Многофункциональные ракетные блоки для вторых ступеней двухступенчатых ракет космического назначения сверхлегкого, легкого и среднего классов на экологически безопасных компонентах топлива и способы их функционирования

1. Многофункциональные ракетные блоки для вторых ступеней двухступенчатых ракет космического назначения сверхлегкого, легкого и среднего классов на экологически безопасных компонентах топлива, предназначенные для выведения космических аппаратов на низкие круговые околоземные орбиты высотой до 1500 км без использования космических разгонных блоков, отличающиеся тем, что в многофункциональных ракетных блоках сверхлегкого и легкого классов используют комбинированную двигательную установку, состоящую из основного неподвижно устанавливаемого четырехкамерного маршевого жидкостного ракетного двигателя тягой ~30 тс, а для ракет среднего класса тяга основного неподвижно устанавливаемого четырехкамерного маршевого жидкостного ракетного двигателя равна ~100 тс, кроме маршевого двигателя в состав основной комбинированной двигательной установки входит четырехкамерный рулевой жидкостной ракетный двигатель вспомогательной двигательной установки с отклоняемыми камерами, создающий тягу, равную 1-2% от тяги маршевого двигателя; управление вектором тяги комбинированной двигательной установки при совместной работе маршевого и рулевого двигателей осуществляют за счет рассогласования тяги камер маршевого двигателя и отклонения камер рулевого двигателя в одной плоскости на угол до ±60°, после выключения маршевого двигателя управление вектором тяги осуществляют за счет качания камер рулевого двигателя; при этом во время совместной работы маршевого и рулевого двигателей компоненты топлива к рулевому двигателю подают от турбонасосного агрегата маршевого двигателя, после выключения маршевого двигателя компоненты топлива из топливоподводящих магистралей маршевого двигателя подают в камеры рулевого двигателя с помощью электронасосных агрегатов; для управления пространственным положением орбитального блока на пассивных участках полета и обеспечения повторного включения рулевого двигателя в условиях орбитального полета, в состав многофункционального ракетного блока второй ступени вводят реактивную систему управления, в которой используют два блока газореактивных управляющих двигателей малой тяги, работающих на газообразном кислороде, с тягой каждого двигателя, равной 2,5-5,0 кгс, эти двигатели питают из общего кислородного газового баллона высокого давления, кроме того в составе реактивной системы управления используют два блока огневых двигателей осевой перегрузки с тягой каждого двигателя равной 2,5-5,0 кгс, работающих на жидком горючем и газообразном кислороде, создающих осевую перегрузку для разделения жидкости и газа в топливных баках, при этом газообразный кислород для двигателей осевой перегрузки подают из общего кислородного газового баллона высокого давления, а горючее подают с помощью электронасосного агрегата из ранее оставшейся залитой магистрали подачи горючего от бака к маршевому двигателю; благодаря малой тяге и малому расходу компонентов топлива при работе рулевого двигателя, на выходе из топливных баков используют сетчатые заборные устройства, которые позволяют резко сократить время создания продольной осевой перегрузки для разделения жидкости и газа в топливных баках, свести до минимума гидравлические остатки незабора в топливных баках и топливо-подводящих магистралях, обеспечить повторное включение рулевого двигателя при минимальном количестве топлива в топливных баках; повторные включения рулевого двигателя также используют для разведения космических аппаратов при групповом выведении космических аппаратов на целевую орбиту в ходе одного пуска ракеты космического назначения, и увода с рабочей орбиты ракетного блока второй ступени для последующего затопления его в акватории Мирового океана.
2. Способ функционирования многофункционального ракетного блока второй ступени двухступенчатой ракеты космического назначения, отличающийся тем, что он предназначен как для одиночного, так и группового выведения космических аппаратов на низкие круговые околоземные орбиты высотой до 1500 км и более, для чего первоначально обеспечивают выведение орбитального блока, состоящего из ракетного блока второй ступени и полезного груза, на эллиптическую орбиту с высотой апогея, равной высоте целевой орбиты, при этом необходимое пространственное положение и стабилизацию орбитального блока на пассивном участке траектории выведения и пассивном начальном участке полета по эллиптической орбите обеспечивают с помощью газореактивных двигателей реактивной системы управления, работающих на газообразном кислороде, поступающем из газового баллона высокого давления реактивной системы управления; перед повторным включением рулевого двигателя ракетного блока второй ступени в условиях орбитального полета включают два блока огневых двигателей осевой перегрузки для разделения жидкости и газа в топливных баках ракетного блока, затем с помощью повторного включения рулевого двигателя ракетного блока второй ступени преобразуют эллиптическую орбиту орбитального блока в круговую, повторные включения рулевого двигателя также используют для разведения нескольких космических аппаратов при групповом выведении космических аппаратов на целевую орбиту в ходе одного пуска ракеты космического назначения, а также для увода ракетного блока второй ступени с рабочей орбиты для затопления его в мало судоходных районах акватории Мирового океана.
3. Способ функционирования многофункционального ракетного блока второй ступени двухступенчатой ракеты космического назначения по п. 2, отличающийся тем, что он предназначен для выведения полезных грузов на низкие круговые околоземные орбиты высотой до ~800 км по упрощенной схеме без повторного включения рулевого двигателя на околоземной орбите, для чего осуществляют непрерывное прямое выведение орбитального блока на круговую рабочую орбиту за счет уменьшения тяги двигательной установки второй ступени в ходе выведения со 100% на начальном участке траектории при совместной работе маршевого и рулевого двигателей, до 1-2% на конечном участке после выключения маршевого двигателя, что обеспечивает кратное увеличение продолжительности активного участка траектории выведения второй ступени; после выхода орбитального блока на целевую околоземную орбиту, при необходимости, с помощью газореактивных двигателей реактивной системы управления, работающих на газообразном кислороде, осуществляют потребную пространственную ориентацию и стабилизацию орбитального блока в условиях орбитального полета для последующего управляемого отделения полезного груза, а также для увода отработавшего ракетного блока второй ступени с рабочей орбиты путем его торможения за счет управляемого сброса газа из опорожненных топливных баков через газореактивные сопла.