МНОГОРАЗОВАЯ ПЕРВАЯ СТУПЕНЬ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ
REUSABLE FIRST STAGE OF THE LAUNCH VEHICLE

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, в частности, к решению проблемы создания и эксплуатации многоразовой стартовой первой ступени ракеты-носителя (РН) легкого класса для вывода автоматических космических аппаратов на низкие и средние орбиты. Непрерывное повышение производительности и снижение массогабаритных показателей космических аппаратов обуславливает относительное увеличение доли запусков РН легкого класса (РНЛК), что повышает требования к экологическим и экономическим показателям ракет и диктует необходимость многократного использования наиболее дорогостоящих узлов.
Конструирование многоступенчатых РН имеет надежную теоретическую основу, изложенную в [1-3] и других источниках, апробированную в многочисленных реальных отечественных и зарубежных конструкциях, выполнивших к настоящему времени сотни полетов. Постоянное возрастание количества стартов транспортных РНЛК обуславливает ужесточение технико-экономических и экологических требований к ним, в первую очередь, к их стартовым первым ступеням. В этой связи в заявляемом устройстве решались задачи: обеспечения безопасного возврата стартовой ступени и ее многоразового использования; отказа от использования в двигательной установке (ДУ) стартовой ступени токсичных высококипящих компонентов топлива - несимметричного диметилгидразина (НДМГ) как горючего и азотного тетраоксида (AT) как окислителя, взамен которых используются керосин как горючее и кислород воздуха как окислитель.
Сравнительный анализ способов возвращения первых ступеней РН для их повторного использования подробно изложен в работе [4].
Известен способ возвращения многоразовой первой ступени ракеты-носителя Falcon 9, когда ступень после отделения от ракеты, продолжая движение по баллистической траектории производит посадку, используя минимум топлива на торможение и управление, на плавучую морскую платформу и транспортируется на платформе к берегу для использования в следующих пусках (сайт компании «SpaceX» https://www.spacex.com/). Недостатками данного способа возвращения являются:
- сложность инфраструктуры приземления ступени, необходимость наличия коммуникаций (водных акваторий, автомобильных или железных дорог, мощного грузоподъемного оборудования) для доставки многоразовой первой ступени от места приземления до места ее дальнейшего использования;
- фиксированная точка старта, накладывющая ограничения на характеристики орбиты выводимой полезной нагрузки).
Известна РН с возвращаемой ступенью, патент RU2495799 (опубл. 20.10.2013 г.), с многоразовым возвращаемым ракетным блоком, содержащим фюзеляж, крыло с двумя консолями и блоками газотурбинных двигателей управления. При возвращении ступени газотурбинные двигатели запускают на высоте 15000-20000 м. Полет до этой высоты полностью неуправляемый. Недостатком этого технического решения является низкое аэродинамическое качество фюзеляжа возвращаемой первой ступени из-за размещения газотурбинных двигателей на консолях крыльев, для передачи реактивной тяги и управляющего момента. Это приводит к неоправданному ухудшению характеристик РН при старте. Кроме того, имеется сложная система управления по углам тангажа, рыскания и крена. В целом данное решение характеризуется чрезмерной избыточностью аэродинамических и массогабаритных качеств первой ступени РН.
Известна «Ракета космического назначения легкого класса с высокой степенью заводской готовности к пусковым операциям и многоразовой первой ступенью», патент RU2571890 с приоритетом от 28.05.2014 г. РН обеспечивает выведение космических аппаратов легкого и сверхлегкого класса на круговые орбиты с высотой от 200 до 1500 км. Изобретение направлено на решение задачи многократного использования ракетного блока первой ступени. При ее организованном спуске используются воздушно-космическая парашютная система и вертолетный подхват или мягкая посадка с маневрированием (патенты RU 113240 U1 и RU 2495802 С2 с приоритетом от 17.03.2011 г.).
Недостатком данного решения является многовариантность снижения скорости на конечном этапе спуска ступени, что приводит к неоправданному увеличению ее массогабаритных показателей. Кроме того, как и в других рассмотренных технических решениях, применен ракетный старт РНЛК, при котором не используются энергетические резервы кислорода воздуха в качестве окислителя, и это ухудшает массогабаритные, энергетические и экологические характеристики первой ступени.
Известен способ старта ракеты-носителя с борта самолета-носителя (патент RU2359871 с приоритетом от 02.11.2005), где старт ракеты-носителя осуществляется путем десантирования ракеты-носителя из транспортного отсека самолета-носителя, ее стабилизации и последующего запуска маршевых двигателей первой ступени.
Недостатком данного способа старта является применение в составе авиационно-ракетного комплекса ракеты-носителя с первой ступенью однократного применения и существенные ограничения по массогабаритным показателям РН и применяемому топливу.
Известны технические решения, использованные при разработке авиационно-ракетного комплекса «Свитязь» (https://inruture.ru/article/3948). На самолет-носитель «Мрия» Ан-225-100 или Ан-325 устанавливается специальное оборудование для крепления над фюзеляжем РН «Свитязь», созданной на базе РН «Зенит». Стартовое оборудование и персонал для осуществления пуска размещаются в самолете. Данная концепция является продолжением проекта «Мрия» - «Буран», и обе не получили практического воплощения вследствие чрезвычайно высоких финансовых затрат, не соответствующих поставленным задачам. Однако концепция переноса ракетного старта с земной или водной поверхности на высоту не менее 15000 м и применение на начальном этапе авиационного старта с использованием кислорода воздуха в качестве окислителя сегодня наиболее конкурентна по сравнительным энергетическим и экологическим показателям. Обеспечивая при этом возврат стартовой авиационной ступени и ее многократное использование, решается комплексная задача снижения стоимости доставки груза на орбиту при одновременном улучшении экологических показателей РН.
В заявляемом объекте за исходный модуль принята освоенная производством РНЛК, например, «Рокот» [5], состоящая из 3-х ступеней. Первые две ступени представляют собой блок ускорителей, в качестве третьей ступени используется разгонный блок «Бриз-КМ». Двигатели всех ступеней работают на НДМГ (горючее) и AT (окислитель). Стартовая масса РН «Рокот» составляет 108000 кг.
На прилагаемом рисунке поясняется принцип работы заявляемого объекта: на фигурах а) и б) показана компоновка РН при старте, а на фигурах в) и г) - первая ступень непосредственно перед приземлением. Первая ступень 2 исходной РН с соответствующей доработкой в нашей конструкции становится второй ступенью, а вторая ступень 1 и разгонный блок - соответственно третьей и четвертой.
На ступень 2 с внешней стороны монтируется стартовая первая ступень 3, частично охватывая ее своим внутренним силовым корпусом 4 кольцевого сечения таким образом, чтобы сопла двигателей 7 ступени 2 находились в его внутреннем пространстве. Корпус 4 разделен по высоте на три отсека, в которых, сверху вниз, находятся компактно уложенные тормозные парашюты, система управления с блоком питания и топливный бак. Для уменьшения массы первой ступени 3 ее топливный бак содержит горючее, необходимое для работы двигателей только в режиме посадки, а бак первой ступени с горючим для старта находится во второй ступени. Горючее, оставшееся в баке после отделения первой ступени, используется двигательной установкой второй ступени с ее штатным окислителем. Для обеспечения краткосрочной одновременной работы двигателей первой и второй ступеней в момент их разделения внутренняя поверхность внутреннего корпуса 4 выполняется из жаропрочного материала, а для обеспечения отделения первой ступени и снижения ее скорости в момент отпирания фиксирующих замков нижняя часть внутренней поверхности имеет форму усеченного конуса с углом наклона его образующей к продольной оси не менее 12°.
На внешней стороне внутреннего корпуса 4 через равные угловые промежутки установлены шесть турбореактивных двухконтурных двигателей 5 с форсажными камерами, например, облегченные Р579-300 без функции управляемого вектора тяги, с тягой на форсажном режиме 21000-23000 кгс (https://www.aviaport.ru/digest/2021/10/08/692275.html) и, соответственно, суммарной стартовой тягой ступени от 126000 кгс.
С наружной стороны двигательной установки смонтирован жестко связанный с внутренним корпусом внешний силовой корпус 6 кольцевого сечения, в котором находятся два компактно уложенных надувных секционированных амортизатора, два баллона со сжатым гелием и газовая аппаратура для быстрого наполнения амортизаторов.
На высоте 20000 м первая ступень отделяется и переходит в режим управляемого спуска и мягкой посадки. Высота 20000 м является условной и уточняется. Критерием для начала отделения ступени является снижение до нуля величины ускорения подъема РН.
После отделения и инерционного движения вверх по баллистической траектории начинается свободное падение стартовой ступени. Правильная вертикальная ориентация ступени, соплами ДУ вниз, конструктивно обеспечивается низким положением ее центра тяжести. В этот момент раскрываются парашюты 8, сохраняющие вертикальную ориентацию спускаемой ступени и частично выполняющие функцию торможения. В режиме малой тяги продолжает работать двигательная установка, обеспечивая необходимую скорость на различных участках спуска. Работающими остаются только три двигателя, образующие равносторонний треугольник.
Непосредственно перед приземлением сжатым гелием из баллонов до абсолютного давления около 1, 25 Бар наполняются секционированные надувные амортизаторы 9 (на фигурах в) и г) показаны с вырывом), основной функцией которых является защита двигателей и других узлов, в том числе при возможном боковом опрокидывании спускаемой ступени в условиях приземления на неровный участок. Для выполнения этого условия длина образующей надувного амортизатора не менее, чем на 0, 8 м симметрично превышает ее продольный габарит. Для реализации возможной посадки на воду суммарный расчетный объем амортизаторов должен обеспечить плавучесть ступени. Методы расчета и технические решения для надувных амортизаторов (внешних подушек безопасности) при соударении массивных объектов изложены в работах [6, 7].
Собственная масса ступени составляет около 18000 кг. При произвольном месте посадки универсальным средством ее эвакуации на внешней подвеске является грузовой вертолет Ми-26, имеющий грузоподъемность 20000 кгс. Этот показатель, максимальный в современной мировой практике, в настоящее время накладывает ограничение на массу заявляемого объекта, в первую очередь, на количество двигателей.
Оценочный расчет динамических показателей, обеспечиваемых первой ступенью при стартовой массе ракеты 110000 кг и тяге 126000 кгс:
2
- ускорение - 1,9 м/с;
- время подъема на высоту 20000 м - 160 с;
- скорость ракеты на высоте 20000 м - 250 м/с (900 км/ч).
Управление системами заявляемого объекта в течение всего рабочего цикла осуществляется со стационарного командного пункта.
Заявляемая многоразовая первая ступень ракеты-носителя обладает следующими преимуществами:
- улучшение массовых, энергетических и экологических характеристик при использовании авиационного старта за счет использования кислорода воздуха в качестве окислителя;
- включение ракетной ступени с использованием токсичных высококипящих компонентов топлива на большой высоте при значительной накопленной кинетической энергии РН;
- осуществление посадки ступени на не подготовленную твердую поверхность или на воду;
- наличие эффективных средств эвакуации ступени после ее посадки;
- обеспечение многоразового использования ступени;
- увеличение массы полезного груза и снижение стоимости его доставки на орбиту.
Источники информации:
1. Основы проектирования летательных аппаратов (транспортные системы) [Текст]. Учебник для технических вузов / В.П. Мишин, В.К. Безвербый, Б.М. Панкратов [и др.]; под ред. A.M. Матвеенко и О.М. Алифанова. - М.: Машиностроение, 2005. - 375 с.
2. Куренков В.И. Конструкция и проектирование изделий ракетно-космической техники. Часть 2. Основы проектирования ракет-носителей [Электронный ресурс]: электрон, учеб. пособие / В.И. Куренков; Самар. гос. аэрокосм, ун-т им. С.П. Королева (нац. исслед. ун-т). - Электрон, текстовые и граф. дан. (5,6 Мбайт). - Самара, 2012. - 1 эл. опт. диск (CD-ROM); https://docplaver.com/30155365-V-i-kurenkov-konstrukciya-i-proektirovanie-izdeliv-raketno-kosmicheskov-tehniki-chast-2-osnovy-proektirovaniya-raket-nositeley.html.
3. Куренков В.И. Основы проектирования ракет-носителей. Выбор основных проектных характеристик и формирование конструктивного облика. [Текст] / В.И. Куренков. Под ред. А.Н. Кирилина. - Самара: СГАУ. 2011.-458 с.
4. Тимофеев П.М. Сравнение методов возвращения первой ступени многоразовой ракеты / П.М. Тимофеев // Труды МАИ. - Выпуск №113. -2020. - https://readera.org/trudy-mai/2020-113.
5. Ракета-носитель «Рокот» // https://www.arms-expo.ru/articles/armed-forces/rokot-14a05-raketa-nositel-legkogo-klassa-/.
6. Щурин К.В. Исследование динамических характеристик транспортных средств при ударе через внешнюю подушку безопасности / К.В. Щурин, Н.А. Морозов, Ю.Л. Власов // «Наука и техника транспорта» -№4.-2014.-С.67-71.
7. Патент 2499699 РФ, МПК B60R 21/36 (2011.01) i. Система пассивной безопасности локомотива / К.В. Щурин, В.Т. Исайчев. Приоритет изобретения 26.07.2012; опубл. 27.11.2013. Бюл. №33.