СВЕРХЛЕГКАЯ ДВУХСТУПЕНЧАТАЯ РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ

Полезная модель относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке ракет-носителей.
Уровень техники
В течение последних 10-ти лет наблюдается тенденция к переходу от тяжелых спутников массой несколько тонн к аппаратам микро и нано-классов. Это подтверждается исследованием рынка малых космических аппаратов в ретроспективе 2002-2013 гг. и с прогнозом до 2020 г от консалтинговой компании «02 Консалтинг», а так же при анализе ежегодных таблиц запусков в мартовских номерах энциклопедического журнала «Новости Космонавтики».
Первые космические ракеты большинства стран имели грузоподъемность в десятки килограммов, но, затем, развитие спутниковой техники привело к увеличению размеров, стартовой массы и стоимости ракет-носителей. Несмотря на продолжающуюся тенденцию укрупнения и удорожания части спутников, новый виток развития привел к появлению большой номенклатуры полезных нагрузок малого и сверхмалого размера. В создании аппаратов подобных классов участвуют как частные и государственные компании, так и учебные заведения. Эти полезные нагрузки остались без поддержки соответствующих средств выведения, из-за укрупнения ракет-носителей.
Современные отечественные средства выведения легкого класса имеют избыточную полезную нагрузку для выведения на орбиту единичных микро и нано-спутников, что приводит к необходимости кластерных пусков.
Подобная практика неудобная для заказчиков запусков отдельных аппаратов.
С учетом того, что современные наноспутники имеют массу от 1 до 10 кг, а микроспутники от 10 до 100 кг, назревает острая необходимость создания легкой и сравнительно недорогой ракеты специально для подобных космических аппаратов.
В настоящий момент множество стран и частных компаний проводят работы по данному направлению, однако не одна страна или частная фирма не обладает легкой и сравнительно недорогой ракетой.
В случае использования ракет среднего класса для попутного запуска микро и наноспутников, нередко возникает ситуация, когда задержка с созданием основной полезной нагрузки приводит к тому, что сроки запуска попутных нагрузок срываются. Период ожидание зачастую оказывается больше чем время работы спутника на орбите. Соблюдение графика выведения особенно критично при развертывании орбитальных группировок, состоящих из нескольких аппаратов.
Из уровня техники известна конверсионная военная трехступенчатая космическая ракета-носитель “Рокот”, созданная на базе подлежащих ликвидации межконтинентальных баллистических ракет УР-100Н УТТХ. Грузоподъемность - 2300 кг на низкую околоземную орбиту. Ракета была сконструирована в соответствии с заданием на межконтинентальную баллистическую ракету с долгим сроком боевого дежурства, малым временем на подготовку к пуску и максимальным отношением забрасываемой массы к стартовой, из-за чего стоимость ракеты сильно возросла. Ракета использует высокотоксичные топливные компоненты - НДМГ (Несимметричный диметилгидразин) + AT (Азота Тетраоксид). На первой ступени используется двигательная установка, состоящая из трех двигателей РД-0233 и одного двигателя РД-0234, на второй ступени - двигатель РД-0235. В качестве третьей ступени используется вновь изготавливаемый ракетный блок «Бриз-КМ» с двигателем С5.92. Таким образом, на ракете используется три разных типа двигателей - нет унификации двигательной установки по ступеням ракеты. Для управления вектором тяги используется отклонение основных камер - энергетически максимально выгодное решение, но дорогое и сложное в исполнении. Для увеличения забрасываемой массы используются фрезерованные баки с вафельной структурой стенок, что сильно удорожает их изготовление. Наличие специального разгонного блока для улучшения энергетических характеристик баллистической ракеты для превращения ее в космический носитель, увеличивает стоимость, усложняет конструкцию и снижает надежность всего носителя. Также следует учесть, что МБР УР-100Н УТТХ в настоящий момент не производится, таким образом, предположительно, проект использования ракеты-носителя «Рокот» может быть закрыт в течение ближайших 5 лет.
Известна трехступенчатая ракета-носитель легкого класса «Союз-2.1в», которая выбирается в качестве прототипа решения. Грузоподъемность - 2800 кг на низкую околоземную орбиту. Ракета использует экологически безопасные топливные компоненты. Однако конструкция ракеты является компромиссной из-за необходимости использования стартового комплекса ракет семейства Р-7, в результате, параметры далеки от оптимальных. На первой ступени используется ракетный двигатель НК-33, который в настоящий момент не производится. Для управления вектором тяги используется отклонение камер специального рулевого двигателя РД-0110Р. Двигатели НК-33 и РД-0110Р, работая в составе одной ступени, и не имея возможности работать независимо, тем не менее, используют два раздельных ТНА, что также является компромиссным решением. Пневмонасосный агрегат не используется. Высокая цена запуска обусловлена несколькими факторами:
A) на первой ступени используется 2 различных двигателя НК-33-1 и РД0110Р (который создан специально для этой ракеты),
Б) на второй ступени используется двигатель РД-0124,
B) на 1-ой и на 2-ой ступенях ракеты используются разные сорта керосина - Т-1 и РГ-1,
Г) на 1-ой и на 2-ой ступенях ракеты используется жидкий кислород с разной температурой - на 1-ой ступени переохлажденный для двигателя НК-33-1, на второй ступени обычный жидкий кислород,
Д) в разгонном блоке «Волга» этой ракеты (3-я ступень) в штатной комплектации используется двигатель на высокотоксичных ядовитых для человека топливных компонентах НДМГ (Несимметричный диметилгидразин) + АТ (Азота Тетраоксид).
Итого получается 6 разных топливных компонентов, а также 2 разных газа наддува ракетных агрегатов и 4 разных двигателя на ракете, 2 двигателя на первой ступени, один на второй и один на третьей (разгонный блок Волга). Перечисленные выше факторы создают низкое удобство в обслуживании и при запуске.
В предлагаемом решении используется, пневмонасосный агрегат, который состоит из двух (или большего числа) емкостей высокого давления, которые работают поочередно, в первом такте в первой емкости низкое давление вытесняющего газа, и она наполняется компонентом топлива из большого бака, а во втором - в емкости высокое давление вытесняющего газа, и он вытесняет компонент топлива в двигатель. Пневмонасосный агрегат является машиной объемного действия, сродни обычному поршневому насосу, но в нем нет поршней, и вообще, движущихся элементов, кроме клапанов. Турбонасосный агрегат является машиной инерционного действия, в которой вращающееся колесо придает кинетическую энергию жидкости, которая затем выходной улиткой преобразуется в потенциальную энергию.
Следует отметить, что серийно ни один ракетный двигатель (в космической отрасли) с пневмонасосным агрегатом не выпускался и не выпускается. Хотя во время разработки советской лунной программы Н-1-Л-3 для лунного посадочного корабля ЛК предлагался (и был разработан) двигатель с пневмонасосом, а в наше время предлагался похожий двигатель с пневмонасосом для верхней ступени европейской РН легкого класса «Вега», но ни один из этих проектов воплощен не был - в лунном корабле был использован «классический» ТНА, а в ракете «Вега» - обычная вытеснительная подача.
Техническая задача
Технической задачей упрощение конструкции ракеты-носителя за счет унификации элементов. Технический результат совпадает с технической задачей.
Решение
Для решения поставленной задачи предлагается ракета-носитель, включающая первую ступень, по крайней мере, с 4 рулевыми камерами от серийно выпускаемого двигателя, вторую ступень, по крайней мере, с 1 рулевой камерой, идентичной камерам первой ступени, пневмонасосный агрегат для подачи топлива, причем в настоящем описании предполагается, что используются рулевые камеры РД-108А.
Ракета-носитель может быть изготовлена с газовыми соплами для управления траекторией полета.
Перечень фигур
На фиг. 1 изображена схема ПНА.
Раскрытие решения
Решение основывается на использовании рулевых камер от серийного, освоенного в производстве, ракетного двигателя с высокой степенью надежности, специальной системы подачи топлива с использованием пневмонасосного агрегата, максимально упрощенных технологических решений, а также использованием системы управления собственной разработки.
На первой ступени ракеты предполагается использовать 4 рулевые камеры от двигателя РД-108А совместно с ПНА (пневмонасосным агрегатом) собственной разработки. Жидкостный ракетный двигатель РД-108А использует в качестве топлива экологически безопасные компоненты - кислород и керосин. Данный двигатель серийно производится с 1957 года и успел продемонстрировать свою надежность. Благодаря серийности двигатель имеет сравнительно низкую стоимость.
На второй ступени предполагается использовать двигатель на основе одной рулевой камеры от двигателя РД-108А с установленным теплообменником и сопловым насадком из УУКМ для увеличения удельного импульса. Подача топлива - специально разработанным пневмонасосным агрегатом.
Пневмонасосный агрегат (ПНА), показанный на фиг. 1, состоит из клапана подачи компонента топлива 1, клапана подачи газа наддува 2, камеры сжатия компонента топлива 3, клапана выдачи отработанного газа наддува 4, камеры рабочего давления компонента топлива 5 и выпускного клапана топлива 6. Цикл работы ПНА состоит из двух тактов. На первом такте клапаны 1 и 4 открыты, клапаны 2 и 6 - закрыты, происходит подача компонента топлива в камеру сжатия, из которой выходит оставшийся газ наддува. Во время второго такта клапаны 1 и 4 закрыты, а клапаны 2 и 6 - открыты, происходит вытеснение компонента топлива под рабочим давлением газа наддува из камеры 3 в камеру 5, откуда он выдается для дальнейшего использования в ракетном двигателе.
Примеры
РН «Алдан» состоит из двух ракетных блоков, соединенных по тандемной схеме. На всех ступенях используются ЖРД на экологически безопасных компонентах топлива: окислитель - жидкий кислород, горючее - керосин.
Ракетный блок первой ступени состоит из переходного отсека, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека. Баки окислителя и горючего - цилиндрические, гладкие, из алюминиевого сплава АМг6. Хвостовой отсек включает в себя бак жидкого азота, и маршевый ЖРД. ЖРД создан на основе рулевых камер от РД-108А, в качестве системы подачи топлива используется ПНА. Наддув баков и питание ПНА осуществляется за счет газификации жидкого азота.
ПНА состоит из двух камер, соединенных между собой и с трубопроводами подачи жидкости и газа наддува с помощью двух клапанов (трехпозиционных). Объем нижней камеры вдвое больше объема верхней. Цикл работы - двухтактный. На первом такте верхняя камера заполняется топливом. После ее заполнения происходит переключение клапанов: верхняя камера соединяется с нижней, и на втором такте в нее начинается подаваться газ под рабочим давлением топлива. После опорожнения верхней камеры цикл повторяется.
Управление на этапе полета первой ступени по всем трем осям осуществляется за счет использования рулевых сопел на отработанном газе ПНА.
Ракетный блок второй ступени состоит из приборного отсека, бака окислителя, межбакового отсека, бака горючего и хвостового отсека. Баки окислителя и горючего -цилиндрические, гладкие, из алюминиевого сплава АМг6. В хвостовом отсеке находится маршевый ЖРД, созданный на базе рулевой камеры от РД-108А, и баки жидкого азота для наддува и обеспечения работы ПНА для подачи топлива.
Управление по всем трем осям осуществляется за счет использования рулевых сопел на газе ПНА.
Разделение ступеней происходит по холодной схеме, с использованием разрывных пироболтов и рулевых газовых сопел (с использованием газа из системы ПНА) для осадки топлива. При этом газовые сопла обладают наибольшим быстродействием по изменению тяги, по сравнению с любыми другими ракетными двигателями. Это позволяет для управления использовать релейный закон (вкл. И выкл.), а не пропорциональный, что увеличивает надежность как исполнительного устройства, так и управляющего алгоритма. Качание камер ЖРД и целиком всего ЖРД используется для управления вектором тяги, так как требуемая траектория полета отличается от прямолинейной, и от той, которая формируется при отсутствии управления. Качание камер ЖРД используется на больших ракетах потому, что это способ с наименьшими потерями тяги, но он конструктивно сложен и требует больших и мощных управляющих машин с гидравлическим приводом.