Способ запуска на орбиту полезной нагрузки и многоразовая эжекторная ступень РН для его осуществления
METHOD OF LAUNCHING PAYLOAD INTO ORBIT AND REUSABLE CR EJECTOR STAGE FOR ITS IMPLEMENTATION

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для вывода на орбиту полезных нагрузок, а более конкретно к способу создания прямоточной эжекторной тяги.
Известны способы доставки полезных грузов в космос и их возвращения на поверхность небесного тела. Полезные грузы (ПГ) в виде кольцевых или панельных космических электростанций, радиотелескопов с решетчатой (сетчатой) поверхностью и т.п.имеют значительные размеры и сложную конфигурацию. Такие полезные грузы запускают с помощью силуэтных ступеней и ракетных двигателей, равномерно распределенных на силуэтных ступенях или непосредственно на полезные грузы по контуру или поверхности ПГ. Возвращают ПГ торможением атмосферой и планированием, используя, в частности, эффекты решетчатого крыла и кольцеплана. Техническим результатом является расширение функциональных возможностей и повышение эффективности методов и средств вывода в космос и возвращения указанных нестандартных полезных грузов. Способ доставки полезных грузов в космос и силуэтные ступени показаны в патенте РФ №2627904 от 31.07.2012 г МКП 04G 1/16 (2006 01).
В аналоге не предусмотрена возможность модернизирования с минимальными затратами существующих первых ступеней, или разгонных блоков до многоразовых, например УРМ «Ангара», не предусмотрено использование энергии отдачи активного воздуха на участке полета первой ступени РН в атмосфере.
Известно устройство первой ступени РН в хвостовой части которой, по периметру, расположены шесть дополнительных сопел, образующих в совокупности эжектор с выходным диффузором, дополнительные сопла выполнены в виде полостей, образующих сопла Лавааля, жестко закреплены на корпусе двигателя насадке. Изобретение позволяет увеличить тяговую силу ракетного двигателя, (см., например, патент РФ №2194873, кл. F02К 1/36 от 06.05.2000 г.).
В аналоге не предложена, возможность возврата первой ступени к месту к месту старта.
Известен близкий к предлагаемому изобретению аналог «Способ Землякова Н.В. создания прямоточно эжекторной тяги для малого количества периферийных тактических ракет в связке ракетоносителя», который может использоваться в области ракетно-тактического и ракетно-космического оружия, а также для вывода на околоземные орбиты различных полезных грузов. Предлагаемый способ включает создание в хвостовой части ракетоносителя центрального эжектирующего потока высокотемпературных газов от реактивных двигателей центральной ракеты. Вокруг этого потока создают полый в сечении эжектирующий периферийный поток высокотемпературных газов от реактивных двигателей периферийных ракет. С данной целью сопла двигателей периферийных ракет охватывают двумя некруглыми в сечении коаксиальными трубами, из которых внутренняя труба по длине меньше наружной. В последней со стороны хвостовой части ракетоносителя создают камеру дожигания и сопло Л аваля. Периферийные ракеты в количестве четырех, трех или двух устанавливают в жесткой связке с центральной ракетой. Технический результат изобретения состоит в создании эффективного периферийного эжектирующего газопламенного потока при минимальном количестве периферийных ракет в их связке, при этом может быть увеличена мощность точечного удара соответствующих боевых средств либо снижена коммерческая, (см., например, патент РФ №2319032, кл. F02К 15/00 от 13.09.2006 г.).
В предлагаемом способе присутствует центральная ракета, что уменьшает количество эжектируемого воздуха прокачиваемого периферийными ракетами. Каждая из периферийных ракет в отдельности не имеют возможности создавать эжекцию за счет собственных эжектирующих колец. В данном техническом предложении нет технического решения возврата связки ракет к месту старта, в случае их использования для вывода полезных нагрузок в космос. В аналоге не предусмотрена возможность модернизирования с минимальными затратами существующих первых ступеней, или разгонных блоков до многоразовых, например УРМ «Ангара»,
Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является устройство возвращаемого многоразового ускорителя первой ступени ракеты-носителя Falcon 9 Dock. Описанного в открытых источниках («Устройство ракеты-носителя Falcon 9 и корабля Dragon» - ria.ru, «Ракета Falcon 9» nemiga.info. «Американская ракета-носитель Falcon 9. Досье»- pikabu.ru). Возврат ступени в район старта и на морскую платформу в данном, решенном на практике способе, происходит следующим образом. Разогнав вторую ступень с полезной нагрузкой, первая ступень отключает двигатели и отделяется на высоте около 70 км. При запусках на низкую околоземную орбиту скорость ступени при разделении составляет около 6000 км/ч (1700 м/с) в то время как при высокоэнергетичных запусках на геопереходную орбиту, когда требуется посадка на удаленную в океане плавающую платформу, скорость достигает 8350 км/ч (2300 м/с). После расстыковки первая ступень ракеты-носителя с помощью системы ориентации осуществляет небольшой маневр ухода от пламени второй ступени и производит разворот двигателями вперед в процессе подготовки к трем основным маневрам торможения. Импульс перехода на обратный курс включают при возврате к месту запуска на посадочную площадку, вскоре после расстыковки ступень использует продолжительное (~40 с) включение трех двигателей для изменения направления своего движения на противоположное, выполняя сложную петлю с пиковой высотой около 200 км, при максимальном отдалении от стартовой площадки до 100 км в горизонтальном направлении. Импульс вхождения в атмосферу включают в процессе подготовки к вхождению в плотные слои атмосферы первая ступень осуществляет торможение путем включения трех двигателей на высоте около 70 км, что обеспечивает вход в плотные слои атмосферы на приемлемой скорости. Посадочный импульс происходит за 30 секунд до посадки и ступень замедляется, обеспечивая мягкую посадку по отработанной схеме. Посадочные опоры откидываются за несколько секунд до касания посадочной площадки.
Возвращение первой ступени уменьшает максимальную полезную нагрузку ракеты-носителя на (30-40)%. Дополнительной мощности за счет совместной работы двигателей и отдачи атмосферы за счет эжекции в первой многоразовой ступени Falcon 9 Dock не предусмотрено. Посадочные опоры с электрогидравлическими системами управления первой ступени Falcon 9 Dock имеют значительную массу и их функционал ограничивается обеспечением мягкой посадки многоразовой ступени. Значительная высота всего комплекса, которая достигает 70 м, требует высокой стартовой мачты и специального оборудования для обслуживания РН перед стартом.
Проведенный заявителем анализ уровня техники, включающий поиск по патентам базы ФИПС и научно-техническим источникам информации содержащих сведения об аналогах заявленных изобретений, позволяет установить, что заявитель не обнаружил аналог характеризующийся признаками, идентичным всем существенным признакам заявленных изобретений описанных в предлагаемом способе и устройстве для его осуществления, а определение из перечня выявленных аналогов прототипа, как наиболее близкого по совокупность признаков аналога, позволяет выявить совокупность существенных по отношению к усматриваемому заявителем техническому результату отличительных признаков в заявленных объектах отраженных в формуле изобретений, как способа, так и устройства.
Задачами, которые решают предлагаемые изобретения, является: решения задачи повышения КПД ракетных двигателей, возврата эжекционной ступени ракеты носителя на площадку старта и минимальной доработки существующих ступеней РН до многоразовых. Все задачи решает специальная компоновка разгонных ступеней РН, способствующая образованию эжекции, которую инициируют, как всей кольцевой сборкой известных разгонных ступеней ракет установленных и закрепленных к кольцевой рамной обойме, так и каждой ступенью, составляющей сборку, которые в нижней части, для дополнительной турбуляции пограничной зоны воздуха и ракетных струй оборудуют кольцевыми опорами для дожига ракетного топлива, нагрева и разгона воздуха до сверх звуковых скоростей в защемлении факельных струй, с последующей реактивной отдачей через струи на камеру сгорания и кольцевую сборку известных ступеней РН, как вариант, универсальные разгонные модули ракет «Ангара». Количество активного воздуха атмосферы, который будет задействован в ходе работы первой эжекторной ступени в радиусе 25 м (S=1962 м2) и высоте по баллистической траектории полета 50 км ориентировочно равно 50000 м × 1962 м2 = 98 100000 м3. Усредненный вес воздуха (0,01-1,6) кг/м3 по высоте траектории примем за 0,1 кг/м3. Масса задействованного активного воздуха в ходе полета первой эжекторной ступени РН в атмосфере Земли до высот 50 км может составить: 98 100000 м3 × 0,1 кг/м3 = 9 810 т. Кольцевая сборка известных ступеней ракет носителей, во время полета, эжектируют встречный воздух напрямую, через цилиндрический объем, образованного известными ступенями и через окна между ступенями, а так же, через размещенные ниже сопел РД, известных ступеней ракет носителей, кольцевые посадочные опоры и прозоры выбранные в их стенках. В верхней части каждой ступени ЭСРН установлен обтекатель из жаростойкого материала под которым, в каждом четном, размещают соплом наружу корректирующие ракетные двигатели и в нечетном, решетчатые рули. В первые секунды старта РН с многоразовой эжекторной ступенью, в защемлении ракетных струй РД кольцевой сборки, атмосферный воздух нагревается и образует восходящий торообразный воздушный поток, который в верхней полусфере, над ЭСРН образует низходящий искусственный смерч, чем вызывает повышение плотности воздуха на входе в беспрерывно эжектирующие РД. С увеличением скорости и высоты подъема ЭСРН плотность атмосферы падает, при этом количество задействованного в эжекции воздуха прямо пропорционально скорости полета ЭСРН с полезной нагрузкой и его реактивная отдача, с учетом расхода горючего и облегчения веса РН, продолжает активно возрастать до момента отсоединения второй ступени.
Суть решаемой локальной технической задачи заключается в поддержании в ходе полета многоразовой ЭСРН, до высот 150 км, стабильного динамичного ускорения в интервале от 1 до 25 g, скорости от 0 м/сек до 3500 м/сек, не снижая реактивной отдачи эжектируемого активного воздуха ракетными двигателями многоразовой ЭСРН. С целью увеличения количества задействованного активного воздуха и усиления эффекта эжекции первой ступенью РН, сопла РД кольцевой сборки многоразовой ЭСРН выполнены с отклонением под малым углом наружу в стороны от вертикальной оси эжекторной ступени РН и каждое окружено трубирующими посадочными кольцевыми опорами. Заявленный способ компоновки первой многоразовой ступени РН, обеспечивающий возврат к месту старта ее первой ступени и заявляемая многоразовая эжекторная ступень ракеты носителя(ЭСРН) объединены общим изобретательским замыслом, так как в заявленном способе запуск и возврат первой ступени ЭСРН к месту старта осуществляется при помощи работы активной части воздушной атмосферы, при этом снижается масса РН, повышается вес выводимой на орбиту нагрузки минимизируются затраты на переоборудовании е известных разгонных блоков и ступеней в многоразовые. Решению этих задач способствуют существенные независимые и частные зависимые признаки изобретений, как способа, так и устройства.
На Фиг. 1 показана сборка первых ступеней известных ракет навешенных на кольцевую рамную обойму с размещенными под обтекателями маневровыми двигателями, решетчатыми рулями и в нижней части, кольцевыми посадочными опорами. На Фиг. 2, показан узел с размещенными под обтекателями решетчатыми рулями, на Фиг. 3 показаны маневровые двигатели с креплением обтекателей к верхней оконечности ступеней, на Фиг. 4 показан узел крепления посадочных опор к кольцевой рамной обойме и ее примыкание к днищу известных разгонных блоков. На Фиг. 5 показан демонтаж модернизированной разгонной ступени РН с рамной кольцевой обоймы с посадочными кольцевыми опорами. На Фиг. 6 показана диаграмма разворота многоразовой ЭСРН в стратосфере и ее приземление в районе старта.
Многоразовая эжекторная ступень ракеты носителя, Фиг. 1, 2, 3, 4 состоит из кольцевой рамной обоймы 1, выполненной из легкого огнестойкого металла с вертикальными стержнями 2, не менее чем трех горизонтальных колец жесткости 3. К верхним, изогнутым оконечностям 4, вертикальных стержней 2, кольцевой рамной обоймы 1, изнутри, жестким соединением 5, крепятся головные обтекатели 6, выполненные из легкого огнестойкого металла, которые имеют скос в направлении к центральной оси ЭСРН и выполнены с внутренней теплоизоляций 7. Головные обтекатели 6, аналогичным жестким соединением 5, герметично присоединены к верхней оконечности известных разгонных блоков ракет 8, к днищам которых, при помощи тарельчатых подпятников 10 поджаты контейнеры 9, с огнестойким энергопоглощающим материалом. На кольце тарельчатого подпятника 10, выполнены бортики 11. Кольцевые посадочные опоры 12, с прозорами 13 выполнены из огнестойкого металла покрытого огнестойким керамическим составом и при помощи стержней 14, крепятся к нижней поверхности подпятника 10. Диаметр кольцевых опор больше диаметра разгонных ступеней 8. Кромку кольцевых посадочных опор 12 заканчивают волнообразными, разведенным во внутрь, каждым четным зубом, оконечностью 15. Известные разгонные блоки ступеней ракет носителей 8, крепят к наружным боковым поверхностям вертикальных стержней 2, кольцевой рамной обоймы 1, при помощи известных узлов крепления 16, по аналогу УРМ «Ангара». Известные узлы крепления 16, оборудованы пиропатронами 17. Ракетные двигатели блоков ступеней ракет носителей, многоразовой ЭСРН, выполнены с отклонением вертикальных осей сопел 18, наружу от оси ЭСРН. Под каждым нечетным головными обтекателем 5, горизонтально размещены маневровые РД 19 с баками топлива 20, сопла которых не выходят за плоскость обтекателя 5 и временно закрыты сбрасываемыми экранами 23. Автоматически управляемые решетчатые рули 21, с исполнительными механизмами 22, размещены под каждым четным головными обтекателем 5, а сами решетчатые рули 19, вывешены за пределы головных обтекателей 5, при этом, для снижения сопротивления в обтекателях 5 образованы карманы, в которые утоплены решетчатые рули 21. Вторая ступень с полезной нагрузкой крепится к верхнему кольцу жесткости кольцевой рамной обоймы 1 при помощи отстреливаемых опор 24. При помощи шпилек 26, к нижней оконечности ступеней 8, крепятся кольцевые украины 27, внутрь которых заведены тарельчатые подпятники 10, с кольцевыми посадочными опорами 12, с возможностью перемещаться в пределах, которые задает им толщина контейнера 9, с огнестойким энергопоглощающим материалом. К нижнему срезу оконечностей стержней 2, жестко крепятся стартовые опоры 28, нижние плоскости которых являются привалочными к контактными поверхностями 29, стартового стола 25. Верхние, изогнутые оконечностям 4 образующие каркас обтекателя 6 и вертикальные стержней 2, выполнены разъемными и сочленяются при помощи болтовых соединений 31. Таким образом, в соответствии с вышеизложенным пояснением графических материалов, возможность реализации заявленного способа и устройства можно описать следующим образом:
В монтажно испытательном цехе или непосредственно на стартовом столе 25, внутрь закраин 27, заводят тарельчатые подпятники 10 и при помощи шпилек 26, а так же отверстий в закраинах 27, крепят тарельчатые подпятники 10, с кольцевыми посадочными опорами 12, с поджатием контейнеров с огнестойким энергопоглощающим материалом 9, к днищу разгонных ступеней 8. Приведенный в готовность комплекс ракеты носителя с многоразовой ЭСРН заправляют необходимыми количеством расходных материалов, устанавливают на стартовый стол 25, включают ракетные двигатели известных ступеней ракет носителей 8 и через вертикальный канал, образованный кольцевой сборкой ступеней известных ракет 8 и кольцевыми посадочными опорами 12, разгоняют атмосферный воздух при помощи РД до сверхзвуковых скоростей. Оконечности 15, кольцевых посадочных опор 12, с отклоненными внутрь, волнообразными зубьями и прозорами 13, выполняют роль активаторов турбулентности, возмущают эжектируемый воздух и ракетную струю каждого РД., создавая условия для газодинамического контакта разно скоростных и разно температурных сред для последующей их совместной работы и прокачки, сквозь вертикальный канал, увеличивая его трение о возмущенные ракетные струи и способствуют дожиганию ракетного топлива за срезом сопел РД 18. Дополнительную тягу, вызванную эжекторным воздействием активного турбулентного, атмосферного воздуха взлетающей с полезной нагрузкой многоразовой ЭСРН, используют для разгона РН: до скорости 1500-3000 м/сек, высоты 70-150 км с полезной нагрузкой до 150-200 т. Корпуса, силовые элементы, узлы и бортовые служебные системы управления во второй и первой эжекторной ступени РН изготавливают и крепят в предположении, что ускорение ракеты носителя, состоящей, как минимум из двух ступеней, в атмосфере могут достигать 25G, при этом старт ЭСРН осуществляют без экипажа. Лобовое сопротивление ЭСРН снижаются за счет головного обтекателя 6 и образования пониженного давления в передней полусфере от эжекции воздуха всей кольцевой сборкой РД многоразовой ЭСРН, внутрь цилиндрического корпуса и последующего инициирования работы атмосферного прямоточного теплового двигателя открытого типа. Внутри кольцевой рамной обоймы 1, с навешенными разгонными ступенями 8, воздух прокачивается со сверхзвуковой скоростью и используется РД многоразовой ЭСРН, как рабочее тело атмосферного теплового двигателя.
На диаграммой разворота ЭСРН и ее приземления в районе старта Фиг. 6 показаны участки:
(32-33) старт и полет ЭСРН с ускорением в нижних слоях атмосферы, 34-отделение и увод от ЭСРН 2-ой ступени, (35-36) - работа части маневровых двигателей по развороту ЭСРН на обратный курс, (37-38) - работа маршевых РД многоразовой ЭСРН для инициации тормозного импульса, (39-40) - свободный полет ЭСРН к точке приземления, 41 - включение маршевых РД перед входом в плотные слои атмосферы, 42 - работа решетчатых рулей по наводке ЭСРН в точку старта, 43 - доводка ЭСРН импульсами маневровых двигателей до точки приземления и включение маршевых РД ЭСРН для мягкой посадки на кольцевые посадочные опоры на специально подготовленной площадке.
После старта и набора скорости Фиг. 6 поз 32, 33 в точке разделения ступеней, на высоте 70-150 км, отстреливаются опоры второй ступени фиг. 6 (поз. 34). Одновременно, для отвода ЭСРН от струй РД второй ступени, срабатывает часть маневровых двигателей РД 19, расположенных в момент отделения второй ступени в нижней части ЭСРН, фиг. 6 (поз. 35, 36). После разворота ЭСРН в вертикальной плоскости, в момент горизонтального положения (поз. 37), временно, включают тормозной импульс РД многоразовой ЭСРН, фиг. 6 (поз. 37, 38) и направляют ее полет к точке старта. По окончании их работы включают расположенные в верхней части ЭСРН маневровые РД 19, фиг. 6 (поз. 38) и разворачивают корпус ЭСРН в предстартовое положение ракетными двигателями вниз. фиг. 6 (поз. 39, 40). При входе в плотные слои, атмосферы, кратковременно, включают РД многоразовой ЭСРН и придают ей тормозной импульс вхождения в атмосферу, фиг. 6 (поз. 41),после чего программный комплекс задает команду на раскрытие исполнительными механизмами 22, решетчатых рулей 21,при помощи которых многоразовую ЭСРН наводят в двух плоскостях в плане, фиг. 6 (поз. 42), на точку приземления. При необходимости, на остаточном топливе маневровых РД 19, корректируют траекторию ЭСРН в заданную точку поверхности. У земли, включают РД кольцевой сборки известных ступеней 8 и производят приземление ЭСРН в заданную точку, фиг. 6 (поз. 43), поверхности на кольцевые посадочные опоры 12. Для вывода сверхмассивных полезных нагрузок полет ЭСРН осуществляют по баллистической траектории, на конечном участке которой, импульсами маневровых двигателей 19 осуществляют разворот РД вниз и завершают мягкую, посадку многоразовой ЭСРН на специально подготовленную морскую платформу или участок суши. Для предотвращения аварийной ситуации в ходе старта и полета многоразовой ЭСРН к конструкции известных узлов крепления 16 присоединяют пиропатроны 17, с возможностью по парного или одиночного отстрела аварийных ступеней 8.
Многоразовая ЭСРН приземляется на кольцевые посадочные опоры 12, при этом контакт с поверхностью места приземления происходит следующим образом. От соприкосновения с землей кольцевые посадочные опоры 12 и тарельчатый подпятник 10, перемещаются вертикально внутри кольцевых закраин 27 и поджимают контейнеры с огнестойким энергопоглощающим сжимаемым материалом 9, к днищу разгонной ступени 8. Происходит мягкий контакт с поверхностью. Кольцевая рамная обойма 1, с навешенными ступенями известных разгонных блоков 8, после посадки занимает вертикальное положение на волнообразных оконечностях 15, кольцевых посадочных опор 12. Разборку многоразовой ЭСРН осуществляют на месте посадки. Для этого, под каждую стартовую опору 28, устанавливают инвентарные домкраты 30, (Фиг. 5) поднимают многоразовую ЭСРН, вывешивают кольцевые посадочные опоры 12, разъединяют узлы 16 и болтовые соединения 31 и при помощи крана или вертолета снимают с кольцевой рамной обоймы 1 (фиг. 5) разгонные ступени известных носителей 8, и отправляют их в монтажно-испытательный цех космодрома. В случае приземления в нескольких подъемах от стартового стола, ЭСРН перемещают тяжелым краном без разборки и устанавливают на контактные опорные элементы 29 (Фиг. 1) стартового стола 25, которые изготавливают зеркально стартовым опорам 28, многоразовой ЭСРН. Кольцевая сборка известных разгонных ступеней ракет носителей 8, навешиваемых на кольцевую рамную обойму 1, по количеству применяемый ступеней не ограниченна и может состоять из 4-5-6-7-8-9-10-12 … ступеней. Крепление ступеней известных ракет носителей 8, может осуществляться, как к внутренней, так и к наружной поверхности стержней 2 кольцевой рамной обоймы 1. При этом появляется возможность запуска на орбиту при помощи одной многоразовой ступени ЭСРН грузов массой более 1000 т.
Использование для запуска полезных нагрузок отдельных известных ступеней 8, оборудованных эжектирующими насадками, патенты РФ: №2094330 «Транспортная система вертикального старта», №2194873 «Ракетный двигатель» с одиночными эжектирующими устройствами, не были использованы на практике в связи с низкой эжектирующей отдачей отдельно взятой ступени. Эжекция без турбуляции малого количества активного атмосферного воздуха не способна повысить КПД существующих ракетных двигателей. Горизонтальная компоновка, не менее чем из 4 ступеней, на базе кольцевой рамной обоймы 1, с кольцевыми посадочными опорами 12, выполняющими функции турбулятора пограничной зоны контакта струй РД с активным воздухом атмосферы, позволяет получить сингулярный эффект от двух протекающих одновременно физических процессов - турбулентности и следующей за ней эжекции через кольцевую сборку известных ступеней РН на основе кольцевой рамной обоймы 1.
Изобретения описанные в способе вывода на орбиту полезной нагрузки и многоразовая эжекторная ступень ракеты носителя(ЭСРН) для его осуществления позволяют: повысить КПД известных РД, с минимальными затратами модернизировать существующие первые ступени или разгонные блоки до многоразовых, минимизировать воздействие на окружающую среду, снизить затраты на аренду земельных участков, предназначенных для падения первых ступеней ракет носителей, сократить затраты на используемое в ходе старта топливо для запусков РН, уменьшить трудозатраты для изготовления первых ступеней ракет носителей, сократить расход конструкционных материалов для изготовления ЭСРН, повысить массу полезной нагрузки выводимой на орбиту и сократить стоимость вывода на орбиту 1 кг полезного груза.
Перспективным направлением дальнейшего развития многоразовых ЭСРН является создание полнотелого цилиндрического кольцевого корпуса, с едиными топливными баками и РД установленными в общем кольцевом днище многоразовой ЭСРН. В этом случае появляется возможность дополнительно снизить вес ЭСРН и увеличить массу полезной нагрузки, но возможность отстрела ступеней 8, в случае возникновения аварийной ситуации становится неосуществимой.
ТЕРМИНЫ
1. Кольцевая рамная обойма.
2. Вертикальные стержни.
3. Горизонтальные кольца жесткости рамной обоймы.
4. Изогнутые разъемные оконечности вертикальных стержней.
5. Герметичные соединения обтекателя с головной частью ступени
6. Головные обтекатели
7. Теплоизоляция головного обтекателя.
8. Известные разгонные блоки ступеней ракет носителей.
9. Контейнер с огнестойким энергопоглощающим материалом
10. Подпятники.
11. Кольцевые бортики на подпятниках.
12. Посадочные кольцевые опоры (ПКО) ЭСРН
13. Прозоры в ПКО
14. Стержни ПКО.
15. Оконечности ПКО.
16. Известные узлы крепления ступеней к стержням рамной обоймы.
17. Пиропатроны аварийного отстрела ступеней.
18. Сопла РД ЭСРН. (эжекционная ступень ракеты носителя)
19. Маневровые РД или ТТРД
20. Баки с топливом для ЖРД.
21. Известные титановые решетчатые рули.
22. Исполнительные механизмы рулей.
23. Отбрасываемые экраны маневровых РД.
24.Отстреливаемые узлы 2 ступени с полезной нагрузкой.
25. Стартовый стол.
26. Шпильки крепления закраины и подпятников к днищу ступеней.
27. Кольцевые закраины.
28. Стартовые опоры ЭСРН.
29. Контактные поверхности стартового стола
30. Инвентарные домкраты.
31. Болтовое крепление изогнутой части каркаса обтекателя