Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может найти применение при разработке ракетно-космических систем, предназначенных для выведения на околоземную орбиту пилотируемых и непилотируемых космических аппаратов, а также других объектов различного назначения.
Современное развитие космической техники требует создания ракет-носителей, способных доставлять аппараты различного назначения и массы на околоземные орбиты с высотой 180...34000 км. При таком разнообразии задач возникает потребность в наличии многофункциональных ракет-носителей, способных в базовой или другой компоновке выполнять эти задачи. Наилучшим образом удовлетворяют этому требованию ракеты-носители комбинированной схемы с полиблочной нижней ступенью. Подбирая соответствующим образом ракетные блоки нижней ступени, можно в широких пределах изменять характеристики ракеты-носителя в целом, добиваясь наибольшего соответствия их программе запуска. Преимущества ракеты-носителя комбинированной схемы в наибольшей степени проявляются, когда один из ракетных блоков нижней полиблочной ступени, преимущественно центральный, работает дольше других блоков. Ракеты-носители комбинированной схемы позволяют также оптимизировать выведение космического аппарата на околоземную орбиту.
Типичным примером использования полиблочной нижней ступени для вывода полезной нагрузки на околоземную орбиту является проект "Ариан", в частности "Ариан-5" (см., например, Aviation Week and Space Technology, N 13, 1999, с. 61, 64-65). Ракета-носитель "Ариан-5" имеет нижний полиблочный пакет ракетных блоков, включающий центральный ракетный блок с маршевой ЖРДУ и два боковых ракетных блока с маршевыми ракетными двигателями твердого топлива (РДТТ). В проекте предусмотрено использовать два варианта центрального ракетного блока и несколько вариантов боковых ракетных блоков с различным временем работы и уровнем тяги маршевых двигателей. Разгонный ракетный блок и головной блок с полезной нагрузкой соединяются с центральным ракетным блоком по тандемной схеме. На старте включаются оба РДТТ и ЖРДУ центрального ракетного блока. По окончании работы РДТТ боковые ракетные блоки сбрасываются и ракета-носитель продолжает разгон с помощью маршевой ЖРДУ центрального ракетного блока. При использовании ракеты-носителя "Ариан-5" с увеличенным центральным ракетным блоком на околоземную орбиту с космодрома Куру можно выводить полезные нагрузки массой от 8 т до 12 т. Для вывода меньшей полезной нагрузки, например массой 6 т, необходимо использовать другой центральный блок с иной маршевой ЖРДУ. Таким образом, при использовании типичной конструкции ракеты-носителя комбинированной схемы без изменения центрального ракетного блока можно в 1,5 раза изменять массу выводимой полезной нагрузки, что является характерным диапазоном изменения массы полезной нагрузки для современной ракеты-носителя комбинированной схемы. При отработке данной ракеты-носителя необходима раздельная отработка центрального и боковых ракетных блоков во всех их вариантах, а также испытание различных компоновок ракеты-носителя. Поскольку в компоновке ракеты-носителя используются различные варианты ракетных блоков, то отработка ракеты-носителя в целом занимает много времени и требует больших затрат. Кроме того, эксплуатация ракеты-носителя возможна только после отработки как минимум одной компоновки центрального и двух боковых ракетных блоков. Существенным недостатком всех ракет-носителей комбинированной схемы, использующих боковые ракетные блоки с РДТТ, является повышенное экологическое загрязнение атмосферы соединениями хлора, которые содержатся в больших количествах в продуктах сгорания твердого топлива. Повышение энергетических характеристик твердого топлива приводит к дополнительному загрязнению атмосферы токсичными продуктами сгорания твердого топлива.
Предлагаются также и другие варианты использования комбинированной ракеты-носителя для вывода полезной нагрузки на околоземную орбиту.
Известен способ выведения на орбиту полезной нагрузки многофункциональной ракетой-носителем комбинированной схемы, описанный в патенте США N 4964340, кл. 102/377, B 64 G 1/40, опубл. 23.10.1990. Согласно этому патенту на центральный ракетный блок с РДТТ устанавливают разгонный ракетный блок и головной блок с полезной нагрузкой. Нижний полиблочный пакет ракетных блоков формируют подсоединением к центральному ракетному блоку в соответствии с программой запуска от двух до шести боковых ракетных блоков с РДТТ. При старте ракеты-носителя с шестью боковыми ракетными блоками запускают РДТТ четырех стартовых боковых ракетных блоков и начинают разгон ракеты-носителя. Перед отключением указанных ракетных блоков запускают РДТТ двух оставшихся боковых ракетных блоков, после чего сбрасывают отработавшие четыре ракетных блока и продолжают разгон ракеты-носителя с использованием двух РДТТ. Перед их отключением запускают РДТТ центрального ракетного блока и сбрасывают отработавшие два боковых ракетных блока. Ракетные двигатели разгонного блока включают после окончания работы РДТТ центрального ракетного блока. Описанный способ реализован в ракете-носителе комбинированной схемы, содержащей нижний полиблочный пакет ракетных блоков с маршевыми РДТТ, включающий центральный и присоединенные к нему боковые ракетные блоки и тандемно закрепленные на центральном блоке переходный отсек, разгонные ракетные блоки и головной блок с полезной нагрузкой, головные обтекатели боковых ракетных блоков и систему крепления боковых ракетных блоков к центральному блоку. Два боковых ракетных блока присоединяются к центральному ракетному блоку в плоскости тангажа, образуя минимальную сборку комбинированной ракеты-носителя с тремя ракетными блоками в нижнем полиблочном пакете. Два других варианта ракеты-носителя, реализующих данный способ, образованы присоединением к центральному ракетному блоку ракеты-носителя минимальной сборки дополнительно либо двух боковых ракетных блоков, расположенных в плоскости тангажа, либо четырех боковых ракетных блоков, расположенных симметрично относительно плоскости тангажа. Известное техническое решение позволяет использовать в нижнем полиблочном пакете единый РДТТ для всех ракетных блоков, что существенно уменьшает затраты на вывод полезной нагрузки на орбиту. Однако в нем не в полной мере использованы энергетические возможности нижнего полиблочного пакета ракетных блоков, так как на первом этапе работы ракеты-носителя часть ракетных блоков - 3 из 7 (более 40%) для варианта с шестью боковыми ракетными блоками - не участвуют в процессе создания тяги и представляют собой на первом этапе вывода полезной нагрузки на орбиту пассивную массу, что ухудшает весовую отдачу ракеты-носителя и приводит к снижению выводимой на околоземную орбиту массы полезной нагрузки. При реализации данного способа выведения полезной нагрузки на околоземную орбиту на ракету-носитель в целом и соответственно на полезную нагрузку будут воздействовать повышенные нагрузки при включении РДТТ боковых ракетных блоков, вступающих в работу, например, перед окончанием работы РДТТ стартовых ракетных блоков, так как в момент запуска дополнительных РДТТ на ракету-носитель действует тяга как стартовых РДТТ, так и тяга РДТТ еще двух боковых ракетных блоков. Несмотря на использование в ракетных блоках единого РДТТ, в данной конструкции ракеты-носителя нельзя использовать унифицированный ракетный блок, так как для различных компоновок ракеты-носителя требуется центральный ракетный блок с различным расположением узлов крепления боковых ракетных блоков. При отработке данной ракеты-носителя кроме отработки запуска ракетных блоков с РДТТ в наземных условиях необходима отработка запуска этих блоков в различных высотных условиях, как это предполагает порядок включения РДТТ ракетных блоков при выводе полезной нагрузки на орбиту в различных компоновках ракеты-носителя. Данная ракета-носитель не безопасна также с точки зрения экологии, так как использует РДТТ, недостатки которых отмечены ранее.
Известен также способ выведения на орбиту полезной нагрузки ракетой-носителем комбинированной схемы, описанный в патенте Великобритании N 1114414, кл. B7W2, фиг.4 - 8, опубл. 22.05.1968. Согласно этому патенту на нижнюю ступень устанавливают выбранный в соответствии с программой запуска разгонный ракетный блок с полезной нагрузкой. Полиблочный пакет ракетных блоков нижней ступени формируют соединением между собой с образованием пирамидальной сборки однотипных дельтавидных в плане модулей с маршевыми ЖРДУ. Количество модулей в пирамидальной сборке может изменяться в зависимости от программы запуска от четырех до шести. При старте ракеты-носителя запускают маршевые ЖРДУ всех модулей, образующих пирамиду. Маршевые ЖРДУ всех модулей работают с одинаковой тягой и отключаются одновременно по окончании топлива во всех модулях нижней полиблочной ступени. Все модули нижней полиблочной ступени сбрасываются одновременно перед включением маршевой ЖРДУ разгонного блока. Описанный способ реализован в ракете-носителе комбинированной схемы, содержащей нижний полиблочный пакет ракетных блоков с маршевыми ЖРДУ и тандемно соединенный с ним разгонный блок. Нижний полиблочный пакет сформирован из однотипных дельтавидных в плане модулей, имеющих треугольное поперечное сечение. В каждой из пирамидальных сборок используются модули с углом раствора треугольного поперечного сечения, соответствующим количеству стыкуемых модулей сборки. Модули соединяются между собой по прилегающим поверхностям. Известное техническое решение позволяет использовать единую ЖРДУ для всех ракетных блоков нижнего полиблочного пакета, что существенно уменьшает затраты на вывод полезной нагрузки на орбиту. Несмотря на использование в ракетных блоках нижнего полиблочного пакета единой ЖРДУ в данной конструкции ракеты-носителя нельзя использовать унифицированный ракетный блок, так как для различных компоновок ракеты-носителя требуется модульный ракетный блок с различным углом раствора треугольного поперечного сечения. При выводе полезной нагрузки на орбиту с использованием описанного в данном патенте способа с одновременным выключением всех маршевых ЖРДУ нижнего полиблочного пакета ракетных блоков исчезает основное преимущество комбинированной ракеты-носителя - возможность более длительной работы центрального блока, сводя комбинированную ракету-носитель к традиционной тандемной компоновке с более тяжелой нижней ступенью. При отработке данной ракеты-носителя необходима отработка каждой модификации модульного ракетного блока, входящего в нижний полиблочный пакет ракетных блоков, что существенно увеличивает затраты на разработку ракеты-носителя и стоимость вывода полезной нагрузки на околоземную орбиту.
Известен также способ выведения на орбиту полезной нагрузки ракетой-носителем комбинированной схемы, описанный в патенте США N 5141181, кл. 244/172, опубл. 25.08.1992. Согласно данному патенту при выведении на орбиту полезной нагрузки многофункциональной ракетой-носителем комбинированной схемы с маршевыми ЖРДУ в соответствии с программой запуска к центральному ракетному блоку присоединяют тандемно расположенные ракетный блок и головной блок с полезной нагрузкой и формируют нижний полиблочный пакет ракетных блоков присоединением к центральному ракетному блоку двух или трех боковых ракетных блоков. На старте включают маршевые ЖРДУ боковых и центрального ракетных блоков и выводят их на режим номинальной тяги. При безаварийной ситуации маршевые ЖРДУ боковых и центрального ракетных блоков работают совместно на режиме номинальной тяги до отделения боковых ракетных блоков от центрального, при этом ЖРДУ центрального ракетного блока работает на топливе, подаваемом из баков боковых ракетных блоков. По выработке топлива из боковых ракетных блоков последние отделяются, а ЖРДУ центрального ракетного блока продолжает работать, используя топливо центрального ракетного блока. Ракета-носитель содержит нижний полиблочный пакет ракетных блоков с многодвигательными маршевыми ЖРДУ, включающий центральный и присоединенный у нему боковые ракетные блоки, и тандемно закрепленные на центральном ракетном блоке разгонный ракетный блок и головной блок с полезной нагрузкой. Ракета-носитель оснащена системой перекачки топлива между боковыми и центральным ракетными блоками. Предполагается, что описанные в патенте конструкция ракеты-носителя и способ вывода полезной нагрузки на околоземную орбиту обеспечивают при использовании многодвигательной маршевой ЖРДУ гарантированный вывод полезной нагрузки на орбиту даже при отказе одного из двигателей или всей ЖРДУ центрального или одного из боковых ракетных блоков, за счет рационального использования запасов топлива центрального и боковых ракетных блоков в сохранивших работоспособность двигателях маршевых ЖРДУ. В данном изобретении увеличенное время работы маршевой ЖРДУ центрального ракетного блока обеспечивается за счет работы ее на первом этапе на топливе, подаваемом из боковых ракетных блоков, что приводит к снижению надежности выведения полезной нагрузки на орбиту, так как существует большая вероятность появления дефекта в системе перекачки топлива, особенно в разъемных соединениях трубопроводов между ракетными блоками. Другим недостатком данного изобретения является невозможность унификации боковых и центрального блоков, так как их необходимо оснащать различным количеством перекачивающих устройств, что усложняет отработку ракеты-носителя, так блоки для каждой компоновки надо отрабатывать отдельно.
Наиболее близким к заявляемому способу по совокупности существенных признаков является способ выведения на орбиту полезной нагрузки многофункциональной ракетой-носителем комбинированной схемы с маршевыми ЖРДУ, реализованный в Советском Союзе с использованием ракеты-носителя "Восток", которая применяется для выведения на околоземную орбиту пилотируемых и непилотируемых космических аппаратов с массой до 5 т (см., например, Ракеты-носители. В. А.Александров, В.В.Владимиров, Р.Д.Дмитриев, С.О.Осипов; Под общ. ред. проф. С.О.Осипова - М.: Воениздат, 1981, с.19-22, рис.1.2). Известный способ включает присоединение в соответствии с программой запуска к центральному ракетному блоку тандемно расположенных разгонных ракетных блоков и головного блока с полезной нагрузкой и формирование нижнего полиблочного пакета ракетных блоков присоединением к центральному ракетному блоку боковых ракетных блоков, включение на старте всех маршевых ЖРДУ боковых и центрального ракетных блоков, совместную работу маршевых ЖРДУ центрального и боковых ракетных блоков до выработки топлива боковых ракетных блоков, выключение маршевых ЖРДУ боковых ракетных блоков и отделение боковых ракетных блоков от центрального ракетного блока при продолжении работы маршевой ЖРДУ центрального ракетного блока до выработки топлива из него, выключение маршевой ЖРДУ центрального ракетного блока, отделение от центрального ракетного блока тандемно расположенных разгонного ракетного блока и головного блока и последующий разгон головного блока вплоть до выхода его на орбиту.
Сама ракета-носитель "Восток" содержит нижний полиблочный пакет ракетных блоков с маршевыми ЖРДУ, работающими на керосине и жидком кислороде, которые оказывают существенно меньшее влияние на экологию по сравнению с используемыми в проекте "Ариан-5" РДТТ. Нижний полиблочный пакет ракетных блоков включает центральный и присоединенные к нему четыре боковых ракетных блока. На центральном блоке тандемно закреплены переходный отсек, разгонный ракетный блок и головной блок с полезной нагрузкой. Ракета- носитель оснащена системой крепления боковых ракетных блоков к центральному блоку. Боковые ракетные блоки снабжены головными обтекателями. Центральный ракетный блок имеет большие габариты и массу по сравнению с боковыми ракетными блоками и несет в своих баках больше топлива, что обеспечивает более длительную работу его маршевой ЖРДУ. Маршевая ЖРДУ центрального ракетного блока имеет неподвижно закрепленный четырехкамерный основной ракетный двигатель и четыре рулевых ракетных двигателя. ЖРДУ каждого бокового ракетного блока имеет неподвижно закрепленный четырехкамерный основной ракетный двигатель и два рулевых ракетных двигателя. Таким образом, нижний полиблочный пакет ракетных блоков ракеты-носителя "Восток" собирается из неидентичных ракетных блоков. Отработка ракеты-носителя "Восток" включала в себя выбор габаритно-массовых характеристик центрального, боковых и разгонных ракетных блоков и тяговых характеристик их маршевых ЖРДУ, проектирование и изготовление указанных ракетных блоков, формирование из них нижнего полиблочного пакета ракетных блоков, наземные и летно-конструкторские испытания для подтверждения надежности как отдельных ракетных блоков, так и ракеты-носителя в целом. Так же, как и для ракеты-носителя "Ариан-5", при отработке ракеты-носителя "Восток" необходима раздельная отработка центрального и боковых ракетных блоков с последующим их испытанием в сборе, что занимает много времени и требует больших затрат. Кроме того, эксплуатация ракеты-носителя "Восток" возможна только после отработки компоновки центрального и боковых ракетных блоков.
Из изложенного выше ясно, что существует необходимость в усовершенствовании способа выведения на орбиту полезной нагрузки и одноразовой ракеты-носителя с изменяемой компоновкой, которые обеспечивали бы доставку на различные околоземные орбиты аппаратов различной массы и назначения с одновременным удешевлением стоимости вывода полезной нагрузки и ускорением сроков разработки ракеты-носителя.
Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является создание способа выведения на орбиту полезной нагрузки многофункциональной ракетой-носителем комбинированной схемы с маршевыми ЖРДУ и самой ракеты-носителя, обеспечивающих расширенный диапазон изменения массы выводимой полезной нагрузки при минимальном количестве разновидностей (типов) ракетных блоков, входящих в компоновку ракеты-носителя. Другой задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является создание способа выведения на орбиту полезной нагрузки многофункциональной ракетой-носителем комбинированной схемы с маршевыми ЖРДУ и самой ракеты-носителя, обеспечивающих минимальное изменение координат падения отработанных боковых ракетных блоков при выведении на околоземную орбиту аппаратов разной массы и назначения и, соответственно, сокращение размеров зоны отчуждения под поля падения отработанных ракетных блоков.
Дополнительной задачей изобретения является создание способа выведения на орбиту полезной нагрузки многофункциональной ракетой-носителем комбинированной схемы с маршевыми ЖРДУ, обеспечивающего снижение на ракету-носитель в полете как инерционных, так и аэродинамических нагрузок.
Другой задачей изобретения является создание ракеты-носителя комбинированной схемы с маршевыми ЖРДУ, обеспечивающей снижение затрат как на ее разработку, так и на ее изготовление за счет использования минимального количества разновидностей (типов) ракетных блоков, входящих в компоновку ракеты-носителя, и увеличения серийности их выпуска.
Еще одной задачей изобретения является создание ракеты-носителя комбинированной схемы с маршевыми ЖРДУ и способа ее отработки, обеспечивающих снижение стоимости разработки ракеты-носителя и возможность начала ее эксплуатации в облегченном варианте на самых ранних стадиях разработки.
Поставленные технические задачи решаются тем, что в известном способе выведения на орбиту полезной нагрузки многофункциональной ракетой-носителем комбинированной схемы с маршевыми жидкостными ракетными двигательными установками (ЖРДУ), включающий присоединение в соответствии с программой запуска к центральному ракетному блоку тандемно расположенных ракетных блоков и головного блока с полезной нагрузкой и формирование нижнего полиблочного пакета ракетных блоков присоединением к центральному ракетному блоку боковых ракетных блоков, включение на старте всех маршевых ЖРДУ боковых и центрального ракетных блоков, совместную работу маршевых ЖРДУ центрального и боковых ракетных блоков до выработки топлива боковых ракетных блоков, выключение маршевых ЖРДУ боковых ракетных блоков и отделение боковых ракетных блоков от центрального ракетного блока при продолжении работы маршевого ЖРДУ центрального ракетного блока до выработки топлива из него, выключение маршевого ЖРДУ центрального ракетного блока, отделение от центрального ракетного блока тандемно расположенных ракетных блоков и головного блока и последующий разгон головного блока указанными ракетными блоками вплоть до выхода его на орбиту, согласно изобретению, для формирования нижнего полиблочного пакета ракетных блоков используют одинаковые ракетные блоки, имеющие регулируемые маршевые ЖРДУ с одинаковой номинальной тягой, при старте ракеты-носителя выводят маршевые ЖРДУ боковых ракетных блоков на номинальную тягу, а маршевый ЖРДУ центрального ракетного блока - на тягу, равную 90...100% от номинала, и поддерживают ее неизменной до достижения ракетой-носителем продольного ускорения 12,7...16,7 м/с2 (1,3...1,7 g), затем снижают тягу маршевого ЖРДУ центрального ракетного блока до 0,3...0,5 от номинальной тяги, а после отключения маршевых ЖРДУ боковых ракетных блоков увеличивают тягу маршевого ЖРДУ центрального блока до номинального значения.
Кроме того, при работе ракеты-носителя с пониженным уровнем тяги маршевой ЖРДУ центрального ракетного блока при достижении ею продольного ускорения 39. ..44 м/с2 (4...4,5 g) равномерно снижают тягу маршевых ЖРДУ боковых ракетных блоков, поддерживая указанное продольное ускорение до окончания работы ЖРДУ боковых ракетных блоков.
Кроме того, на атмосферном участке траектории измеряют высоту полета ракеты-носителя и ее скорость, по которым определяют скоростной напор набегающего воздушного потока при плотности стандартной атмосферы на высоте полета, и при достижении ракетой-носителем скорости, при которой аэродинамические силы от скоростного напора набегающего потока воздуха достигают предельно допустимых для конструкции ракеты-носителя величин, дальнейшее увеличение скорости ракеты-носителя осуществляют регулированием тяги маршевых ЖРДУ боковых ракетных блоков в пределах 0,3...1,0 от номинальной тяги из условия не превышения предельно допустимого скоростного напора, выдерживая соотношение:
где Vi - текущая скорость ракеты-носителя;
k - динамический коэффициент, равный 0,95-1,05;
Vl - скорость ракеты-носителя, при которой достигнут предельно допустимый скоростной напор;
ρ1 - плотность стандартной атмосферы, при которой достигнут предельно допустимый скоростной напор;
ρi - - текущая плотность стандартной атмосферы на высоте полета.
При этом регулирование тяги маршевых ЖРДУ боковых ракетных блоков осуществляют из условия не превышения предельно допустимого скоростного напора, равного 12000-17000 Па.
Применительно к многофункциональной ракете-носителю комбинированной схемы с маршевыми ЖРДУ поставленная цель достигается тем, что в ракете-носителе, содержащей нижний полиблочный пакет ракетных блоков с маршевыми ЖРДУ, включающий центральный и присоединенные к нему боковые ракетные блоки и тандемно закрепленные на центральном блоке переходный отсек, разгонные ракетные блоки и головной блок с полезной нагрузкой, головные обтекатели боковых ракетных блоков и систему крепления боковых ракетных блоков к центральному блоку, согласно изобретению нижний полиблочный пакет составлен из одинаковых ракетных блоков, имеющих идентичные топливные баки и идентичные маршевые ЖРДУ с регулируемой тягой, закрепленные в карданном подвесе, боковые ракетные блоки смонтированы на центральном ракетном блоке симметрично относительно его продольной оси в секторах, образованных плоскостями качания маршевой ЖРДУ центрального ракетного блока, так, что плоскости качания маршевой ЖРДУ каждого бокового ракетного блока параллельны соответствующим плоскостям качания маршевой ЖРДУ центрального ракетного блока.
Ракета-носитель может быть оснащена двумя боковыми ракетными блоками, смонтированными на центральном ракетном блоке в одной плоскости, ориентированной под углом 45o к одной из плоскостей качания маршевой ЖРДУ центрального ракетного блока, или четырьмя боковыми ракетными блоками, смонтированными на центральном ракетном блоке в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, ориентированных под углом 45o к плоскостям качания маршевой ЖРДУ центрального ракетного блока.
Применительно к способу отработки многофункциональной ракеты-носителя комбинированной схемы с маршевыми ЖРДУ поставленная задача решается тем, что в способе отработки, включающем в себя выбор габаритно-массовых характеристик центрального, боковых и разгонных ракетных блоков и тяговых характеристик их маршевых ЖРДУ, проектирование и изготовление указанных ракетных блоков, формирование из них нижнего полиблочного пакета ракетных блоков, наземные и летно-конструкторские испытания для подтверждения надежности как отдельных ракетных блоков, так и ракеты-носителя в целом, согласно изобретению для центрального и боковых ракетных блоков задают одинаковые габаритно-массовые характеристики и тягу маршевых ЖРДУ, обеспечивающие использование центрального ракетного блока в составе ракеты-носителя тандемной схемы с моноблочной нижней ступенью, изготавливают указанный ракетный блок и проводят его наземные и летно-конструкторские испытания, в том числе в составе ракеты-носителя тандемной схемы, подтверждают надежность центрального ракетного блока и используют отработанный на ракете-носителе тандемной схемы центральный ракетный блок при формировании нижнего полиблочного пакета ракетных блоков ракеты-носителя комбинированной схемы с проведением летно-конструкторских испытаний с увеличенным временем работы маршевой ЖРДУ центрального ракетного блока относительно маршевых ЖРДУ боковых ракетных блоков.
Сущность изобретения заключается в том, что, формируя в ракете-носителе комбинированной схемы нижний полиблочный пакет из одинаковых ракетных блоков, имеющих идентичные топливные баки и идентичные маршевые ЖРДУ, можно расширить диапазон изменения массы выводимой на околоземную орбиту полезной нагрузки простым увеличением присоединяемых к центральному ракетному блоку боковых ракетных блоков. При этом по сравнению с известными реализованными схемами выведения полезной нагрузки комбинированными ракетами-носителями в предлагаемом способе удается существенно снизить затраты на выведение полезной нагрузки на орбиту в связи с использованием однотипных унифицированных конструкций. Использование в указанных ракетных блоках регулируемых маршевых ЖРДУ позволяет на старте в полной мере реализовать энергетические возможности нижнего полиблочного пакета ракетных блоков, а последующее снижение тяги маршевой ЖРДУ центрального ракетного блока до 0,3...0,5 от номинальной тяги гарантирует сохранение в центральном ракетном блоке запаса топлива для его маршевой ЖРДУ после отделения боковых ракетных блоков. Снижение тяги маршевой ЖРДУ центрального ракетного блока начинают после достижения ракетой-носителем продольного ускорения 12,7...16,7 м/с2 (1,3... 1,7 g), обеспечивающего устойчивое положение ракеты-носителя на траектории. Повышение до номинального значения тяги маршевой ЖРДУ центрального ракетного блока после отключения маршевых ЖРДУ боковых ракетных блоков позволяет в полной мере использовать энергетические возможности центрального ракетного блока.
Равномерное снижение тяги маршевых ЖРДУ боковых ракетных блоков при достижении ракетой-носителем продольного ускорения 39...44 м/с2 (4...4,5 g) с поддерживанием указанного продольного ускорения до окончания работы боковых ракетных блоков обеспечивает расширение диапазона массы выводимой на орбиту полезной нагрузки, так как дает возможность избежать избыточных перегрузок при выведении на орбиту полезной нагрузки с уменьшенной массой. При этом удается также добиться минимального изменения координат падения отработанных боковых ракетных блоков и, соответственно, сокращения зоны отчуждения.
Предлагаемый способ позволяет ограничить воздействие на ракету-носитель аэродинамических сил от скоростного напора набегающего воздушного потока, для чего при достижении предельно допустимого на конструкцию ракеты-носителя скоростного напора дальнейшее увеличение ее скорости осуществляют регулированием тяги маршевых ЖРДУ боковых ракетных блоков в пределах 0,3...1,0 от номинальной тяги из условия не превышения предельно допустимого скоростного напора, выдерживая заявленное соотношение (1).
Оптимальным для конструкции ракеты-носителя комбинированной схемы является не превышение в полете набегающим воздушным потоком скоростного напора 12000...17000 Па.
Закрепление маршевых ЖРДУ центрального и боковых ракетных блоков в карданном подвесе и установка боковых ракетных блоков на центральном ракетном блоке симметрично относительно его продольной оси в секторах, образованных плоскостями качания маршевой ЖРДУ центрального ракетного блока, так, что плоскости качания маршевой ЖРДУ каждого бокового ракетного блока параллельны соответствующим плоскостям качания маршевой ЖРДУ центрального ракетного блока, обеспечивает одинаковое расположение каждого бокового ракетного блока и его маршевого ЖРДУ относительно центрального ракетного блока и его маршевой ЖРДУ независимо от количества боковых ракетных блоков, входящих в компоновку ракеты-носителя, что позволяет использовать в составе ракеты-носителя идентичные ракетные блоки с унифицированной системой управления каждого бокового ракетного блока.
При закреплении на центральном ракетном блоке двух или четырех боковых ракетных блоков с размещением их в плоскостях, ориентированных под углом 45o к плоскостям качания маршевой ЖРДУ центрального ракетного блока, обеспечивает идентичность условий их работы вне зависимости от количества боковых ракетных блоков в нижнем полиблочном пакете.
Предлагаемый способ выведения на орбиту полезной нагрузки многофункциональной ракетой-носителем комбинированной схемы с маршевыми ЖРДУ и конструкция ракеты- носителя дают возможность снизить стоимость разработки ракеты-носителя и начать ее эксплуатацию на самых ранних стадиях разработки, так как при предлагаемом способе отработки при выборе габаритно-массовых характеристик центрального, боковых и разгонных ракетных блоков и тяговых характеристик их маршевых ЖРДУ задают для центрального и боковых ракетных блоков одинаковые габаритно-массовые характеристики и тягу маршевых ЖРДУ, обеспечивающие использование центрального ракетного блока в составе ракеты-носителя тандемной схемы с моноблочной нижней ступенью, что позволяет после изготовления центрального ракетного блока и проведения его наземных и летно-конструкторских испытаний начать использование его в составе ракеты-носителя тандемной схемы. Убедившись таким образом в надежности центрального ракетного блока, формируют нижний полиблочный пакет ракетных блоков ракеты- носителя комбинированной схемы и проводят летно-конструкторские испытания с увеличенным временем работы маршевой ЖРДУ центрального ракетного блока относительно маршевых ЖРДУ боковых ракетных блоков.
Технический результат от использования предлагаемого изобретения заключается в расширении диапазона изменения массы выводимой на околоземную орбиту полезной нагрузки, в частности, разрабатываемая в рамках проекта "Ангара" ракета-носитель комбинированной схемы дает возможность выводить полезную нагрузку от 14 т до 28,5 т. Возможно также использование разрабатываемого в рамках проекта "Ангара" центрального ракетного блока в качестве нижней ступени ракеты-носителя тандемной схемы с выведением на околоземную орбиту полезной нагрузки массой от 2 т до 3,7 т.
На фиг.1 изображен общий вид предлагаемой ракеты-носителя тяжелого класса; на фиг.2 - вид А на фиг. 1; на фиг.3 - разрез Б-Б на фиг.2; на фиг.4 - разрез В-В на фиг.3; на фиг.5 - общий вид предлагаемой ракеты-носителя среднего класса; на фиг.6 - вид Г на фиг.5; на фиг.7 - схема выведения на орбиту полезной нагрузки; на фиг.8 - график изменения тяги маршевой ЖРДУ центрального ракетного блока; на фиг.9 - график изменения тяги маршевой ЖРДУ бокового ракетного блока при управлении инерционной нагрузкой; на фиг. 10 - график изменения тяги маршевой ЖРДУ бокового ракетного блока при управлении аэродинамической нагрузкой; на фиг. 11 - ракета- носитель тандемной схемы, в которой в качестве первой ступени использован центральный ракетный блок.
Ракета-носитель тяжелого класса содержит нижний полиблочный пакет 1 ракетных блоков, включающий центральный 2 и присоединенные к нему четыре боковых ракетных блока 3. Нижний полиблочный пакет составлен из одинаковых ракетных блоков, имеющих идентичные топливные баки 4 и 5. Топливный бак 4 каждого ракетного блока 2 и 3 имеет объем 46 м3 и вмещает до 36,5 т углеводородного горючего. Топливный бак 5 каждого ракетного блока 2 и 3 имеет объем 90 м3 и вмещает до 96 т жидкого кислорода. Центральный ракетный блок 2 оснащен регулируемой маршевой ЖРДУ 6 с номинальной тягой 196 т (1920 кН) и минимальной тягой 58 т. Боковые ракетные блоки 3 оснащены регулируемыми маршевыми ЖРДУ 7. Маршевые ЖРДУ 7 полностью идентичны маршевым ЖРДУ 6 центрального ракетного блока 2 и их тяга также может регулироваться в пределах от 58 т до 196 т. Центральный и боковые ракетные блоки оснащены реактивными системами управления по крену (не показаны). Маршевая ЖРДУ 6 центрального ракетного блока закреплена в карданном подвесе 8 с двумя взаимно перпендикулярными осями поворота, позволяющими ЖРДУ 6 качаться в двух плоскостях I-I и II-II. Плоскости качания делят центральный блок 2 на четыре вертикальных сектора. Боковые ракетные блоки 3 смонтированы на центральном ракетном блоке 2 симметрично относительно его продольной оси в указанных вертикальных секторах в двух взаимно перпендикулярных плоскостях III-III и IV-IV, ориентированных под углом 45o к плоскостям качания маршевой ЖРДУ 6 центрального ракетного блока.
Маршевые ЖРДУ 7 боковых ракетных блоков закреплены в карданных подвесах 9 с двумя взаимно перпендикулярными осями поворота, позволяющими ЖРДУ 7 качаться в двух плоскостях, аналогично маршевой ЖРДУ 6 центрального ракетного блока. Плоскости качания маршевых ЖРДУ 7 боковых ракетных блоков параллельны соответствующим плоскостям качания маршевой ЖРДУ 6 центрального ракетного блока. Карданные подвесы 8 и 9 показаны на фиг.4 схематично, так как их конструкция не является предметом изобретения по данной заявке и можно использовать известные в ракетной технике конструкции карданных подвесов ЖРДУ.
Система крепления боковых ракетных блоков включает шарнирные силовые узлы фиксации боковых ракетных блоков относительно центрального ракетного блока, размещенные в нижнем 10 и верхнем 11 поясах крепления. Конструкция узлов фиксации в данной заявке не рассматривается. Боковые ракетные блоки оснащены головными обтекателями 12. На центральном ракетном блоке тандемно закреплены переходный отсек 13, разгонный ракетный блок 14 и головной блок 15, в котором размещена выводимая на околоземную орбиту полезная нагрузка массой 24,5...28,5 т.
Предлагаемое изобретение позволяет, используя унифицированный центральный ракетный блок, скомпоновать ракету-носитель комбинированной схемы среднего класса, показанную на фиг.5 и 6. Ракета-носитель среднего класса содержит нижний полиблочный пакет 1 ракетных блоков, включающий центральный 2 и присоединенные к нему два боковых ракетных блока 3. Центральный и боковые ракетные блоки данной ракеты по конструкции и размерам полностью идентичны ракетным блокам ракеты-носителя тяжелого класса и используют те же регулируемые маршевые ЖРДУ с изменением тяги от 58 т до 196 т. Боковые ракетные блоки 3 смонтированы на центральном ракетном блоке симметрично относительно его продольной оси и расположены в одной плоскости, ориентированной под углом 45oC к плоскости качания маршевой ЖРДУ центрального ракетного блока.
В качестве примера реализации способа рассмотрим выведение на околоземную орбиту полезной нагрузки массой 26...28 т с помощью ракеты-носителя тяжелого класса. Последовательность этапов выведения полезной нагрузки с помощью ракеты-носителя комбинированной схемы, показанная на фиг.7, включает:
- старт ракеты-носителя с одновременной работой маршевых ЖРДУ центрального и боковых ракетных блоков (поз. Д);
- отделение отработавших боковых ракетных блоков от центрального ракетного блока (поз. Е);
- разгон ракеты-носителя с помощью маршевой ЖРДУ центрального ракетного блока (поз. Ж). На данном этапе сбрасывают обтекатель головного блока;
- включение маршевой ЖРДУ разгонного блока и отделение его от центрального ракетного блока (поз. И);
- перемещение полезной нагрузки на орбите с помощью ЖРДУ головного блока (поз. К).
В соответствии с программой запуска формируют нижний полиблочный пакет 1 ракетных блоков, присоединяя к центральному ракетному блоку 2 четыре боковых ракетных блока 3. К центральному ракетному блоку также присоединяют по тандемной схеме разгонный ракетный блок 14 с маршевой ЖРДУ тягой 30 т (294 кН) и головной блок 15 с полезной нагрузкой.
На старте включают маршевые ЖРДУ 6 и 7 центрального и боковых ракетных блоков и выводят каждый из них на номинальную тягу 196 т, получая суммарную тягу на старте 980 т. Начинают разгон при вертикальном положении ракеты-носителя до достижения устойчивого положения ракеты-носителя на траектории, после чего начинают ее разворот в вертикальной плоскости. По достижении продольного ускорения 14,7 м/с2 (1,5 g) начинают снижение тяги маршевой ЖРДУ 6 центрального ракетного блока и уменьшают ее до 58 т (570 кН). Дальнейший разгон ракеты-носителя производят при неизменной тяге 58 т маршевой ЖРДУ 6 центрального ракетного блока вплоть до выработки топлива из баков боковых ракетных блоков и отключения их маршевых ЖРДУ 7. Это дает возможность на момент отключения маршевых ЖРДУ 7 боковых ракетных блоков сохранить в баках центрального ракетного блока до 18 т углеводородного горючего и до 49 т жидкого кислорода, что достаточно для доставки полезной нагрузки на околоземную орбиту. После отключения маршевых ЖРДУ 7 боковых ракетных блоков повышают тягу маршевой ЖРДУ 6 центрального ракетного блока до номинального значения - 196 т, а отработавшие боковые ракетные блоки отделяют от центрального ракетного блока и продолжают разгон ракеты-носителя при работе ЖРДУ центрального ракетного блока на номинальной тяге вплоть до выработки топлива из баков центрального ракетного блока. Типичный график изменения тяги Rt маршевой ЖРДУ центрального ракетного блока показан на фиг. 8, на которой также приведено изменение продольного ускорения Nx ракеты-носителя. После отключения маршевой ЖРДУ 6 центрального ракетного блока последний сбрасывают, включают ЖРДУ разгонного ракетного блока 14 и дальнейшее выведение полезной нагрузки на орбиту осуществляют маршевой ЖРДУ разгонного блока и при необходимости собственным ракетным двигателем головного блока 15.
При выведении ракетой-носителем тяжелого класса на околоземную орбиту полезной нагрузки массой 23...24 т возникает необходимость управления маршевыми ЖРДУ боковых ракетных блоков, чтобы уменьшить инерционные нагрузки как на конструкцию ракеты-носителя, так и на полезную нагрузку. Для решения этой задачи при работе ракеты-носителя с уровнем тяги маршевой ЖРДУ центрального ракетного блока 58 т при достижении ею продольного ускорения 39... 44 м/с2 (4...4,5 g) равномерно снижают тягу маршевых ЖРДУ 7 боковых ракетных блоков, поддерживая указанное продольное ускорение до окончания работы ЖРДУ боковых ракетных блоков. Маршевые ЖРДУ 7 боковых ракетных блоков позволяют регулировать тягу в пределах 30...100% от номинала аналогично маршевой ЖРДУ 6 центрального ракетного блока. Типичный график изменения тяги Rt маршевых ЖРДУ 7 боковых ракетных блоков при достижении предельно допустимой величины продольного ускорения Nx показан на фиг.9.
Регулирование тяги маршевых ЖРДУ центрального и боковых ракетных блоков дает также возможность обеспечить выбор района падения отработанных боковых и центрального ракетных блоков, так как позволяет, управляя тягой маршевых ЖРДУ этих блоков, расширить вариации кинематических параметров ракеты-носителя на моменты отделения боковых и центрального ракетных блоков.
На атмосферном участке траектории может возникнуть необходимость регулирования действующих на конструкцию ракеты-носителя аэродинамических нагрузок. Для решения этой задачи измеряют высоту полета ракеты-носителя и ее скорость, по которым определяют скоростной напор Qt набегающего воздушного потока при плотности стандартной атмосферы на высоте полета. При достижении ракетой-носителем скорости, при которой аэродинамические силы от скоростного напора набегающего потока воздуха достигают предельно допустимых для конструкции ракеты-носителя величин, дальнейшее увеличение скорости ракеты-носителя осуществляют регулированием тяги маршевых ЖРДУ боковых ракетных блоков в пределах 0,3. ..1,0 от номинальной тяги из условия не превышения предельно допустимого скоростного напора, выдерживая соотношение (1). Для рассматриваемой в качестве примера ракеты-носителя предельно допустимый скоростной напор не должен превышать 13000...15000 Па. Типичный график изменения тяги Rt маршевых ЖРДУ 7 боковых ракетных блоков при регулировании действующей на конструкцию ракеты-носителя аэродинамической нагрузки показан на фиг. 10. Пунктиром на фиг. 10 показано изменение скоростного напора набегающего потока воздуха при отсутствии регулирования скорости ракеты-носителя. Ограничение действующего на конструкцию ракеты-носителя скоростного напора набегающего потока воздуха дает возможность увеличить выводимую на околоземную орбиту массу полезной нагрузки.
Отработку ракеты-носителя осуществляют следующим образом. Выбирают габаритно-массовые характеристики центрального, боковых и разгонных ракетных блоков и тяговые характеристики их маршевых ЖРДУ, при этом для центрального и боковых ракетных блоков задают одинаковые габаритно-массовые характеристики и тягу маршевых ЖРДУ, обеспечивающие использование центрального ракетного блока в составе ракеты-носителя тандемной схемы с моноблочной нижней ступенью. В рассматриваемом варианте комбинированной ракеты-носителя тяжелого и среднего классов были приняты для центрального ракетного блока:
- тяга маршевой ЖРДУ - 196 т;
- диаметр - 2,9 м;
- длина (от верхнего днища бака окислителя до среза сопла) - 25 м;
- стартовая масса с заполненными баками окислителя и горючего - 142 т.
Данные параметры позволяют использовать центральный ракетный блок в ракете-носителе тандемной схемы в качестве ее нижней ступени для выведения на околоземную орбиту полезной нагрузки массой от 2 т до 3,7 т.
Аналогичные характеристики были заданы для боковых ракетных блоков. Характеристики разгонных и головных блоков были заданы исходя из массы полезной нагрузки.
Проектируют и изготавливают указанные ракетные блоки и проводят их наземные и летно-конструкторские испытания. Центральный ракетный блок испытывают в составе ракеты-носителя тандемной схемы и начинают использовать его в ракете-носителе тандемной схемы легкого класса для выведения на околоземную орбиту полезных нагрузок от 2 т до 3,7 т (фиг. 11). Это позволяет быстро набрать статистические данные для подтверждения надежности изготовленного ракетного блока и снизить затраты на отработку комбинированной ракеты-носителя, так как в статистике будут учитываться как экспериментальные, так и эксплуатационные запуски ракетного блока. Отработанный на ракете-носителе тандемной схемы ракетный блок используют при формировании нижнего полиблочного пакета ракетных блоков ракеты-носителя комбинированной схемы, варианты которых показаны на фиг.1 и 5, с проведением летно-конструкторских испытаний с увеличенным временем работы маршевой ЖРДУ центрального ракетного блока относительно маршевых ЖРДУ боковых ракетных блоков, подтверждая надежность ракеты-носителя комбинированной схемы.
| название | год | авторы | номер документа |
|---|---|---|---|
| РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ КОМБИНИРОВАННОЙ СХЕМЫ | 2000 |
|
RU2166463C1 |
| СПОСОБ ВЫВЕДЕНИЯ НА ОРБИТУ ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ РАКЕТОЙ-НОСИТЕЛЕМ | 2015 |
|
RU2595092C1 |
| КОМПОНОВКА МНОГОСТУПЕНЧАТОЙ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ | 2013 |
|
RU2532445C1 |
| РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ | 2012 |
|
RU2489329C1 |
| КОМПОНОВКА МНОГОСТУПЕНЧАТОЙ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ | 2009 |
|
RU2406660C1 |
| СПОСОБ ПОДАВЛЕНИЯ УПРУГИХ КОЛЕБАНИЙ КОНСТРУКЦИИ РАКЕТЫ ПАКЕТНОЙ СХЕМЫ | 2011 |
|
RU2474517C2 |
| МНОГОРАЗОВЫЙ УСКОРИТЕЛЬ ПЕРВОЙ СТУПЕНИ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ | 1999 |
|
RU2148536C1 |
| РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ | 2006 |
|
RU2306242C1 |
| РАЗГОННЫЙ БЛОК | 1999 |
|
RU2156723C1 |
| СПОСОБ СПАСЕНИЯ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ МНОГОРАЗОВОГО ПРИМЕНЕНИЯ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ | 2001 |
|
RU2202500C2 |
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может найти применение при разработке транспортных систем, предназначенных для выведения на околоземную орбиту различных космических аппаратов. Согласно изобретению формируют ракету-носитель комбинированной схемы с нижним полиблочным пакетом из одинаковых ракетных блоков. Производят запуск маршевых ЖРДУ центрального и боковых ракетных блоков и работу ЖРДУ в соответствии с программой выведения. При этом тягу ЖРДУ снижают для регулирования инерционных и аэродинамических нагрузок на ракету-носитель. Боковые ракетные блоки смонтированы на центральном симметрично относительно его продольной оси в секторах, образованных плоскостями качания ЖРДУ центрального блока. После изготовления центрального ракетного блока проводят его наземные и летно-конструкторские испытания, в том числе в составе ракеты-носителя тандемной системы. Затем используют этот блок при формировании указанного нижнего полиблочного пакета. Изобретение направлено на расширение диапазона масс выводимых на орбиту полезных нагрузок. 3 с. и 5 з.п.ф-лы, 11 ил.
где Vi - текущая скорость ракеты-носителя;
k - динамический коэффициент, равный 0,95 - 1,05;
Vi - скорость ракеты-носителя, при которой достигнут предельно допустимый скоростной напор;
ρi - плотность стандартной атмосферы, при которой достигнут предельно допустимый скоростной напор;
ρi - текущая плотность стандартной атмосферы на высоте полета.
| Ракеты-носители./Под ред.проф | |||
| ОСИПОВА С.О | |||
| - М.: Воениздат, 1981, с.19-22, рис.1.2 | |||
| US 5141181 A, 25.08.1992 | |||
| Электромагнитная реверсивнаямуфта | 1974 |
|
SU508609A2 |
| US 4964340 A, 23.10.1990 | |||
| Способ хирургического лечения ригидной отслойки сетчатки с разрывами | 1980 |
|
SU1114414A1 |
