РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ Российский патент 2000 года по МПК B64G1/00 B64G1/14 B64G1/40 

Ракета-носитель (РН) относится к космической технике и предназначена для использования в качестве транспортной космической системы (ТКС).

Известна РН пакетной схемы (параллельное соединение ступеней) Р-7 [1], созданная в РКК "Энергия" под руководством главного конструктора Королева С. П. в середине 50-х годов, различные модификации которой обеспечили выдающиеся достижения отечественной космической техники. В дальнейшем пакетная схема нашла широкое применение в космической технике - в настоящее время по ней выполнены наиболее современные ТКС: РН "Энергия" [2], "Ариан 5" (Европа) [3] , H-IIA (Япония) [4], РН по программе EELV министерства обороны США [5], многоразовая ТКС "Спейс Шаттл" и др. Пакет РН Р-7 включает центральный блок второй ступени и установленные в плоскостях стабилизации четыре боковых блока первой ступени. Оригинальное техническое решение по креплению боковых блоков к центральному блоку и оригинальный способ крепления РН на стартовом комплексе обеспечили ракете-носителю Р-7 высокое конструктивное совершенство с соответствующим уменьшением стоимости выведения полезных грузов (ПГ). Это позволило успешно эксплуатировать РН, созданные на базе Р-7, в течение нескольких десятилетий вплоть до настоящего времени.

Конструктивное совершенство достигнуто за счет передачи усилий тяги блоков первой ступени на верхнюю часть центрального блока, разгрузив от этих нагрузок основную часть конструкции блока второй ступени. Вторым решением для уменьшения массы конструкции является крепление РН на стартовом комплексе за верхние силовые узлы блоков первой ступени, что позволило освободить конструкцию блоков первой ступени и часть конструкции блока второй ступени от нагрузок, обусловленных весом этих блоков. Особенностью пакета Р-7 является выполнение верхней части блока второй ступени в виде усеченного конуса, а его нижней части в виде цилиндра меньшего диаметра с коническим переходником от нижней части к верхней. Это позволило установить блоки первой ступени под углом 3^o30' к оси второй ступени, являющимся оптимальным для такой схемы пакета с точки зрения совокупности механических, аэродинамических и инерционных нагрузок в полете и на старте. К недостаткам РН Р-7 следует отнести сосредоточение нагрузок силовых связей хвостовой части пакета в плоскостях установки блоков первой ступени.

В качестве прототипа предлагаемого изобретения взята последняя модификация ракеты Р-7 - трехступенчатая РН "Союз" [1], выводящая максимальный для этого семейства ПГ массой 7-8 т на низкую орбиту высотой около 200 км.

РН содержит пакет из двух ступеней в виде центрального блока второй ступени и 4-х боковых блоков первой ступени, установленных в плоскостях стабилизации РН под углом к оси блока второй ступени, и последовательно расположенные третью ступень и ПГ, при этом блоки включают баки компонентов топлива и маршевые и рулевые ЖРД, установленные на каждом блоке, силовые узлы с шаровыми опорами в верхней части блоков первой ступени, верхний силовой пояс на блоке второй ступени и силовые связи хвостовой части пакета, причем нижняя часть блока второй ступени выполнена цилиндрической с диаметром, меньшим диаметра верхнего силового пояса, а переходная часть блока второй ступени от верхнего силового пояса к нижней части имеет коническую форму.

РН "Союз" в настоящее время является одной из широко используемых ТКС как в отечественных, так и международных программах. Кроме указанного выше конструктивного совершенства входящего в нее пакета, не меньшее значение имеет высокая надежность РН "Союз", обеспечиваемая запуском обеих ступеней на стартовой системе. Эта особенность в сочетании с большим объемом отработки ракеты (свыше 1600 полетов) сделали РН "Союз" одним из самых надежных мировых средств выведения (надежность свыше 0,98). Вместе с тем повышение требований к ПГ с целью расширения их функциональных возможностей поставили задачу выведения ПГ массой, превышающей 10 т. Поставленная задача может быть решена традиционным путем создания новой РН с увеличением ее размеров, массы и мощности пропорционально массе ПГ. Однако стоимость создания новой РН такого класса, включая новую наземную инфраструктуру, оценивается в несколько млрд. долларов. Кроме того, для успешного продвижения на рынок космических услуг новой РН необходимо обеспечение достаточно высокого начального уровня надежности. О значении надежности на современном рынке средств выведения говорят, например, потери от отказов только РН США за 1999 год около 3,5 млрд. долларов [7]. Эти недостатки могут быть исключены при создании новой РН на базе прототипа увеличением количества топлива только на блоке второй ступени с сохранением основной наземной инфраструктуры и наработанной надежности первой ступени.

Задачей данного изобретения является повышение массы ПГ при минимальных затратах на разработку и обеспечение высокой надежности РН.

Достигается поставленная задача тем, что в РН, содержащей пакет из двух ступеней в виде центрального блока второй ступени и 4-х боковых блоков первой ступени, установленных в плоскостях стабилизации РН под углом к оси блока второй ступени, и последовательно расположенные третью ступень и ПГ, при этом блоки включают баки компонентов топлива и маршевые и рулевые ЖРД, установленные на каждом блоке, силовые узлы с шаровыми опорами в верхней части блоков первой ступени, верхний силовой пояс на блоке второй ступени и силовые связи хвостовой части пакета, причем нижняя часть блока второй ступени выполнена цилиндрической с диаметром, меньшим диаметра верхнего силового пояса, а переходная часть блока второй ступени от верхнего силового пояса к нижней части имеет коническую форму, в отличие от известной РН отношение объема баков компонентов топлива блока второй ступени к объему баков компонентов топлива блоков первой ступени составляет 0,895 - 0,985, при этом верхний силовой пояс и расположенная выше часть блока второй ступени выполнены цилиндрической формы с отношением диаметра к диаметру нижней цилиндрической части в пределах 1,273 - 1,317. Дополнительное увеличение массы ПГ достигается тем, что силовые связи хвостовой части пакета выполнены в виде четырех силовых узлов, равномерно размещенных на блоке второй ступени между блоками первой ступени, и двух тяг из каждого силового узла к рядом расположенным блокам первой ступени.

Изобретение поясняется чертежами на примере вновь создаваемой РН "Ямал" [8]:
Фиг. 1 - общий вид РН;
Фиг. 2 - вид снизу на РН;
Фиг. 3 - схема узла А.

На чертежах представлены позиции:
1 - блоки первой ступени;
2 - блок второй ступени;
3 - третья ступень;
4 - ПГ;
5 - баки компонентов топлива первой ступени;
6 - баки компонентов топлива второй ступени;
7 - маршевые ЖРД первой ступени;
8 - маршевые ЖРД второй ступени;
9 - рулевые ЖРД первой ступени;
10 - рулевые ЖРД второй ступени;
11 - силовые узлы первой ступени;
12 - шаровые опоры первой ступени;
13 - шаровые стартовые опоры;
14 - верхний силовой пояс;
15 - опорные кронштейны силового пояса;
16 - силовые связи хвостовой части;
17 - силовые узлы хвостовой части;
18 - силовые тяги;
19 - фиксирующие кронштейны силовых связей;
20 - головной обтекатель;
21 - ЖРД третьей ступени;
22 - ферма крепления третьей ступени;
23 - отражатель.

Четыре боковых блока первой ступени 1, закрепленные в плоскостях стабилизации РН на центральном блоке второй ступени 2, обеспечивают движение РН на первом участке выведения, блок второй ступени 2 обеспечивает движение РН на первом и втором участках выведения. Последовательно расположенная третья ступень 3 довыводит ПГ 4 на заданную орбиту. В баках компонентов топлива первой ступени 5 размещено топливо для работы ЖРД 7 и 9, в баках компонентов топлива второй ступени 6 размещено топливо для работы ЖРД 8 и 10. Маршевые ЖРД первой ступени 7 создают основную тягу на участке работы первой ступени, маршевые ЖРД второй ступени 8 создают тягу на участке работы первой и второй ступеней. Рулевые ЖРД первой ступени создают дополнительную тягу и обеспечивают управление РН на участке работы первой ступени, рулевые ЖРД второй ступени 10 создают дополнительную тягу и обеспечивают управление РН на участках работы первой и второй ступеней. Силовые узлы первой ступени 11 передают тягу блоков первой ступени через шаровые опоры первой ступени 12 на вторую ступень. Шаровые стартовые опоры 13 служат для крепления РН на несущих стрелах стартовой системы. Верхний силовой пояс 14 воспринимает усилия тяги блоков первой ступени через опорные кронштейны силового пояса 15. Силовые связи хвостовой части 16 воспринимают поперечные нагрузки через силовые узлы хвостовой части 17, силовые тяги 18 и фиксирующие кронштейны силовых связей 19. Головной обтекатель 20 защищает ПГ от воздействия набегающего потока на атмосферном участке полета. ЖРД 21 обеспечивает тягу и управление РН при работе третьей ступени 3. Ферма 22 соединяет вторую 2 и третью 3 ступени РН. Отражатель 23 защищает конструкцию второй ступени 2 от воздействия струй ЖРД 21 при его запуске.

Функционирование РН осуществляется в следующей последовательности. В исходном положении заправленная РН вывешена в вертикальном положении в стартовой системе на шаровых стартовых опорах 13. Работа РН начинается с запуска ЖРД 7, 8, 9 и 10 на первой и второй ступенях. По достижении тяги ЖРД равной весу РН начинается подъем ракеты, шаровые опоры 13 выходят из зацепления с несущими стрелами стартовой системы, которые балансирами отводятся от РН. Перед окончанием компонентов топлива в баках 5 блоков первой ступени 1 выключаются рулевые ЖРД 9, разрываются силовые тяги 18 силовых связей хвостовой части 16 подрывом пиропатронов в местах их крепления к силовым узлам хвостовой части 17. Под действием тяги ЖРД 7 идет разворот блоков первой ступени 1 вокруг шаровых опор 12, при достижении расчетного угла разворота блоков ЖРД 7 выключаются, под действием силы тяжести блоков 1 шаровые опоры 12 выходят из зацепления с опорными кронштейнами 15.

Отвод блоков первой ступени 1 от РН обеспечивается реактивной силой, возникающей при стравливании остаточного давления из баков компонентов топлива этих блоков. Полет РН продолжается на ЖРД 8 и 10 до выработки компонентов топлива из баков 6. Перед выключением ЖРД 8 и 10 производится запуск ЖРД 21 третьей ступени 3. После запуска ЖРД 21 выключаются ЖРД 8 и 10 второй ступени, подрываются замки крепления фермы крепления третьей ступени 22 и воздействием струй ЖРД 21 на отражатель 23 вторая ступень 2 отбрасывается от РН. Полет РН продолжается при работе ЖРД 21 третьей ступени 3. После выхода за пределы плотных слоев атмосферы сбрасывается головной обтекатель 20. Третья ступень 3 обеспечивает выведение ПГ 4 в заданную точку орбиты, после чего выключаются ЖРД 21 и третья ступень 3 отделяется от ПГ 4. ПГ 4 продолжает выполнять свое функциональное назначение.

Положительным эффектом предлагаемого изобретения, подтвержденным материалами эскизного проекта [8], является увеличение массы ПГ в 1,5-1,6 раза при минимизации затрат на разработку РН за счет использования наземной инфраструктуры существующих РН "Союз" (производственная, испытательная, эксплуатационная, включая стартовую) и сохранении наработанной тысячами пусков надежности пакета Р-7. Достигается это сохранением в составе РН неизменной конструкции блоков первой ступени, включая оптимальный угол их установки в составе пакета 3^o30', путем патентуемых геометрических пропорций конструкции второй ступени. Основные количественные показатели патентуемой РН на примере вновь создаваемого ракетно-космического комплекса "Ямал" [8] представлены в таблице.

В п. 9 таблицы представлено оптимальное соотношение объемов баков компонентов топлива блоков второй и первой ступеней РН, составляющее 0,942. Как показали результаты баллистических расчетов [8], отклонение в соотношении объема баков в пределах ±5% не ведет к существенному изменению массы ПГ. Таким образом, допустимое соотношение объема баков компонентов топлива блоков второй и первой ступеней составляет 0,895 - 0,989.

В п. 10 таблицы представлено оптимальное отношение диаметра верхней цилиндрической части блока второй ступени к диаметру нижней цилиндрической части, составляющее 1,293. Допустимые отклонения по диаметру верхней и нижней цилиндрических частей из условий сохранения угла установки блоков первой ступени и работоспособности стартовой системы ограничено 200 мм. Тогда максимальный диаметр верхней части составит 3640 мм, максимальный диаметр нижней части составит 2860 мм, минимальный диаметр верхней части - 3240 мм, минимальный диаметр нижней части - 2460 мм. Таким образом, допустимое отношение диаметра верхней цилиндрической части к диаметру нижней цилиндрической части ограничено величинами

Дополнительным положительным эффектом является более равномерное распределение нагрузок на блок второй ступени от силовых связей хвостовой части пакета.

Не менее важным достоинством предлагаемой РН является относительно небольшое время ее создания (2-3 года), что обеспечивает конкурентоспособность отечественных ТКС даже в случае создания в США в эти сроки нового поколения одноступенчатых транспортных систем с прогнозируемым снижением стоимости выведения ПГ в 5-10 раз [6].

Литература
1. Ракеты-носители государственного центра "Прогресс". Отечественные ракеты-носители. -Санкт-Петербург; 1996, с. 35.

2. Стартует "Энергия". -М.: Машиностроение, 1990.

3. Ариан 5: третий квалификационный пуск. Новости космонавтики. -М.: 1998, N 21/22, Видеокосмос.

4. Последствия аварии ракеты H-II преодолены. Новости космонавтики. -М.: 1998, N 21/22, "Видеокосмос".

5. "ВВС США сделали выбор по программе EELV". Новости космонавтики. -М.: 1998, N 21/22, Видеокосмос.

6. Транспортные космические системы. О разработке аппаратов X-33 и RLV. Ракетная и космическая техника. Экспресс-информация. -1997, N 2. ЦНИИМАШ.

7. Президент США распорядился провести расследование причин шести неудачных запусков. Аэрокосмос. М.: 1999, N 20, ИТАР-ТАСС.

8. Ракетно-космический комплекс "Ямал". Эскизный проект. РКК "Энергия", 1999.

Изобретение относится к космической технике и может использоваться в составе транспортных космических систем. Согласно изобретению ракета-носитель (PH) выполнена по пакетной схеме: в виде центрального блока второй ступени и четырех боковых блоков первой ступени. Верхние части боковых блоков взаимодействуют с силовым поясом блока второй ступени. Над этим блоком последовательно расположены третья ступень и полезный груз. Отношение объема топливных баков второй ступени к объему аналогичных баков первой ступени составляет 0,895 - 0,989. Силовой пояс и вышерасположенная часть блока второй ступени выполнены цилиндрической формы. Их диаметр находится в отношении 1,273 - 1,371 к диаметру нижней цилиндрической части блока. В хвостовой части пакета блоки связаны четырьмя силовыми узлами и тягами. Узлы размещены на блоке второй ступени между блоками первой ступени. Изобретение позволяет повысить надежность PH и массу выводимого ею полезного груза при минимальных доработках известной PH (для кораблей "Восход" и "Союз"). 1 з.п. ф-лы, 1 табл., 3 ил.

1. Ракета-носитель, содержащая пакет из двух ступеней в виде центрального блока второй ступени и четырех боковых блоков первой ступени, установленных в плоскостях стабилизации ракеты-носителя под углом к оси блока второй ступени, а также последовательно расположенные третью ступень и полезный груз, при этом блоки включают в себя баки компонентов топлива, маршевые и рулевые жидкостные ракетные двигатели, установленные на каждом блоке, силовые узлы с шаровыми опорами в верхней части блоков первой ступени, верхний силовой пояс на блоке второй ступени и силовые связи хвостовой части пакета, причем нижняя часть блока второй ступени выполнена цилиндрической диаметром, меньшим диаметра верхнего силового пояса, а переходная часть блока второй ступени от верхнего силового пояса к нижней части имеет коническую форму, отличающаяся тем, что отношение объема баков компонентов топлива блока второй ступени к объему баков компонентов топлива блоков первой ступени составляет 0,895 - 0,989, при этом верхний силовой пояс и расположенная выше него часть блока второй ступени выполнены цилиндрической формы с отношением их диаметра к диаметру указанной нижней цилиндрической части в пределах 1,273 - 1,371. 2. Ракета-носитель по п.1, отличающаяся тем, что силовые связи хвостовой части пакета выполнены в виде четырех силовых узлов, равномерно размещенных на блоке второй ступени между блоками первой ступени, и двух тяг из каждого силового узла к рядом расположенным блокам первой ступени.