СПОСОБ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ РАЗГОНА РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ
METHOD OF CARRYING OUT ACCELERATION OF CARRIER-ROCKETS

Предлагаемое техническое решение относится к ракетной технике, а именно к способам осуществления разгона ракет-носителей (в особенности их полезных нагрузок) на активных участках их траекторий.
Известен способ разгона ракет-носителей и их полезных нагрузок, в соответствии с которым придание им необходимых скоростей осуществляют с помощью мощных последовательно включаемых электромагнитов-ускорителей (см., например, книгу «Труды по ракетной технике», автор К.Э. Циолковский, Москва, изд-во «Оборонгиз», 1947 год, стр.118). Подробное современное описание см. в публикации «Космический старт с помощью модифицированной пушки Гаусса», автор Лапушкин А.Г., www.abifa.ru/conf/start/arhive/13/report/…/a_fbaw.html.
Недостатками этого способа являются высокая сложность технического осуществления и крайне высокие необходимые материальные и финансовые затраты, требующиеся для его реализации. (Именно поэтому указанный способ до сих пор нигде не осуществлен.)
Наиболее близким к заявляемому объекту является способ реактивного (ракетного) разгона ракет-носителей и их полезных нагрузок, в соответствии с которым необходимые усилия (тягу) создают за счет извержения продуктов сгорания компонентов ракетных топлив (КРТ), которые вводят в состав ракеты (см., например, книгу «Механика и теория относительности», автор А.Н. Матвеев, Москва, изд-во «Высшая школа», 1986 год, стр.211-212). Во всех современных ракетах-носителях используется именно и только указанный выше реактивный способ разгона (придания необходимой конечной скорости) их полезным нагрузкам.
МПД
Пн
0
МПД
МПД
МПД
Недостатком данного способа является невысокий массовый коэффициент (К) полезного действия (МКПД), равный отношению массы (М) выводимой на нужную орбиту (траекторию) полезной нагрузки (ПН) к общей стартовой массе (М) ракеты-носителя. Так, например, у лучшей (по К) из современных ракет-носителей легкого и среднего классов - ракеты «Протон-М» - значение К при выведении ПН на низкую околоземную орбиту равно всего 0,031 (3,1%). Наилучшее значение Кмпд было присуще советской ракете-носителю «Энергия» - К=0,043 (4,3%). Указанные данные приведены в публикациях в Сети (соответственно): www.habrahabr.ru/sandbox/81929/ и www.vedomosti.ru/news/11032611/intervyu.
МПД
Целью предлагаемого технического решения является увеличение указанного массового коэффициента (К) полезного действия (либо увеличение скоростей - при прежней массе полезной нагрузки, - достижение которых становится возможным при применении предложенного способа).
Указанная цель достигается за счет того, что при разгоне ракеты-носителя на активном участке траектории, который осуществляют путем продуцирования реактивных сил от действия ракетных двигателей, во время всего того промежутка времени, когда осуществляют разгон, производят постоянное удаление становящихся излишними, избыточными и ненужными для осуществления дальнейшего полета частей баков для компонентов ракетного топлива (в особенности их верхних, уже не несущих компонентов, частей) и излишних частей несущих элементов конструкции ракеты-носителя и сбрасывают их (например, в виде стружки или порошка) во внешнее пространство.
Развитие и усовершенствование способа достигают за счет того, что постоянное ежесекундное удаление становящейся излишней массы ракеты-носителя производят пропорционально текущему общему массовому расходу компонентов ракетного топлива.
Предложенный способ иллюстрируют фиг.1 и фиг.2.
Фиг.1 служит для конкретного пояснения сути предложенного способа. На ней приведен чертеж продольного разреза (вдоль продольной оси) ракеты-носителя.
x
На фиг.2 приведены зависимости для характеристических скоростей (V), достигаемых с помощью «классического» (традиционного, по способу-прототипу) и предложенного способов.
Для осуществления предлагаемого в состав ракеты-носителя (см. фиг.1; на чертеже изображен - чтобы не загромождать его излишними и ненужными в данном случае деталями - только один бак), включающей в свой состав блок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) 1, блок полезной нагрузки (ПН) 2, баки с КРТ (на фиг.1 изображен лишь один из них - бак 3) и силовые несущие элементы 4 и 5 (общее число их может быть равно также 3 или 4), вводят кольцевые (при цилиндрических баках) устройства (6) удаления излишних частей баков, по одному на каждый бак (на фиг.1 изображено только одно из них - устройство 6), скрепленные с подвижными, перемещающимися к блоку 1 по мере опорожнения баков, верхними днищами баков (на фиг.1 изображено одно из них - днище 7 для бака 3) и опирающиеся на кольцевые (по форме баков) опоры-уплотнители 8 (на фиг.1 изображено только одно из них), и устройства 9 и 10, служащие для удаления излишней массы верхних частей соответственно силовых несущих элементов 4 и 5. При необходимости в баках дополнительно размещают (для дополнительной герметизации) легкие оболочки 11 из прочного, эластичного и легко деформирующегося материала, внутри которых находятся запасы КРТ 12.
Верхние (подвижные) днища (7) и кольцевые (по форме баков) уплотнения 8 предназначены для герметизации баков.
Кольцевые (при цилиндрических баках) скользящие уплотнители-герметизаторы (8) выполняют при этом и роль направляющих в соответствующих баках КРТ при перемещении вниз соответствующих верхних днищ баков 7 и скрепленных с ними устройств удаления 6.
При осуществлении предлагаемого способа с помощью устройства 6 удаляют излишние (верхние) части бака 3 и выбрасывают их в виде стружки или мелкого порошка наружу. При этом образуется кольцевое облако (облако сброса) 13. Аналогично - и для иных баков.
Также при осуществлении предлагаемого способа с помощью устройств 9 и 10 удаляют излишние (верхние) части несущих силовых элементов соответственно 4 и 5 и выбрасывают эти излишки в виде стружки или мелкого порошка наружу. При этом образуется струи (струи сброса) соответственно 14 и 15. Устройства 9 и 10 скрепляют с блоком полезной нагрузки 2.
Примеры осуществления способа
Пример 1. При осуществлении предложенного способа в процессе разгона на активном участке траектории верхние части баков (на чертеже изображен - чтобы не загромождать его излишними и ненужными в данном случае деталями - только один бак) - по мере их опорожнения - становятся излишними, а их массы лишь препятствуют более эффективному разгону ракеты-носителя. Поэтому в соответствии с предлагаемым способом сразу после начала активного участка траектории производят (осуществляют) постоянное (в течение всего активного участка траектории) удаление становящихся избыточными (и даже вредными и уже ненужными) частей элементов конструкции: верхних частей баков и верхних частей несущих силовых элементов.
По мере опорожнения баков блок полезной нагрузки смещают вниз и приближают его к блоку ракетных двигателей.
<mrow><msub><mover accent="true"><mi>М</mi><mo>˙</mo></mover><mrow><mi>у</mi><mi>д</mi><mo>.</mo></mrow></msub></mrow>
<mrow><msub><mover accent="true"><mi>m</mi><mo>˙</mo></mover><mi>T</mi></msub></mrow>
Темп удаления (общую ежесекундную массу
всех удаляемых в данную секунду элементов ракеты-носителя) устанавливают пропорциональным общему текущему секундному расходу (
) всех расходуемых компонентов ракетного топлива (КРТ):
где k - коэффициент пропорциональности.
При этом величину указанного коэффициента пропорциональности k определяют по формуле:
удал.общ
где: М - значение общей (т.е. начальной) массы удаляемых за весь отрезок активного участка траектории (данной ступени) частей и элементов топливных баков и силовых (несущих) конструкций;
ТН
М - общая начальная (стартовая) масса всех заправленных в данную (действующую на данном активном участке траектории) ступень ракеты-носителя КРТ.
Пример 2. Разгон ракеты-носителя (его ступеней) осуществляют за счет создания реактивных сил на активном участке траектории и при этом производят удаление становящихся излишними элементов баков для КРТ, но указанное удаление осуществляют пропорционально текущему (мгновенному) значению перегрузок (ускорения) в текущий момент времени.
Пример 3. Разгон ракеты-носителя (его ступеней) осуществляют за счет создания реактивных сил на активном участке траектории и при этом производят удаление становящихся излишними элементов баков для КРТ, но указанное удаление осуществляют по рассчитанной заранее программе, определяемой задачами и целями данного конкретного старта. При этом в процессе разгона программу корректируют в соответствии с текущими параметрами активного участка траектории.
Пример 4. Баки ракеты-носителя выполнены несущими. В этом случае в ее конструкции отсутствуют элементы 4, 5, 9 и 10 (указанные на фиг.1). В полете осуществляют механическое удаление лишь только излишних частей баков - при этом указанные части измельчают в мелкую стружку или в мелкие порошкообразные крупицы - а затем выбрасывают их во внешнее пространство.
Пример 5. Удаление указанных избыточных масс конструкции на активном участке траектории осуществляют последовательно в процессе действия каждой ступени многоступенчатой ракеты-носителя.
x
Для доказательства достижения с помощью предложенного способа заявленной цели ниже приведен вывод формулы для вычисления конечных (характеристических) скоростей (V), с помощью которой и может производиться оценка эффективности предложенного. Следует отметить, что в рассматриваемом случае формула Циолковского неприменима.
<mrow><msub><mover accent="true"><mi>М</mi><mo>˙</mo></mover><mrow><mi>у</mi><mi>д</mi><mo>.</mo></mrow></msub></mrow>
<mrow><msub><mover accent="true"><mi>m</mi><mo>˙</mo></mover><mi>T</mi></msub></mrow>
При этом примем, что секундное, текущее (в данный момент времени) общее значение удаляемой массы (
) и всех баков и (если баки не являются несущими) частей несущих элементов конструкции пропорционально общему текущему секундному расходу (
) всех расходуемых компонентов ракетного топлива (КРТ):
где k - указанный выше коэффициент пропорциональности.
Это означает, что:
удал.общ
удал.начальн
где: М=М - соответственно общая, удаляемая за все время разгона данной ступени ракеты-носителя, масса и общая начальная, удаляемая в процессе полета, масса данной ступени ракеты-носителя (они, по определению, одинаковы);
ТН
М - общая начальная масса всех КРТ данной ступени.
Используя формулу (37.9) из книги «Механика и теория относительности», автор А.Н. Матвеев, Москва, изд-во «Высшая школа», 1986 год, стр.212, запишем:
где: М - текущее (мгновенное) значение массы всей ракеты-носителя;
u - скорость истечения продуктов сгорания;
v и t - текущие значения скорости и времени полета соответственно.
ТОПЛ.тек
где: М - текущее значение массы КРТ данной ступени (в момент времени t; отсчет времени осуществляют с момента начала активного участка действующей ступени);
удал.тек
М - текущее значение массы удаляемых элементов конструкции;
0
М - общая стартовая масса ракеты-носителя;
ПН
М - масса полезной нагрузки;
РД
М - масса всех ракетных двигателей данной ступени;
К.ОСТ
М - масса остаточной части конструкции ступени, т.е. тех ее частей, которые не удаляют при осуществлении предложенного способа (днищ баков, локальных систем управления и т.п.);
ОСТ
ПН
М - остаточная масса ракеты-носителя после окончания действия данной ступени (при этом для многоступенчатых ракет-носителей в состав полезной нагрузки (М) включают и массу всех вышерасположенных ступеней).
<mrow><msub><mover accent="true"><mi>m</mi><mo>˙</mo></mover><mi>T</mi></msub><mo>∗</mo><mi>k</mi><mo>∗</mo><mi>t</mi></mrow>
Следует особо отметить, что ввиду того, что механическим путем удаляемая в процесс разгона и ставшая избыточной масса не вносит никакого вклада в создание реактивных сил, то слагаемое
не должно входить в правую часть формулы (3).
Подставляя (с учетом вышесказанного) значения из (6) в (3), получаем:
Разделяя переменные, получаем:
x
кон
Характеристическая скорость V (для данной, работающей на данном этапе разгона, ступени) достигается при полном исчерпании всех запасов топлива в данной ступени ракеты-носителя и поэтому момент t его (топлива) исчерпания определяется (в общем случае) следующим образом:
Интегрируя (11), получаем:
0
Здесь v начальная скорость ракеты-носителя или ее текущей (работающей на данном этапе разгона) ступени.
0
Для одноступенчатых ракет и для первых ступеней многоступенчатых ракет-носителей при старте с Земли (при v=0) формула (12) приобретет вид:
Для осуществления сравнения заявленного способа и способа-прототипа формула Циолковского должна быть преобразована к следующему виду:
Ц
0
где v - характеристическая скорость (при v=0), достигаемая в соответствии со способом-прототипом.
x0
Ц.
x0
Ц
ОСТ
ТН
На фиг.2 приведены графики зависимостей, v (вычисляется по формуле (12а)) и v (вычисляется по приведенной выше модифицированной формуле Циолковского) от параметра k. Этот параметр определяется степенью совершенства конструкций ракет-носителей. Зависимости v от к соответствует непрерывная кривая, а зависимости v от k - штриховая кривая. При этом было принято, что М=21 тонне, М=120 тоннам, u=4600 метрам в секунду.
В результате сравнения указанных графиков следует сделать следующие выводы:
1) предложенный способ существенно эффективнее способа-прототипа;
2) предложенный способ, при использовании только одноступенчатой ракеты-носителя, на которой используются лишь только жидкий водород и жидкий кислород, позволяет выводить полезные нагрузки на низкие околоземные орбиты;
МПД
x
3) предложенный способ позволяет обеспечить достижение либо не менее чем на 20-30% более высокие значения массового коэффициента (К) полезного действия, либо не менее чем на 20-30% более высокие значения характеристических скоростей v;
x0
x0
4) в частности, достижение v, равной 8100 метрам в секунду, обеспечивается при использовании предложенного способа при k=0,15 (т.е. при массе баков для КРТ, составляющей 15% от массы топлива), а вот для достижения того же значения v при использовании способа-прототипа необходимо, чтобы - при всех остальных неизменных параметрах - масса баков с КРТ была бы равна 3,3% от общей массы топлива, что при современном уровне развития материаловедения просто невозможно.
Итак, предложенный способ позволяет создавать одноступенчатые ракеты-носители, выводящие полезные нагрузки сразу на низкие околоземные орбиты, причем - со значительными массами.
Так, например, возможно использование в качестве единственного разгонного блока такой одноступенчатой ракеты-носителя блока Ц, от разработанной в СССР ракеты-носителя «Вулкан» (см. книгу «Триумф и трагедия “Энергии”», автор - ее главный конструктор Б.И. Губанов, том 3, глава «Перспективный ряд ракет-носителей», раздел, посвященный ракете «Вулкан»; страница не указывается, так как был использован электронно-цифровой вариант книги, свободно распространяемый в Сети). Этот блок (без 8 боковых блоков А) необходимо лишь дооборудовать еще четырьмя ракетными двигателями (желательно, усовершенствованными, разработанными в конце 80-х годов, а не теми, которые использовались в летных образцах ракеты-носителя «Энергия») РД-0120, что необходимо для обеспечения превышения суммарной стартовой тяги от всех восьми РД-0120 стартового веса такой ракеты-носителя.
Усовершенствованный РД-0120 (см. статью «О маршевом кислородно-водородном двигателе РД-0120» на www.buran.ru/htm/11-3.htm) имеет следующие характеристики: тяга у земли - 224 тонны; тяга в вакууме - 230 тонн; удельный импульс у земли - 443 с; удельный импульс в вакууме - 460,5 с.
Стартовая масса указанного (разработанного) блока Ц - 934 тонны; масса конструкции - 89,7 тонн; рабочий запас топлива - 832 тонны (713 тонн жидкого кислорода и 119 тонн жидкого водорода).
К.ОСТ
При предлагаемой модернизации блока Ц - с учетом массы 4 дополнительных РД-0120 и с учетом и того, что при этом при использовании предложенного способа будет реализовано значение k=0,15 (это заведомо завышенная его величина), и того, что масса узлов (устройств) для удаления и сброса избыточной массы и донных частей баков будет равна, например, 12 тоннам (М=12) - общая начальная масса модернизированного блока Ц (без топлива) составит 164,8 тонн; масса его после окончания разгона будет равна 40 тоннам.
В итоге общая стартовая масса (заправленного КРТ) модернизированного блока Ц (без блока полезной нагрузки) станет равной 996,8 тоннам.
x0
МПД
Значение v назначим равным 8000 метрам в секунду. Тогда при скорости истечения продуктов сгорания (u), равной 4500 метрам в секунду, доставляемая при использовании предложенного способа на необходимую траекторию масса полезной нагрузки будет равна 102,278 тоннам, а значение массового коэффициента полезного действия (К) будет равно 0,093 (что более чем в 2 раза больше, чем у ракеты-носителя «Энергия», и в 3 раза больше, чем у «Протона-М»).
Предложенный способ позволяет существенно (по самым грубым оценкам, примерно в 2 раза) уменьшить стоимость космических запусков и, следовательно, существенно снизить удельную стоимость выведения в космос одного килограмма полезного груза.