Изобретение относится к ракетно-космической технике, а более точно к ракетно-космической системе, предназначенной для запуска и выведения на орбиту космических объектов (полезных грузов) различного назначения, а также возвращения с орбиты на Землю космических объектов с помощью пилотируемого или грузового кораблей, входящих в состав ракетно-космической системы.
В настоящее время в мировой практике известны различные ракетно-космические системы, которые включают в себя стационарный наземный стартовый комплекс (НСК) и ракету-носитель (РH), имеющие разное количество ступеней.
В частности, известна многоразовая транспортная космическая система США (Space Shuttle). Эта система имеет в первую ступень, включающую баки для топлива и окислителя, и третью степень (орбитальную), выполненную в виде транспортного корабля. Твердотопливные блоки, закрепленные к центральному топливному баку симметрично с обеих сторон, после окончания работы сбрасываются. Транспортный корабль установлен на верхней поверхности кормовой части центрального бака. Двигательная установка этого корабля включает маршевые жидкостно-ракетные двигатели (ЖРД) и ЖРД для выполнения маневра в космосе, ориентации и стабилизации, а также два твердотопливных двигателя для аварийного спасения экипажа при старте и на активном участке траектории выведения. Система управления расположена на борту транспортного корабля. Для управления транспортным кораблем в плотных слоях атмосферы по тангажу, крену и рысканию служат элевоны и киль с рулем поворота. В передней части корпуса транспортного корабля расположена кабина экипажа, между кабиной экипажа и килем на верхней поверхности корпуса расположен отсек для полезной нагрузки. Для посадки транспортного корабля имеется трехопорное шасси.
Несмотря на все преимущества, которая имеет эта система, в то же время она содержит и недостатки, выражающиеся, в частности, в использовании твердотопливных двигателей на первой ступени, что в значительной мере снижает энергетический импульс в целом. Запуски такой космической системы могут производится лишь в ограниченном диапазоне азимутов пуска. Конструктивная схема центрального бака довольно громоздка, так как в нее входят мощные силовые элементы и в полете он нагружен большими сосредоточенными силами. Двигатели и центральный бак имеют большой вес и габариты, что затрудняет их транспортировку на полигон со сборочных заводов.
Надо отметить что при вертикальном старте такой ракеты требуется большая тяговооруженность, то есть мощные ракетные двигатели и сложный, громоздкий и дорогостоящий стартовый наземный комплекс стационарного типа. Все это увеличивает затраты на разработку и сроки разработки, а также стоимость пуска.
Более совершенная конструкция воздушно-космической системы описана в авторском свидетельстве СССР N 5806966, кл. B 64 G 1/14. Многоразовая система содержит наземный стартовый комплекс и первую и вторую ступень ракеты-носителя с транспортным космическим кораблем. В этой космической системе обе ступени и транспортный корабль выполнены возвращаемыми. Корпус (фюзеляж) и крыло ступеней и корабля в конструктивно-компоновочном плане представляет собой единое целое крыло-корпус. Обе ступени и транспортный корабль в плане имеют вид окружности или эллипса. Первая ступень ракеты имеет плоскую верхнюю поверхность, имеющую возможность стыковки с нижней поверхностью второй ступени ракеты. Стыковки ступеней и их центрирование производится с помощью унифицированных стыковочных узлов и центрирующих элементов. Транспортный космический корабль установлен в центре второй ступени и закреплен с пороговыми топливными баками, которые сами установлены на выдвижной платформе второй ступени. В центре транспортного корабля расположен отсек для полезной нагрузки. Воздушно-космическая система снабжена основными и вспомогательными двигательными установками, системами управления, аэродинамическими поверхностями и воздушными рулями для стабилизации и управления в атмосфере. Для стабилизации центра тяжести в полете, а также для удобства размещения полезного груза, оборудования, аппаратуры, систем и коммуникаций баки транспортного космического корабля выполнены соответственно в форме тора и расположены симметрично относительно соответствующих вертикальных осей. Конструктивно-силовые схемы первой, второй ступени и транспортного корабля идентичны и укрупненно включают в себя продольный и поперечный силовой набор (стрингеры, шпангоуты и т.д.). Такая компоновка рассмотренной космической системы обеспечивает ее высокие аэродинамические и летные характеристики. Использование жидкостных реактивных двигателей позволяет значительно увеличить энергетический ресурс системы.
Известна ракетно-космическая система, содержащая наземный стартовый комплекс и ракету-носитель с двигательными установками. Первая ступень ракеты-носителя снабжена кабиной пилотов и выполнена спасаемой в виде расположенных по окружности ракетных блоков. Ступень снабжена аэродинамическими поверхностями, установленными с возможностью изменения конфигурации ступени (патент США N 4834324, кл. B 64 G 1/14, 1989).
В то же время надо отметить, что описанные выше конструкции космических систем не учитывают целого ряда проблем, возникающих в последнее время. К ним можно отнести, например, проблему космических транспортных услуг, которая должна сочетать в себе для успешного ее решения целый ряд факторов. Основные из них это максимальная мобильность системы, возможность широкого маневра, начиная от завода изготовителя и подвижного стартового комплекса до серийно изготовляемых ракет-носителей, обладающих большой степенью многоразовости входящих в ее состав элементов.
В основу изобретения положена задача создания ракетно-космической системы с таким конструктивным выполнением входящих в нее наземного стартового комплекса и ракеты-носителя, которое позволит обеспечить пуски с различных стартовых полигонов в любых точках мира, без нарушения экологического равновесия, а также возможность выведения на орбиту в короткие сроки полезных нагрузок для создания космических объектов сверхтяжелого веса.
Эта задача решена тем, что в ракетно-космической системе, содержащей наземный стартовый комплекс и трехступенчатую ракету-носитель с основными и вспомогательными двигательными установками, при этом первая ступень ракеты-носителя выполнена спасаемой в виде расположенных по окружности и соединенных между собой ракетных блоков и снабжена кабиной пилотов со средствами аварийного спасения и аэродинамическими поверхностями, установленными с возможностью изменения конфигурации ступени для создания подъемной силы, стабилизации и управления а атмосфере, согласно изобретению наземный стартовый комплекс выполнен в виде жестко связанных между собой модулей, каждый из которых имеет самостоятельное функциональное назначение, вторая ступень размещена в центре между блоками первой ступени, а третья ступень состоит из двух автономных частей, одна из которых является пилотируемым кораблем, а другая грузовым транспортным кораблем.
Целесообразно, чтобы один из пусковых модулей был выполнен в виде стартового стола, установленного на силовой платформе, с возможностью рассредоточения нагрузок по наземному стартовому комплексу.
Один из частных случаев изобретения предусматривает, что аэродинамические поверхности первой ступени выполнены в виде крыльев и поворотных стабилизирующих килей с установленными на них турбовентиляторными двигателями.
Другой частный случай изобретения предусматривает, что грузовой транспортный корабль третьей ступени выполнен в виде возвращаемого аппарата, снабженного рулевыми поворотными двигателями мягкой посадки. Приведенные признаки существенны и позволяют решить задачу изобретения.
Конструкция ракетно-космической системы по отношению к наземному стартовому комплексу позволяет выполнить его наиболее приспособленным для мобильного развертывания в любом регионе Земли, включая ее континентальную, морскую, а также воздушную акватории.
Изобретение позволяет использовать имеющиеся взлетно-посадочные полосы аэродромов I и II классов, что в значительной мере снижает затраты как на сооружение пусковых установок, так и на стоимость непосредственно самого пуска.
Изобретение позволяет значительно расширить диапазон действия ракеты-носителя, так как в случае ее использования, например, на различных морских стартовых сооружениях, могут быть задействованы наиболее благоприятные с энергетической точки зрения экваториальные широты.
Изобретение позволяет осуществить посадку грузового корабля в любом необходимом расчетном месте, а также неоднократность его использовать без значительных доработок и модернизации.
На фиг.1 схематично показан общий вид ракетно-космической системы, согласно изобретению, фронтальная проекция; на фиг.2 сечение II-II, показанное на фиг. 1; на фиг.3 схематично показывает I ступень ракеты-носителя, вид в плане, в момент посадки; на фиг.4 грузовой транспортный корабль III ступени, вид сбоку, в момент посадки.
Предложенная ракетно-космическая система (фиг.1-3) включает в себя наземный стартовый комплекс 1, представляющий собой группу компактных модулей 2, каждый из которых имеет самостоятельное функциональное назначение. Модули 2 жестко связаны между собой для установки ракеты-носителя на стартовый стол, удержания ее в вертикальном положении и проведения всех предстартовых операций. При этом, по меньшей мере, один из модулей 2 является стартовым столом, причем под ним установлены стартовые платформы 3, предназначенные для рассредоточения воспринимаемых ими нагрузок при старте ракеты-носителя. Ракета-носитель содержит три ступени. Первая ее ступень имеет изменяемую конфигурацию и конструктивно выполнена в виде расположенных по окружности ракетных блоков 4 (фиг.2), образующих центральную полость, внутри которой размещена вторая ступень ракеты-носителя, выполненная в виде одного ракетного блока 5. Кроме того, первая ступень содержит основные двигатели 6, вспомогательные двигатели (не показаны) и аэродинамические поверхности, представляющие собой консоли 7 крыла для создания подъемной силы, кили 8 для стабилизации, ориентации первой ступени в полете и управляющие элементы 9 для обеспечения горизонтального полета. Кили 8 выполнены поворотными и на них закреплены турбовентиляторные двигатели 10. Для управления полетом первой ступени ракеты-носителя также имеются рулевые двигатели 11, расположенные в ее хвостовой части. Так как первая ступень является многократно используемой, то в ней используется автоматический и ручной способ посадки. В связи с этим, она снабжена кабиной 12 пилотов, оборудованной средствами аварийного спасения.
Вторая ступень ракеты-носителя предназначены для увеличения суммарной скорости полета и выполнена в одноразовом варианте, причем основные двигатели 13 этой ступени имеют повышенный ресурс работы и выполнены идентично основным двигателям первой ступени, с целью их дублирования в случае аварийной ситуации.
Третья ступень ракеты-носителя состоит из двух автономных частей, одна из которых является пилотируемым кораблем 14, а другая грузовым транспортным кораблем 15. Грузовой транспортный корабль 15 третьей ступени выполнен в виде возвращаемого аппарата (фиг.4), снабженного рулевыми поворотными двигателями 16 мягкой посадки. Кроме того он содержит основной двигатель 17 и поворотные аэродинамические стабилизирующие щитки 18. При посадке корабля 15 его ориентация обеспечивается опорами 19.
Работа предложенной ракетно-космической системы осуществляется следующим образом. После изготовления функциональных модулей на заводе-изготовителе они транспортируются к месту старта, где производится их жесткая стыковка в единый наземный стартовый комплекс. Аналогичным способом, в случае необходимости, они могут быть перебазированы в любое место старта. Первая ступень ракеты-носителя с развернутыми несущими и управляющими поверхностями ( фиг. 3) вместе с размещенной в ней второй ступенью с помощью летного экипажа осуществляет самостоятельное перебазирование с завода на место старта. Третья ступень ракеты-носителя доставляется с завода на место старта с помощью транспортных средств. Далее осуществляется горизонтальная стыковка всех элементов ракеты, причем несущие консоли крыла складываются, и установка последней на подъемный ложемент, совмещенный с башней обслуживания. Образованный модуль самостоятельно передвигается в зоне старта и стыкуется к стартовому столу, устанавливая ракету-носитель из горизонтального в вертикальное положение. Затем после завершения всех предстартовых операций подъемный ложемент с башней обслуживания отстыковывается от стартового стола и отводится на безопасное расстояние, а на его место пристыковывается один из компактных модулей наземного комплекса.
Затем производится пуск ракеты-носителя и осуществляется ее вывод на рабочую орбиту. В процессе вывода и при работе основных двигателей первой ступени ее конфигурация остается неизменной. После окончания работы основных двигателей I ступени и разделения ее со второй ступенью, происходит раскрытие консолей 7 крыла и поворот килей 8. При этом в носовой и хвостовой частях ступени имеются надувные обтекатели 20, герметизирующие центральную полость ступени и сопла двигателей от попадания в них камней, пыли и воды при горизонтальной посадке и взлете ступени. В такой конфигурации первая ступень с помощью пилотов осуществляет программный разворот, горизонтальный полет и посадку в расчетное место.
Полет второй ступени осуществляется в соответствии с программой, после чего она отделяется от третьей ступени и уничтожается. Полет третьей ступени может быть реализован в нескольких вариантах. Так как она выполнена из двух автономных частей, то с ее помощью может быть произведена доставка полезного груза на орбиту и с орбиты, а также управляемый полет космического корабля с экипажем.
В результате проведенных исследований было установлено, что стоимость одного пуска предложенной ракетной системы с высокой степенью многоразовости входящих в ее состав элементов составляет около 25 млн.долл. что в пересчете на 1 кг полезной нагрузки составляет около 360 долларов.
Таким образом, как видно, стоимость одного пуска предложенной системы намного дешевле всех известных и эксплуатируемых ракетно-космических систем.
Сущность изобретения: ракетно-космическая система содержит наземный стартовый комплекс и трехступенчатую ракету-носитель с основными и вспомогательными двигательными установками, при этом первая ступень ракеты-носителя выполнена спасаемой в виде расположенных по окружности и соединенных между собой ракетных блоков и снабжена кабиной пилотов со средствами аварийного спасения и аэродинамическими поверхностями, установленными с возможностью изменения конфигурации ступени для создания подъемной силы, стабилизации и управления в атмосфере. Hаземный стартовый комплекс выполнен в виде жестко связанных между собой пусковых модулей, каждый из которых имеет самостоятельное функциональное назначение, вторая ступень размещена в центре между блоками первой ступени, а третья ступень состоит из двух автономных частей, одна из которых является пилотируемым кораблем, а другая-грузовым транспортным кораблем. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.
| Патент США N 4834324, кл | |||
| Нефтяной конвертер | 1922 |
|
SU64A1 |
