В настоящее время мировой рынок пусковых услуг по обслуживанию запусков коммерческих космических аппаратов (КА) постоянно расширяется, т.к. он является одним из наиболее рентабельных. Ведущие аэрокосмические фирмы ведут разработки ракетных космических комплексов (РКК) с ракетами космического назначения (РКН), использование которых позволит расширить освоение космического пространства на коммерческой основе. РКК можно разделить на тяжелые, средние и легкие, обеспечивающие запуск КА до 5 т, 2 т и 1 т соответственно на околоземную орбиту. На основе легких РКК осуществляется развертывание глобальных спутниковых систем связи, что обеспечивает устойчивый спрос на этот тип РКК.
Обоснование и выбор наиболее рациональных модификаций ракетных космических комплексов и ракет космического назначения, проводимые в интересах мирового рынка пусковых услуг, тесно связаны с рядом факторов, определяющих, в конечном итоге, для фирмы рамки сферы предоставляемых услуг, фиг. 1. К таким факторам можно отнести:
- целевое назначение космической системы;
- типы и характеристики РКК и РКН;
- экологическая безопасность;
- финансовые ограничения;
- роациональная совокупность параметров КА и их орбит;
- преимущества РКН с ракетными двигателями на твердом топливе (РДТТ).
Анализ целевого назначения космических систем показывает, что разработчик может предоставлять услуги широкого спектра, в том числе обеспечение беспрерывной связи между отдельными районами земного шара, исследование состояния верхних слоев околоземной атмосферы, прогнозирование чрезвычайных ситуаций мирового масштаба и т.д.
Реализация предоставления услуг во многом определяется выбором типа РКК и характеристиками районов его возможного базирования, трассами полета КА над земной поверхностью, зонами падения отделяющихся частей ракет и т.п., которые, в свою очередь, зависят от массово-габаритных характеристик РКК и РКН, количества маршевых ступеней, типа топлива и т.д.
Выполнение требований по экологической безопасности на Земле, в атмосфере и космическом пространстве в немалой степени зависят от степени надежности РКН, а также типа топлива и состава продуктов сгорания. Из практики известно, что экологически более безопасными продуктами сгорания обладают РКН на жидком топливе. В то же время по эксплуатационным показателям, а также по воздействию отработанных ступеней на окружающую среду при падении их на землю более предпочтительными считаются РКН с ракетными двигателями на твердом топливе (РДТТ).
Учитывая, что разработка и применение ракетных космических комплексов проводится в условиях финансовых ограничений, немаловажную роль играет подход к выбору технических решений по РКН. В ряде случаев экономически более выгодным является применение ранее разработанных и находящихся в эксплуатации ракет в составе боевых ракетных комплексов. В этих случаях производится переоборудование боевых ракет в РКН путем доработок, в основном, доводочных ступеней и головного обтекателя. Иногда более целесообразным является принятие специальных технических решений новой разработки с использованием перспективных технологий. В таких случаях можно ожидать, например, для РКН в составе легкого РКК увеличение энергетических возможностей на 20.. .25%, при соответствующем увеличении финансовых затрат.
Одной из характерных особенностей современного этапа развития освоения околоземного космического пространства является запуски широкой номенклатуры легких КА массой 50...1000 кг. В зависимости от потребного количества КА на рынке конкурируют между собой два основных направления по предоставлению пусковых услуг. Одиночные запуски КА могут быть осуществлены в основном с помощью РКК легкого типа. В случаях, когда потребное количество одновременно находящихся на орбите составляет десятки и в перспективе сотни КА, могут применяться РКК среднего типа для осуществления групповых запусков (5...6 и более). Что касается совокупности основных параметров КА и их орбит, то они выбираются в соответствии с конкретным целевым назначением фирмой-разработчиком РКК, предоставляющей пусковые услуги.
Например, для исследования верхних слоев атмосферы земли производят запуски не пилотируемых КА на круговые околоземные орбиты с наклонением около 98o на высоты до 1000 км, массой 200...300 кг.
Для РКН с РДТТ существует ряд преимуществ по сравнению с широко используемыми в настоящее время ракетами на жидком топливе. Эти преимущества заключаются в следующем: нет потребности в специальном космодроме со сложным технологическим оборудованием; РКН с РДТТ можно запускать с любого места, куда может быть она доставлена с пусковым стендом; высокая степень готовности к старту, т.к. отсутствует необходимость заправки компонентами топлива. Кроме того, экспертный анализ показал, что эксплуатация РКН с РДТТ экологически существенно более чистая по сравнению с РКН на двигателях с токсичным жидким топливом. Так, в процессе предстартовой подготовки при обслуживании ракетных двигателей на жидком топливе происходит утечка ядовитых компонентов и тем самым происходит загрязнение окружающей среды в районе стартовой позиции космодрома, что отсутствует при предстартовой подготовке РКН с РДТТ. При падении отработанной ступени с двигателем на жидком топливе происходит разбрызгивание остатков топлива в радиусе до 20 км. Остатки топлива в баках и в системах подачи его для двигателей жидкостных ракет являются их особенностью, а с точки зрения экологической чистоты существенным недостатком, в то время как в отработанных двигательных установках на твердом топливе они отсутствуют, т.к. выгорание твердого топлива происходит полностью.
Вышеприведенные рассуждения нисколько не умаляют необходимость применения жидкостных ракет (ракеты с двигателями на жидком топливе незаменимы, например, при запуске пилотируемых космических аппаратов, т.к. у них более низкие значения перегрузок на активном участке траектории (АУТ) по сравнению с РКН с РДТТ), а эти рассуждения показывают, что наряду с ракетами с двигателями на жидком топливе могут быть широко использованы в космической технике и ракеты с РДТТ.
В НТЦ "Комплекс-МИТ" проведен анализ международного рынка пусковых услуг по выводу на околоземную орбиту КА и установлено, что наиболее емким рынок пусковых услуг является по выводу легких КА с использованием РКН с РДТТ в составе легкого транспортабельного РКК. Также в результате анализа установлено, что рентабельным является переоборудование боевых ракет, выводимых с боевого дежурства по окончании срока эксплуатации, и создание на их основе РКН с четырьмя (пятью) маршевыми ступенями.
Выбранное направление научной и практической деятельности потребовало решения следующих фундаментальных взаимосвязанных научных и конструкторских проблем, к которым относятся:
- разработка методологии переоборудования боевых ракет в ракету космического назначения;
- проектирование и оптимизация РКН, максимально приспособленной к транспортированию в собранном виде и требующей минимального предстартового обслуживания;
- разработка и оптимизация транспортабельного ракетно-космического модуля (РКН в транспортно-пусковом контейнере (ТПК));
- разработка транспортабельного пускового стенда;
- разработка технологии транспортирования РКК, пускового стенда и наземного оборудования к месту пуска РКН;
- разработка технологии подготовки стартовой площадки и наземного оборудования к пуску РКН;
- разработка способа управления РКК;
- разработка технологии сборки РКН с ТПК;
- разработка способа доставки КА посредством РКН с РДТТ на околоземную орбиту;
- проектирование вновь разрабатываемых элементов РКН: доводочной ступени, головного обтекателя, адаптера и т.д.;
- разработка норм прочности и методик расчета РКН, содержащей элементы как вновь разработанных, так и заимствованных с боевых ракет с выработанным ресурсом;
- разработка наземных и летных испытаний;
- разработка технологии предоставления заказчику услуг, с обоснованием его требований по высоте, форме орбиты и безопасным зонам падения отработанных ступеней.
При разработке РКК решены новые фундаментальные научные задачи, без которых создание транспортабельного РКК было бы невозможным.
Решена новая фундаментальная задача баллистики по обеспечению требуемой точности вывода КА с использованием доводочной ступени с двигателем коррекции на твердом топливе.
Решена новая задача по расчетам прочности РКН с РДТТ, содержащей элементы новой разработки и с выработанным ресурсом.
Решена задача по определению оптимальных параметров РКН по увязке ранее разработанных узлов боевых ракет и вновь разработанных узлов.
Разработана статистическая модель по обработке имеющихся результатов испытаний до разрушений элементов и узлов, заимствованных с боевых ракет, что позволило увеличить для заимствованных элементов и узлов допустимые нагрузки и вследствие этого - использовать их в составе более нагруженных РКН семейства "Старт".
Разработана уникальная технология создания высокочистой среды в объеме головного блока (между КА и головным обтекателем), что позволило предложить пусковые услуги по выводу КА с высокоточной оптикой.
Решены новые задачи аэродинамики, колебаний и управления, позволившие обеспечить управляемость 4-х и 5-и ступенчатых ракет семейства "Старт" с относительными длинами (отношение длины ракеты к ее миделю), существенно превышающими аналогичные параметры ранее разработанных ракет.
Решены задачи газодинамики и старта ракеты с не работающей двигательной установкой первой маршевой ступени из транспортно-пускового контейнера.
Решены новые задачи по инженерному оборудованию стартовой площадки, обеспечивающие необходимую точность прицеливания.
Решена организационная задача по определению состава наземного оборудования, приспособленного к транспортированию и обеспечивающего выполнение всех работ по запуску.
Решены новые задачи баллистики по выбору направления запуска, обеспечивающего требование безопасности по зонам падения отработанных ступеней ракеты.
Решены новые задачи по разработке бортового и наземного цифровых вычислительных комплексов, аппаратуры бортовой и наземной систем управления и программных продуктов, обеспечивающих управление РКК как в режиме регламентных проверок, так и в режиме пуска.
В принципе возможно создание для конкретного КА оптимальной по массе и ряду других параметров РКН для выведения КА на околоземную орбиту с использованием ракетных двигателей на твердом топливе, однако, процесс создания РДТТ достаточно длителен и требует значительных затрат материальных ресурсов на проектирование, разработку технологий, изготовление, наземные и летные испытания, поэтому представляет интерес использовать ранее созданные баллистические боевые ракеты.
В настоящее время известны способы модернизации ранее разработанных ракет путем изменения конструкции, например, адаптера, соединяющего КА с РКН. Известны также попытки использования существующих боевых ракет с двигателями на жидком топливе для вывода полезного груза на орбиту (ракета "Циклон"). Недостатком такого подхода является невозможность улучшения параметров РКН, например, увеличение массы выводимого полезного груза. Так же все разработанные боевые ракеты с двигателями на жидком топливе можно использовать для вывода КА, а ранее разработанные баллистические боевые ракеты с РДТТ вообще нельзя использовать в этих целях (даже с доработками) из-за нехватки энергетики.
Так трехступенчатая ракета Eagle (США) создается с использованием двигательных установок, разработанных для МБР М-Х. Двигатели нижних ступеней созданы на базе ДУ второй ступени МБР, при этом на первой ступени увеличена длина и масса топлива, уменьшено расширение сопла. В качестве третьей ступени используется жидкостная двигательная установка боевой ступени МБР. К недостаткам технического решения по переоборудованию МБР М=Х относится необходимость доработки первой маршевой ступени, т.е. фактически разработка новой первой маршевой ступени.
В качестве аналога рассмотрим ракету Conestoga-1620, созданную с использованием РДТТ семейства Castor-4, ранее разработанных в качестве стартовых для ракеты Delta. Конструктивно ракета Conestoga-1620 представляет собой пакет из шести двигательных установок первой и второй ступеней, установленных вокруг третьей ступени. Четвертая ступень Star-48B расположена впереди третьей ступени. [Экспресс-информация "Астронавтика и ракетодинамика" N 35/88, М., 1988, С. 19-22]. Недостатком этой ракеты является невозможность ее использовать для транспортирования в собранном виде из-за увеличенных габаритов пакетной схемы компоновки.
В качестве ближайшего аналога - прототипа рассматривается способ переоборудования боевых твердотопливных ракет SPARTAN и SPRINT в трехступенчатую твердотопливную ракету HEDI США. Способ основан на том, что от ракеты SPARTAN берут первую маршевую ступень с модифицированным двигателем, а от ракеты SPRINT две маршевые ступени с модифицированными двигателями и разрабатывают доводочную ступень с аппаратом перехватчиком. К недостаткам этого способа относится необходимость доработки двигателей разобранных боевых ракет для обеспечения требуемых характеристик ракеты HEDI и использование в доводочной ступени двигателей коррекции на жидком топливе. [Техническая информация. Серия "Авиационная и ракетная техника", N 7, ЦАГИ, 1988, С. 17]. Доработка двигателей маршевых ступеней требует дополнительных затрат на переоборудование, а использование в доводочной ступени двигателей на жидком топливе специального оборудования на космодроме.
Анализ показывает, что на основе имеющейся номенклатуры баллистических ракет с РДТТ в оборонной области можно создать ракету космического назначения для выведения легких КА на околоземную орбиту с необходимыми для этого эксплуатационными характеристиками и для этих целей могут быть использованы межконтинентальные баллистические твердотопливные ракеты, выводимые из эксплуатации в связи с завершением сроков службы, путем их переоборудования в РКН.
В связи с этим становится актуальной задача разработки технических решений, реализация которых позволяет на базе существующих подвижных ракетных комплексов (РК) межконтинентальных баллистических ракет (МБР) путем их переоборудования создать транспортабельный РКК с РКН для выведения на околоземные орбиты легких КА различного народно-хозяйственного значения.
В НТЦ "Комплекс-МИТ" разработан РКК с РКН семейства "Старт" на основе переоборудования твердотопливных боевых ракет, выводимых с боевого дежурства.
Технические решения, заложенные при создании РКК с РКН семейства "Старт", позволили достигнуть преимущества, представленных на фиг. 2.
Технической задачей, решаемой в данной заявке, является способ переоборудования ранее разработанных твердотопливных баллистических боевых ракет в твердотопливную ракету космического назначения.
Указанная техническая задача решается тем, что способ переоборудования боевых твердотопливных ракет в твердотопливную ракету космического назначения, основанный на разборке боевых твердотопливных ракет и последующей сборке на базе ступеней разобранных ракет твердотопливной ракеты космического назначения с маршевыми ступенями и доводочной ступенью с двигателем коррекции разобранных ракет, согласно изобретению, разбирают две боевые твердотопливные ракеты с тремя маршевыми ступенями и с одной доводочной ступенью каждая, после чего собирают одну твердотопливную ракету космического назначения с четырьмя маршевыми ступенями.
Частные признаки, характеризующие заявляемый способ переоборудования боевых твердотопливных ракет в твердотопливную ракету космического назначения.
Первую боевую твердотопливную ракету разбирают по плоскости соединения третьей маршевой и доводочной ступеней, а от второй боевой ракеты отсоединяют третью маршевую ступень, после чего присоединяют к переднему торцу третьей маршевой ступени второй боевой ракеты вновь разработанный соединительный отсек и присоединяют третью маршевую ступень второй ракеты с указанным вновь разработанным соединительным отсеком к переднему торцу третьей маршевой ступени первой боевой ракеты, а затем к переднему торцу указанного вновь разработанного соединительного отсека присоединяют доводочную ступень, к переднему торцу которой присоединяют головной блок с предварительно присоединенным к нему под его головным обтекателем космическим аппаратом.
В качестве доводочной ступени ракеты космического назначения используют вновь разработанную доводочную ступень.
Во вновь разработанной доводочной ступени применяют приборный отсек с аппаратурой управления и двигатель коррекции доводочной ступени второй боевой ракеты.
Приборный отсек крепят внутри доводочной ступени ракеты космического назначения.
Для разборки используют вторую боевую твердотопливную ракету, третья маршевая ступень которой содержит соединительный отсек, размещенную в нем двигательную установку, а также узлы крепления, при этом присоединяют передние торцы отсоединенных указанных соединительного отсека и двигательную установку к заднему торцу указанного вновь разработанного соединительного отсека.
Задний торец указанного отсоединенного от второй боевой ракеты соединительного отсека присоединяют к переднему торцу третьей маршевой ступени первой боевой ракеты.
Разбирают боевые твердотопливные ракеты, размещенные каждая в своем транспортно-пусковом контейнере.
Ракету космического назначения размещают в доработанном транспортно-пусковом контейнере первой боевой ракеты.
От транспортно-пускового контейнера первой боевой ракеты отсоединяют переднюю крышку.
К транспортно-пусковому контейнеру первой боевой ракеты присоединяют со стороны третьей маршевой ступени боевой ракеты вновь разработанные секции транспортно-пускового контейнера ракеты космического назначения.
Длину вновь разработанных секций транспортно-пускового контейнера ракеты космического назначения назначают как разницу между длиной ракеты космического назначения и длиной первой боевой ракеты.
Последующее после разборки первой боевой ракеты присоединение к ней третьей ступени второй боевой ракеты осуществляют, не извлекая первую боевую ракету из ее транспортно-пускового контейнера.
Внутри вновь разработанной доводочной ступени ракеты космического назначения крепят вновь разработанный контейнер с телеметрической аппаратурой.
После разборки второй боевой ракеты двигательную установку ее третьей маршевой ступени оснащают газореактивной системой ориентации.
Перед присоединением указанного головного блока сначала присоединяют космический аппарат к узлу соединения головного блока через согласующий элемент, после чего закрывают космический аппарат обтекателем головного блока, присоединяют обтекатель к узлу соединения головного блока и присоединяют собранный головной блок к свободному торцу доводочной ступени ракеты космического назначения.
Головной блок присоединяют к ракете космического назначения на стартовой позиции.
После сборки ракеты космического назначения проводят контрольные проверки ее систем с использованием электрического макета космического аппарата.
Переоборудуют боевые ракеты по истечении гарантийных сроков их эксплуатации.
Каждая переоборудованная ракета содержит по три маршевых ступени и по одной доводочной ступени с двигателем коррекции и характеризуются следующими параметрами: L1/L2 = 1,25. . .1,35; D1/D2 = 1,3...1,4; L1/D1 = 9,4...9,6; L2/D2 = 10,4...10,6; M1/M2 = 2,5...3,5; d1/d2 = 1,0...1,3, где Lk - длина; Dk - мидель; Mk - масса; dk - мидель двигателя третьей ступени первой (k = 1) и второй (k = 2) баллистической боевой ракеты соответственно.
Длины вновь разработанной доводочной ступени и головного блока назначают из условия, чтобы отношение длины ракеты космического назначения к длине первой боевой ракеты находилось в пределах 1,3...1,5.
В качестве ближайшего аналога - прототипа рассматривается трехступенчатая твердотопливная ракета HEDI США, содержащая первый и второй модули ранее разработанных боевых твердотопливных и один вновь разработанный модуль с доводочной ступенью и головным блоком, включающим космический аппарат и обтекатель. [Техническая информация. Серия "Авиационная и ракетная техника", N 7, ЦАГИ, 1988, С. 17]. Ракета HEDI обладает недостатками, отмеченными в способе перероборудования боевых твердотопливных ракет - используются двигатели маршевых ступеней ранее разработанных боевых ракет, требующие доработки и соответствующих дополнительных затрат.
Технической задачей, решаемой в данной заявке, является разработка твердотопливной ракеты космического назначения из узлов ранее разработанных баллистических твердотопливных баллистических боевых ракет.
Техническая задача достигается тем, что ракета космического назначения, содержащая первый и второй модули ранее разработанных боевых твердотопливных и один вновь разработанный модуль с доводочной ступенью и головным блоком, включающим космический аппарат и обтекатель, согласно изобретению первый модуль содержит три маршевые ступени первой боевой твердотопливной ракеты, а второй модуль содержит одну маршевую ступень второй боевой твердотопливной ракеты.
Частные признаки, характеризующие заявляемый твердотопливных ракет в твердотопливную ракету космического назначения.
В первом модуле двигательные установки второй и первой маршевых ступеней соединены при помощи первого соединительного отсека, один торец которого скреплен с задним торцом двигательной установки второй маршевой ступени со стороны его соплового блока, размещенного внутри указанного первого соединительного отсека, а другой торец - с передним торцом первой маршевой ступени, на заднем торце которой закреплены решетчатые рули и стабилизаторы, при этом передний торец второй маршевой ступени скреплен с задним торцом двигательной установки третьей маршевой ступени через второй соединительный отсек, а сопловой блок двигателя третьей маршевой ступени размещен внутри указанного второго соединительного отсека.
Во втором модуле использована третья маршевая ступень второй боевой твердотопливной ракеты, двигательная установка которой размещена внутри ее соединительного отсека.
Указанные первый и второй модули соединены по переднему торцу указанной третьей маршевой ступени и по заднему торцу указанного соединительного отсека.
Второй модуль ракеты космического назначения скреплен с торцом вновь разработанного соединительного отсека по контуру, внутреннему по отношению к узлу крепления переднего торца соединительного отсека указанной третьей ступени второй твердотопливной боевой ракеты.
Доводочная ступень ракеты космического назначения содержит соединенные между собой агрегатный, приборный отсеки и платформу, при этом агрегатный отсек и платформа соединены между собой, а приборный отсек закреплен внутри платформы, агрегатный отсек скреплен с торцом указанного вновь разработанного соединительного отсека, а на другом торце платформы закреплен головной блок.
Головной блок содержит адаптер, обтекатель и узел соединения с указанной платформой, при этом адаптер и обтекатель соединены с узлом крепления головного блока к ракете космического назначения, а узлы крепления космического аппарата размещены на адаптере.
На сопловом блоке третьей маршевой ступени первой боевой ракеты закреплена газореактивная система ориентации, содержащая газогенераторы, распределители, сопловые блоки и коллектор, соединяющий их между собой.
Указанный соединительный отсек второго модуля ранее разработанной боевой ракеты содержит силовую оболочку и торцовые шпангоуты, при этом силовая оболочка выполнена из композитных материалов, а торцовые шпангоуты - из алюминиевых сплавов, соединенных с оболочкой заклепочным соединением.
Указанный вновь разработанный соединительный отсек содержит силовую оболочку и торцовые шпангоуты, выполненные из алюминиевых сплавов и соединенные между собой заклепочным соединением, при этом на заднем шпангоуте выполнены отверстия, расположенные на двух концентрических окружностях.
Ракета космического назначения снабжена контейнером с телеметрической аппаратурой, закрепленным внутри указанной платформы.
Ракета космического назначения снабжена опорно-ведущими поясами и платой механической расстыковки коммуникаций бортовой кабельной сети ракеты.
На внешней боковой поверхности двигательной установки первой маршевой ступени размещены два сбрасываемых опорно-ведущих пояса, на двигательных установках второй и третьей маршевых ступеней и указанном соединительном отсеке второго модуля установлено по одному сбрасываемому опорно-ведущему поясу.
Опорно-ведущие пояса выполнены из дугообразных кольцевых секций, соединенных распадающимися узлами крепления.
Плата механической расстыковки коммуникаций бортовой кабельной сети ракеты размещена в доводочной ступени ракеты.
Таким образом, заявляемые способ и ракета космического назначения объединены единым изобретательским замыслом и составляют группу изобретений.
На фиг. 1 изображена схема взаимодействия фирмы - разработчика с рынком предоставляемых услуг.
На фиг. 2 приведены преимущества ракетно-космического комплекса семейства "Старт".
На фиг. 3 изображен первый модуль твердотопливной ракеты космического назначения - три маршевые ступени от первой твердотопливной баллистической боевой ракеты.
На фиг. 4 изображен второй модуль твердотопливной ракеты космического назначения - третья маршевая ступень от второй твердотопливной баллистической боевой ракеты.
На фиг. 5 изображен фрагмент твердотопливной ракеты космического назначения - три маршевые ступени от первой твердотопливной баллистической боевой ракеты с присоединенной третьей маршевой ступенью от второй твердотопливной баллистической боевой ракеты.
На фиг. 6 изображена твердотопливная ракета космического назначения с четырьмя маршевыми ступенями.
На фиг. 7 изображена вновь разработанная доводочная ступень для твердотопливной ракеты космического назначения.
На фиг. 8 изображен вновь разработанный головной блок с предварительно присоединенным к нему под его головным обтекателем космическим аппаратом.
На фиг. 9 изображен фрагмент твердотопливной ракеты космического назначения - двигательная установка третьей маршевой ступени от второй твердотопливной баллистической боевой ракеты, оснащенный вновь разработанной газореактивной системой ориентации.
На фиг. 10 изображена твердотопливная ракета космического назначения с четырьмя маршевыми ступенями в транспортно-пусковом контейнере.
На фиг. 11 изображена твердотопливная ракета космического назначения с четырьмя маршевыми ступенями в транспортно-пусковом контейнере в вертикальном положении на пусковом стенде.
Пример реализации способа переоборудования баллистических боевых ракет в ракету космического назначения.
Способ переоборудования боевых твердотопливных ракет в твердотопливную ракету космического назначения основан на разборке боевых твердотопливных ракет и последующей сборке твердотопливной ракеты космического назначения из ступеней разобранных ракет.
Разбирают две твердотопливные баллистические боевые ракеты с тремя маршевыми ступенями и с одной доводочной ступенью с двигателем коррекции каждая.
Первую баллистическую боевую твердотопливную ракету разбирают по плоскости S1 соединения третьей маршевой и доводочной ступеней, в результате чего образуется первый модуль, фиг. 3. Первый модуль скомпонован по тандемной схеме и состоит из трех двигательных установок на твердом топливе 1, 2 и 3, соединенных между собой соединительными отсеками 4 и 5, и хвостовой отсек 6 с аэродинамическими рулями (стабилизаторами) 7. От второй боевой ракеты отсоединяют третью маршевую ступень, в результате чего образуется второй модуль, скомпонованный по пенальной схеме, и со стыковочной плоскостью S2, фиг. 4. Второй модуль содержит двигательную установку 8, размещенную внутри соединительного отсека 9.
Во втором модуле двигательную установку 8, фиг. 4, третьей маршевой ступени оснащают газореактивной системой ориентации 10, фиг. 4, 5 и 9, а к переднему торцу второго модуля присоединяют вновь разработанный соединительный отсек 11, фиг. 5, 6.
Первый модуль и второй модуль соединяют между собой по плоскостям S1 и S2, т. е. присоединяют второй модуль по заднему торцу его соединительного отсека 9 к переднему торцу двигательной установки 3 третьей маршевой ступени первого модуля.
При переоборудовании используют вновь разработанные: газореактивную систему ориентации 10, фиг. 9, содержащую газогенераторы 12, распределители 13, сопловые блоки 14 и коллектор 15, соединяющий их между собой; доводочную ступень, фиг. 7, со стыковочными плоскостями S4 и S5, содержащую соединенные между собой агрегатный 16, приборный 17 отсеки и платформу 18, двигательную установку коррекции 13 с соплами 20, при этом агрегатный отсек и платформа соединены между собой, а приборный отсек закреплен внутри платформы; головной блок, фиг. 8, со стыковочной плоскостью S6, содержащий адаптер 21, обтекатель 22 и узел соединения 23 с платформой доводочной ступени, при этом адаптер и обтекатель соединены с узлом крепления головного блока к ракете космического назначения, а узлы крепления аппарата космического 24 размещены на адаптере (узлы крепления на фигурах не показаны).
Затем доводочную ступень, фиг. 7, по ее плоскости S4 присоединяют к плоскости S3 вновь разработанного соединительного отсека второго модуля, фиг. 5, а головной блок, фиг. 8, соединяют с доводочной ступенью по плоскостям S6 и S5 соответственно.
Каждая переоборудуемая ракета содержит по три маршевых ступени и по одной доводочной ступени с двигателем коррекции и характеризуются следующими параметрами: L1/L2 = 1,25. . .1,35; D1/D2 = 1,3...1,4; L1/D1 = 9,4...9,6; L2/D2 = 10,4...10,6; M1/M2 = 2,5...3,5; d1/d2 = 1,0...1,3, где Lk - длина; Dk - мидель; Mk - масса; dk - диаметр двигательной установки третьей маршевой ступени первой (k = 1) и второй (k = 2) боевых ракет соответственно. Практика создания РКН показала, что выполнением этих условий достигаются близкие к оптимальным отношения начальной массы первой маршевой ступени к начальной массе второй маршевой ступени, начальной массы второй маршевой ступени к начальной массе третьей маршевой ступени, начальной массе третьей маршевой ступени к начальной массе четвертой маршевой ступени находятся в пределах 2,3...2,9.
Длину вновь разработанной доводочной ступени и головного блока назначают из условия, чтобы отношение длины ракеты космического назначения к длине первой баллистической боевой ракеты находилось в пределах 1,3...1,5.
Последующее описание процесса сборки является конкретизация режима разборки двух твердотопливных боевых баллистических ракет и сборки твердотопливной ракеты космического назначения с четырьмя маршевыми двигателями.
Во вновь разработанной доводочной ступени может в ряде случаев применяться двигательная установка коррекции 19 (фиг. 7) и приборный отсек с аппаратурой системы управления от второй баллистической боевой баллистической ракеты.
Двигательную установку 8, фиг. 5 и 6, третьей маршевой ступени второго модуля вместе с узлами крепления и соединительным отсеком 9, отсоединенными от второй боевой баллистической ракеты, соединяют передними торцами соединительного отсека и размещенной внутри него двигательной установки с задним торцом вновь разработанного соединительного отсека 11, фиг. 5 и 6.
Задний торец отсоединенного от второй боевой баллистической ракеты соединительного отсека 9, фиг. 5 и 6, присоединяют к переднему торцу двигательной установки третьей ступени первого модуля первой баллистической боевой ракеты.
Внутри вновь разработанной доводочной ступени, фиг. 7, ракеты космического назначения крепят вновь разработанный контейнер 26 с телеметрической аппаратурой.
Перед присоединением головного блока 25, фиг. 6, к ракете космического назначения сначала присоединяют космический аппарат 23, фиг. 8, к узлу соединения головного блока через согласующий элемент (адаптер) 21, фиг. 8, после чего закрывают космический аппарат 24 обтекателем 22, фиг. 8, головного блока, присоединяют его к узлу соединения головного блока и присоединяют собранный головной блок к свободному торцу доводочной ступени ракеты космического назначения на стартовой позиции.
После сборки ракеты космического назначения проводят контрольные проверки ее систем с использованием электрического макета космического аппарата.
Переоборудуют баллистические боевые ракеты по истечении гарантийных сроков их эксплуатации.
Для варианта способа переоборудования двух транспортабельных боевых баллистических твердотопливных ракет в транспортабельную твердотопливную ракету космического назначения, фиг. 10, проводят следующие операции. От транспортно-пускового контейнера первой боевой баллистической ракеты отсоединяют переднюю крышку (на фигурах не показана). К транспортно-пусковому контейнеру 27, фиг. 10, первой боевой ракеты присоединяют со стороны третьей ступени боевой ракеты вновь разработанные секции 28. Длины вновь разработанных секций назначают как разницу между длиной ракеты космического назначения и длиной первой боевой ракеты. Разборку первой ракеты и последующее присоединение третьей ступени второй боевой ракеты осуществляют, не извлекая первой боевой ракеты из ее транспортно-пускового контейнера. На фиг. 11 изображена твердотопливная ракета космического назначения с четырьмя маршевыми ступенями в транспортно-пусковом контейнере 29 в вертикальном положении на пусковом стенде 30.
Таким образом показано, что выполняя последовательно указанные в заявке на изобретение операции по разборке двух боевых твердотопливных ракет с тремя маршевыми двигателями и доводочными ступенями каждая на части и последующей сборке из их частей твердотопливной ракеты космического назначения с четырьмя маршевыми ступенями, решают задачу по переоборудованию боевых твердотопливных баллистических ракет в ракету космического назначения.
Пример конструктивного исполнения твердотопливной ракеты космического назначения с четырьмя маршевыми ступенями из узлов ранее разработанных баллистических твердотопливных боевых ракет.
Согласно изобретению твердотопливная ракета космического назначения с четырьмя маршевыми ступенями, фиг. 6, содержит два модуля ранее разработанных боевых ракет и один вновь разработанный модуль, последовательно соединенные между собой, при этом первый модуль, фиг. 3, содержит три маршевые ступени, второй модуль, фиг. 4, содержит одну маршевую ступень, а вновь разработанный модуль содержит доводочную ступень, фиг. 7, и головной блок, фиг. 8, с космическим аппаратом 24.
Первый модуль, фиг. 3, ранее разработанной боевой ракеты содержит три маршевые ступени, двигательные установки второй 2 и первой 1 маршевых ступеней соединены при помощи первого соединительного отсека 4, один торец которого скреплен с двигательной установкой второй маршевой ступенью со стороны его соплового блока, который размещен внутри отсека, а другим торцом - с передним торцом двигательной установки первой маршевой ступени. На заднем торце двигательной установки первой маршевой установки закреплен хвостовой отсек 6, на заднем торце которого закреплены решетчатые рули (стабилизаторы) 7. Передний торец двигательной установки 2 второй маршевой ступени скреплен с торцом двигательной установки 3 третьей маршевой ступени через второй соединительный отсек 5, а сопловой блок двигателя третьей маршевой ступени размещен внутри второго соединительного отсека.
Второй модуль, фиг. 4, ранее разработанной боевой ракеты содержит двигатель 8 третьей маршевой ступени, размещенный внутри соединительного отсека 9 этой боевой ракеты.
Первый и второй модули, фиг. 3 и 4, соединены по переднему торцу S1 двигательной установки третьей маршевой ступени первого модуля ранее разработанной боевой ракеты и по заднему торцу S2 соединительного отсека второго модуля ранее разработанной боевой ракеты.
Передний торец двигательной установки третьей маршевой ступени второго модуля ранее разработанной боевой ракеты, фиг. 4 и 5, скреплен с торцом вновь разработанного соединительного отсека 11 по контуру, внутреннему по отношению к узлу крепления переднего торца соединительного отсека модуля второй ранее разработанной боевой ракеты.
Вновь разработанная доводочная ступень, фиг. 7, содержит соединенные между собой агрегатный 16, приборный 17 отсеки и платформу 18, при этом агрегатный отсек и платформа соединены между собой, а приборный отсек закреплен внутри платформы, агрегатный отсек скреплен с торцом соединительного отсека 11, а на другом торце платформы, фиг. 6, закреплен головной блок 25.
Головной блок, фиг. 8, содержит адаптер 21, обтекатель 22 и узел соединения 23 с платформой, при этом адаптер и обтекатель соединены с узлом крепления головного блока к ракете космического назначения, а узлы крепления космического аппарата 24 размещены на адаптере 21.
На сопловом блоке, фиг. 9, третьей маршевой ступени первой боевой ракеты закреплена газореактивная система ориентации 10, содержащая газогенераторы 12, распределители 13, сопловые блоки 14 и коллектор 15, соединяющий их между собой.
Соединительный отсек 9, фиг. 4, второго модуля ранее разработанной второй боевой ракеты содержит силовую оболочку и торцовые шпангоуты, при этом силовая оболочка выполнена из композитных материалов, а торцовые шпангоуты - из алюминиевых сплавов, соединенные между собой заклепочным соединением (на фигурах не показано).
Соединительный отсек 11, фиг. 5 и 6, содержит силовую оболочку и торцовые шпангоуты, выполненные из алюминиевых сплавов и соединенные между собой заклепочным соединением, при этом на заднем шпангоуте выполнены отверстия, расположенные на двух концентрических окружностях (на фигурах не показано).
Ракета, фиг. 7, снабжена контейнером 26 с телеметрической аппаратурой, закрепленным внутри платформы.
Ракета, фиг. 10, снабжена опорно-ведущими поясами 31, 32, 33, 34 и 35 и платой (на фигурах не показана) механической расстыковки коммуникаций бортовой кабельной сети ракеты. На внешней боковой поверхности, фиг. 10, двигательной установки первой маршевой ступени размещены два сбрасываемых опорно-ведущих пояса 31 и 32, на двигательных установках второй и третьей маршевых ступеней и третьем соединительном отсеке установлено по одному сбрасываемому опорно-ведущему поясу, соответственно 33, 34 и 35. Опорно-ведущие пояса выполнены из дугообразных кольцевых секций, соединенных распадающими узлами крепления (на фигурах не показано).
Ниже приводится описание последовательности необходимых операций для вывода космического аппарата на околоземную орбиту.
На заводе изготовителе после сборки ракеты космического назначения (РКН) и укладки в транспортно-пусковой контнйнер проводят проверку ее на функционирование с пристыкованным к ней электронным макетом космического аппарата (КА) и снаряжают пиросредствами. Ракету космического назначения (РКН) транспортируют на стартовую площадку в транспортно-пусковом контейнере без головного обтекателя и космического аппарата. Транспортирование может осуществляться железнодорожным, морским и автодорожным транспортом. Место старта выбирают с географическими координатами из условия обеспечения расчетных параметров орбиты космического аппарата. На стартовой площадке космический аппарат и головной обтекатель собирают в единый головной блок, после чего пристыковывают его к РКН.
Команда на пуск РКН подается при нахождении ее в горизонтальном положении. По команде пуск осуществляется вертикализация ракеты. Выход ракеты из ТПК осуществляют с неработающей двигательной установкой ракеты путем создания избыточного давления в объеме ТПК между нижним торцом ракеты и днищем, а днище при этом выдвигается и опирается на земную поверхность. Запуск двигателя первой маршевой ступени РКН осуществляют после выхода ее из транспортно-пускового контейнера. По мере выхода за срез ТПК опорно-ведущих поясов РКН происходит их сброс.
Космический аппарат выводят в расчетную точку траектории в два этапа на твердотопливной ракете - носителе, при этом на первом этапе осуществляют выгорание топлива в ее маршевых ступенях 1, 2, 3, кроме последней 8, до минимального расчетного значения тяги, находящейся в пределах от 0,5 до 1% номинальной тяги двигателя соответствующей маршевой ступени и с последовательными временными паузами между окончанием работы каждой ее предыдущей маршевой ступени и началом работы каждой ее последующей маршевой ступени. На последней паузе осуществляют сброс головного обтекателя, а управление ракетой осуществляют с помощью двигателя малой тяги в виде газо-реактивной системы ориентации. Перед сбросом головного обтекателя сначала ракету отклоняют на расчетный угол в плоскости, содержащей продольную ось ракеты (расчетный угол отклонения ракеты перед сбросом головного обтекателя находится в пределах 15 - 20o), с помощью импульса сил толкателей на высоте более 100 км сообщают головному обтекателю скорость относительно ракеты, а затем через расчетное время отклоняют ракету (через 10 - 15 с после сброса головного обтекателя) на новый расчетный угол (ракету после сброса головного обтекателя отклоняют на новый расчетный угол, находящийся в пределах 15 - 20o) в плоскости, содержащей продольную ось ракеты.
Выгорание топлива в последней маршевой ступени осуществляют полное, до величины тяги, меньшей минимальной расчетной и находящейся в пределах от 0,1 до 0% номинальной тяги двигателя последней маршевой ступени. Управление ракетой на участке выгорания топлива в двигателе последней маршевой ступени от момента времени выхода двигателя на режим расчетной минимальной тяги до полного без остатка выгорания топлива осуществляют путем повторного включения двигателей малой тяги в виде газореактивной системы ориентации.
На втором этапе отделяют доводочную ступень и корректируют кинематические параметры посредством сил тяги двигателя коррекции доводочной ступени. Последнюю маршевую ступень отделяют с помощью импульса сил толкателей, при этом коррекцию кинематических параметров на втором этапе осуществляют за счет сил тяги двигательной установки коррекции, приложенных по толкающей схеме, а обнуление тяги двигательной установки коррекции осуществляют путем вскрытия дополнительных сопел, установленных под углом 60 - 80o к продольной оси доводочной ступени, направленных в заднюю полусферу доводочной ступени и самоуравновешенных. Затем, после достижения на спаде тяги ее определенного значения, отделяют полезный груз с помощью импульса сил толкателей.
Правильность и реализуемость идей и проектно-конструкторских решений, заложенных в создание ракет космического назначения семейства "СТАРТ", были подтверждены рядом успешных пусков четырехступенчатой РКН "Старт 1".
Источники информации
1. Экспресс-информация "Астронавтика и ракетодинамика" N 35/88, М., 1988, C. 19-22 - Аналог.
1. Техническая информация. Серия "Авиационная и ракетная техника", N 7, ЦАГИ, 1988, С. 17 - Прототип.
| название | год | авторы | номер документа |
|---|---|---|---|
| КОСМИЧЕСКИЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС И СПОСОБ ОБЕСПЕЧЕНИЯ УСЛУГ ПО ЗАПУСКУ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ КОСМИЧЕСКОГО РАКЕТНОГО КОМПЛЕКСА | 2001 |
|
RU2179941C1 |
| РАКЕТА КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ | 1992 |
|
RU2025645C1 |
| МНОГОСТУПЕНЧАТАЯ КОСМИЧЕСКАЯ РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ | 2005 |
|
RU2265560C1 |
| РАКЕТА КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ | 2008 |
|
RU2368542C1 |
| СПОСОБ ВЫВОДА ПОЛЕЗНОГО ГРУЗА В ОКОЛОЗЕМНОЕ ПРОСТРАНСТВО С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ АВИАЦИОННОГО РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОГО КОМПЛЕКСА И АВИАЦИОННЫЙ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС | 2005 |
|
RU2265558C1 |
| СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТОЙ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ, ПЕРЕОБОРУДОВАННОЙ ИЗ МНОГОСТУПЕНЧАТОЙ ЖИДКОСТНОЙ БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ РАКЕТЫ | 2020 |
|
RU2751731C1 |
| СПОСОБ ДОСТАВКИ ПОЛЕЗНОГО ГРУЗА ТВЕРДОТОПЛИВНОЙ РАКЕТОЙ НА ОКОЛОЗЕМНУЮ ОРБИТУ И ТВЕРДОТОПЛИВНАЯ РАКЕТА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ | 1993 |
|
RU2072952C1 |
| СПОСОБ ЗАПУСКА МНОГОСТУПЕНЧАТОЙ КОСМИЧЕСКОЙ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ САМОЛЕТА-НОСИТЕЛЯ И МНОГОСТУПЕНЧАТАЯ РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ | 2005 |
|
RU2265559C1 |
| СПОСОБ ИССЛЕДОВАНИЯ ЛОКАЛЬНОЙ ОБЛАСТИ СТИХИЙНОГО ПРИРОДНОГО ЯВЛЕНИЯ | 2000 |
|
RU2159453C1 |
| Универсальный космический ракетный комплекс для транспортных систем высокой грузоподъемности | 2023 |
|
RU2811792C1 |
Изобретение относится к космической технике и, в частности, к ракетам-носителям для выведения космических аппаратов (КА) на околоземные орбиты. Согласно изобретению, четырехступенчатую ракету космического назначения создают на базе ступеней разобранных трехступенчатых твердотопливных боевых ракет (после сроков их гарантийной эксплуатации). При этом первый модуль ракеты космического назначения имеет три маршевые ступени первой боевой ракеты, а второй модуль - одну маршевую ступень второй боевой ракеты. Ракету космического назначения снабжают доводочной (конечной) ступенью и вновь разработанным соединительным отсеком. К последнему присоединяют головной блок с КА под обтекателем. При разборке боевых ракет, для сборки и запуска ракеты космического назначения с КА используют (доработанные) транспортно-пусковые контейнеры боевых ракет. Изобретение позволяет со значительной технико-экономической отдачей, при минимальной доработке использовать для запуска КА компоненты высоконадежных боевых твердотопливных ракет. Рациональность такого подхода подтверждена успешными запусками четырехступенчатой ракеты-носителя "Старт 1". 2 с. и 39 з.п.ф-лы, 11 ил.
| Печь для непрерывного получения сернистого натрия | 1921 |
|
SU1A1 |
| Техническая информация | |||
| Серия "Авиационная и ракетная техника", N 7, ГОНТИ ЦАГИ, 1988, с.17 | |||
| Аппарат для очищения воды при помощи химических реактивов | 1917 |
|
SU2A1 |
| Экспресс-информация | |||
| Астронавтика и ракетодинамика, N 35/88, М., 1988, с.19 - 22 | |||
| Переносная печь для варки пищи и отопления в окопах, походных помещениях и т.п. | 1921 |
|
SU3A1 |
| СПОСОБ ЛИКВИДАЦИИ ОБЪЕКТОВ, СОДЕРЖАЩИХ ЯДЕРНЫЕ ВЕЩЕСТВА | 1990 |
|
RU2041140C1 |
| Очаг для массовой варки пищи, выпечки хлеба и кипячения воды | 1921 |
|
SU4A1 |
| СПОСОБ ДОСТИЖЕНИЯ УСТОЙЧИВОГО РАЗВИТИЯ И ЗАЩИТЫ ЗЕМЛИ ОТ ОПАСНЫХ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ И СИСТЕМА ДЛЯ ДОСТИЖЕНИЯ УСТОЙЧИВОГО РАЗВИТИЯ ЦИВИЛИЗАЦИИ | 1996 |
|
RU2112718C1 |
