеты.
Основные проектные параметры рассмотренных конфигураций ракет-носителей, которые предполагается использовать в установке, представлены ниже.
Двухступенчатая ракета-носитель сверхлегкого класса такого РК, используя высокоэнергетическое топливо и обладая меньшей стартовой массой, чем ракеты-носители для выведения аналогичной массы полезного груза с ракетными двигателями твердого топлива, имеет относительно малую инертную массу, приходящуюся на единицу массы полезного груза, что создает условия для увеличения дальности (высоты) полета и/или увеличения массы полезного груза, доставляемого на заданную орбиту, а также способствует уменьшению относительной материалоемкости комплекса и снижению удельных затрат на выведение. Использование известных и хорошо отработанных технологий эксплуатации ракет-носителей на жидком топливе обеспечивает надежность и безопасность пуска. Уменьшение стартовой массы и габаритов многоступенчатой ракеты-носителя, использующей жидкое топливо из одинаковых криогенных или высококипящих компонентов на каждой из ступеней, позволяют разместить ее на мобильном пусковом средстве. Это дает возможность производить пуск без капитального строительства пусковых устройств и вне стационарных космодромов и из наиболее предпочтительных (вследствие вращения Земли) районов, расположенных вблизи экватора для достижения наилучшего результата в выполнении специальных задач потребителя. То, что специалисты не должны отказываться от преимуществ, связанных с запуском ракет из экваториальных районов (либо из районов, расположенных ближе к экватору), способствует экономии расходов на осуществление пуска. За счет уменьшения габаритов ракеты упрощается ее обслуживание. То, что ракета-носитель относится к сверхлегкому классу носителей, дает возможность обеспечить максимальную гибкость запуска, что особенно ценно для заказчика. В то же время допускается возможность создания возвращаемой первой ступени носителя, что также может способствовать повышению экономичности способа выведения (при серийном производстве).
В верхней части фиг. 2 схематично показан один из возможных примеров осуществления мобильного ракетного комплекса в транспортировочном положении, общий вид; на фиг. 3 представлен РК в пусковом положении.
Описываемая полезная модель, представляющая собой мобильную ракетную установку (РУ), в общем виде включает в себя автотранспортное средство с шасси 1, приспособленном для перевозки транспортно-пускового контейнера (ТПК) 3, в котором размещается двухступенчатая ракета-носитель 2 сверхлегкого класса, раму подвижную (на фиг. не отображено), выполненную с возможностью продольного перемещения по стреле 4, ограниченной жестким упором. Для перевода ракеты-носителя 2 в пусковое положение (вертикальное) автотранспортное средство с шасси 1 оборудовано гидродомкратами 5 и подъемной стрелой 4, которые образуют механизм перевода ракеты-носителя из транспортного положения в пусковое.
ТПК 3 с размещенной в нем ракетой-носителем 2 в транспортном и пусковом положениях соединен со 4 стрелой разъемными захватами (на фиг. не отображено).
В предлагаемой РУ предусмотрено использование опорных домкратов (на фиг. не отображено). Предусмотрено использование контрольно-проверочных агрегатов и систем, средств нейтрализации и пожаротушения и другого известного обслуживающего оборудования, традиционно используемого при запуске и также размещенного на транспортных средствах.
В целях повышения мобильности РУ и защиты ракеты-носителя 2 от возможных механических повреждений при транспортировке к месту пуска, а также повышения безопасности при транспортировке целесообразно ракету-носитель 2 хранить и транспортировать в ТПК в составе РУ в незаправленном виде. Заправку ракеты-носителя 2 компонентами ракетного топлива желательно осуществить перед пуском по прибытии на место запуска, для чего используются подвижные заправщики с необходимым запасом топливных компонентов. Желательно использование одинаковых компонентов ракетного топлива на всех ступенях ракеты-носителя, что значительно облегчает заправку ракеты-носителя, упрощает средства контроля и безопасности в процессе обслуживания и эксплуатации ракеты-носителя.
РУ, отличающийся тем, что РН, входящая в ее состав, допускает возможность использования высокотоксичного высококипящего, зарекомендовавшего себя жидкого топлива, что способствует снижению стартовой массы ракеты-носителя и комплекса в целом с сохранением требуемой грузоподъемности, а также отсутствию необходимости создавать и поддерживать жесткие температурные условия эксплуатации. В системе возможно использование высокоэффективных пар криогенных топливных компонентов, например, метана и кислорода, что способствует не только значительной экономичности системы, но и ее экологичности.
Описываемая грунтовая мобильная ракетная установка допускает возможность использования в двигательных установках ракеты-носителя криогенных и высококипящих топливных пар:
1) несимметричный диметилгидразин + азотный тетраксид (НДМГ+AT) - высокотоксичный вид топлива, позволяет создать наиболее экономичную пусковую систему за счет высоких энергетических характеристик, не требует поддержания определенных температурных условий для поддержания системы в состоянии готовности к пуску;
2) керосин + кислород - экологичный вариант;
3) метан + кислород - наиболее экономичный из известных экологичных вариантов.
Каждая из пар обладает высоким значением удельного импульса. Использование высококипящего топлива дает возможность снижения материалоемкости РУ, в частности, ввиду отсутствия необходимости создавать и поддерживать жесткие температурные условия эксплуатации, как того требуют криогенные компоненты, что способствует улучшению экономических показателей комплекса. Такое топливо характеризуется высокой токсичностью, что требует более тщательного подхода к обращению с ним, в то же время имеется богатый опыт производства и эксплуатации ракет на таком топливе, что позволяет использовать его эффективно и максимально безопасно. Криогенное топливо, особенно топливная пара метан-кислород, характеризуется экологичностью и экономичностью, обладая при этом хорошими энергетическими характеристиками. В частности, в зависимости от выбранного района для проведения пуска, а также иных факторов и криогенное, и высококипящее топливо может быть эффективно применимо.
Предлагаемая РУ допускает возможность использования в своем составе РН с третьей доводочной ступенью для выведения полезного груза на более высокую орбиту.
После получения пускового задания РУ движется от места базирования к месту пуска, где ТПК с установленным в нем ракетой-носителем переводят в вертикальное положение. Затем при помощи подвода заправочных мачт с трубопроводами происходит заправка емкостей компонентами ракетного топлива. После завершения заправки ступеней ракеты-носителя 2 топливом и проведения других предпусковых операций, типичных для РУ, ракета-носитель 2 выбрасывается из ТПК за счет давления, создаваемого в замкнутом объеме каким-либо известным источником, расположенным в ТПК (например, паровым аккумулятором давления или парогазогенератором). Двигатель ракеты-носителя при этом запускается уже после того, как ракета выйдет из ТПК. После запуска подвижное наземное оборудование, в том числе и автотранспортное средство с шасси 1, приводятся в исходное положение и возвращаются для подготовки к следующему пуску.
РУ обладает относительно малой грузоподъемностью, что позволяет обеспечить требуемую гибкость пуска и высокую маневренность и проходимость комплекса. Перечисленные особенности предлагаемой грунтовой мобильной РУ дают возможность доставки ракеты-носителя из места базирования РУ практически в любой район Земного шара. Таким образом, эффективность от осуществления предложенного технического решения состоит в расширении оперативных возможностей РУ, а также в экономичности системы ввиду возможности создания возвращаемой первой ступени ракеты-носителя, использования относительно простой конструкции, а также ввиду отсутствия необходимости капитального строительства / модификации пусковых устройств и вне стационарных космодромов. Предложенная РУ отличается надежностью функционирования и не требует столь обширных зон отчуждения для падения отработавших частей конструкции, что существенно смягчает ограничения по азимутам пуска и позволяет выводить полезный груз на заданную орбиту с требуемыми параметрами.
Вышеуказанные достоинства предлагаемой РУ вместе с высокими энергетическими характеристиками используемого жидкого ракетного топлива позволяют создать не просто универсальную, но и коммерчески выгодную систему для запуска в космос полезных грузов с массой до нескольких сотен килограммов.