Многоразовый одноступенчатый носитель (МОН) относится к космической технике и предназначен для транспортных космических систем (ТКС) преимущественно с двигательной установкой (ДУ) на кислородо-водородном топливе.
Перспективы и масштабы исследования и использования космоса во многом определяются стоимостью выведения полезного груза (ПГ) на орбиту спутника Земли. Существенное снижение стоимости выведения не только обеспечит конкурентоспособность ТКС, но и открывает возможность новых нетрадиционных направлений использования космоса (космический туризм, освоение Луны и др.). Стоимость выведения ПГ складывается из стоимости эксплуатации ТКС и компенсации потерь из-за недостаточной надежности современных средств выведения. Стоимость эксплуатации может быть существенно уменьшена многоразовым использованием средств выведения.
Однако первая попытка создания многоразового ТКС "Спейс Шаттл" не дала прогнозируемых результатов снижения стоимости выведения. Во многом это объясняется попыткой решения новых задач старыми методами - в целях повышения массовой отдачи ТКС (для компенсации увеличения массы конструкции в обеспечение многоразовости) ее ЖРД предельно форсировались по давлению в камере сгорания. В результате двигатели, наиболее дорогостоящие элементы системы, для обеспечения приемлемой надежности приходится перебирать после каждого пуска при прогнозируемом ресурсе в 55 полетов [1]. В последнее время определяющее значение в стоимости выведения приобрела надежность ТКС в связи со значительным возрастанием стоимости ПГ. Например, потери из-за аварий ракет-носителей (РН) только в США за неполный год составили около 3,5 млрд. долларов [2]. Особое значение надежность имеет для многоразовых ТКС, т.к. кроме ПГ потеря такой системы эквивалента количеству одноразовых носителей равному ресурсу многоразового. Эксплуатируемые РН являются побочным продуктом военного космоса, и возможности повышения их надежности практически исчерпаны. Таким образом, совершенствование ТКС на базе существующей техники не позволяет добиться существенного прогресса ни в многоразовости, ни в надежности средств выведения. Одноступенчатое выполнение средств выведения открывает новые возможности повышения надежности за счет исключения разделения ступеней и запуска двигателей на траектории выведения, а также обеспечения глубокого резервирования двигателей. Национальной программой, утвержденной президентом США, перед авиационно-космическим комплексом поставлена задача десятикратного снижения стоимости выведения ПГ новым поколением средств выведения [3] . Первым этапом этих работ является реализация проекта "Венчур Стар" одноступенчатого многоразового аппарата вертикального старта и горизонтальной посадки [4].
Основным недостатком одноступенчатых систем представляется малая относительная масса ПГ. Этот недостаток усугубляется прямой зависимостью массы ПГ от массы конструкции средства выведения - возрастание массы конструкции на такую же величину уменьшает ПГ. Массовая эффективность аппарата "Венчур Стар" по ПГ достигается применением принципиально нового кислородо-водородного ЖРД с соплом внешнего расширения в виде центрального тела и композиционных углепластиковых баков компонентов топлива. Сопло с центральным телом обладает свойством высотной компенсации, т. е. естественного обеспечения оптимальных для удельного импульса тяги условий, когда давление на срезе сопла поддерживается близким к атмосферному на всей траектории выведения. Кроме того, это сопло позволяет дожечь водородную завесу внутреннего охлаждения камер сгорания в сверхзвуковом потоке на атмосферном участке выведения. Указанные особенности обеспечивают высокий удельный импульс тяги двигателя при меньшем давлении в камерах сгорания, чем в традиционных ЖРД, с соответствующим повышением ресурса двигателя. Перспективность этого направления создания одноступенчатых средств выведения подтверждена научно-исследовательскими работами ряда отечественных институтов и конструкторских бюро, включая РКК "Энергия", по теме "Оптимизация" [5]. Применением углепластиковых баков компонентов топлива предполагается существенно снизить массу конструкции аппарата "Венчур Стар".
Недостатки проекта "Венчур Стар" связаны с горизонтальной посадкой аппарата, которая хотя и позволяет использовать опыт "Шаттла", но накладывает жесткие ограничения на мидель аппарата, что значительно снижает потенциал принятых решений:
- малая степень расширения сопла ЖРД ограничила пустотный удельный импульс тяги такой же величиной, как на "Шаттле" (около 455 кгс•с/кг [4, стр. 8];
- габаритные ограничения и поперечные нагрузки при посадке потребовали выполнения композиционных баков несущими, что примерно на 25% снижает прочностные свойства углепластиков, лучше работающих на растяжение [6], и представляет значительные технологические трудности.
В настоящее время изготовление таких композиционных баков стало основной проблемой в ходе выполнения программы "Венчур Стар", уже приведшей к задержке летных испытаний экспериментального аппарата Х-33 [7], предназначенного для подтверждения основных проектных решений аппарата "Венчур Стар".
Известен другой проект одноступенчатого аппарата "Дельта Клиппер" вертикальных взлета и посадки, свободный от этих габаритных ограничений [8]. Аппарат был разработан в рамках программы США по стратегической оборонной инициативе (СОИ), прошел значительный объем летных испытаний на крупноразмерных моделях (1: 3) и являлся альтернативой аппарату "Венчур Стар" на конкурсе многоразовых ТКС по программе RLV [4]. В основу проекта был положен многолетний опыт фирмы "Макдонелл Дуглас" по прохождению атмосферы головными частями баллистических ракет. Мягкая посадка аппарата при возвращении проводится с помощью основной ДУ на выдвижные опоры. Несмотря на значительный объем летных испытаний [9], подтвердивший эффективность такой посадки, проект был отклонен в пользу аппарата "Венчур Стар". Очевидной причиной отклонения проекта "Дельта Клиппер" представляется невозможность применения на аппарате крупногабаритного сопла с центральным телом, т.к. при этом потребовались такие же крупногабаритные выдвижные опоры с недопустимым возрастанием массы их конструкции. Второй недостаток - статическая неустойчивость аппарата, проходящего носовой частью вперед атмосферу при возвращении. Это требует сложной и не имеющей аналогов аэродинамической системы управления аппаратом большой массы с помощью выдвижных щитков.
Отечественный проект ТКС "Волан" [10] с МОН вертикальных взлета и посадки и тандемным расположением ПГ, принятый за прототип предлагаемого изобретения, объединяя достоинства обоих американских проектов, свободен от их недостатков. МОН включает кислородо-водородный ЖРД с центральным телом и модульными камерами сгорания, расположенными с внешней стороны конической нижней части кольцевой силовой рамы внутри обтекателей, установленных с зазорами между собой, центральный подвесной сферический бак с конической верхней частью и узлами крепления, боковые конические несущие баки, равномерно установленные в радиальных плоскостях носителя (проходящих через его ось симметрии) наклонно к оси симметрии носителя, шарнирно закрепленные по периферии кольцевой силовой рамы и снабженные тросовой системой фиксации, силовые узлы крепления ПГ. Отличительной особенностью МОН "Волан" является выполнение центрального бака водорода, занимающего основной объем конструкции, ненесущим. ПГ закреплен на боковых несущих баках кислорода. После выхода на орбиту ПГ отделяется от носителя и выполняет свое функциональное назначение. Боковые баки МОН разворачиваются на шарнирах до упора в кольцевую силовую раму, образуя самостабилизирующуюся при прохождении атмосферы компоновку типа "Волан". Посадка проводится с помощью основного ЖРД на эти же боковые баки, фиксируемые в отведенном положении тросами. Амортизация обеспечивается упругостью тросов и шарнирной подвеской баков. Вертикальная посадка МОН снимает жесткие ограничения на мидель аппарата, позволяя выполнить ЖРД с высокой степенью расширения, что в сочетании с возможностью дожигания водородной завесы охлаждения камер сгорания обеспечивает предельно достижимый при современном уровне техники среднетраекторный удельный импульс тяги ЖРД около 480 кгс•с/кг [5, табл.1]. Такой удельный импульс расширяет допустимый диапазон относительной массы конструкции до 12% по сравнению с 10% на аппарате "Венчур Стар" [4, стр.5]. Это дает возможность выполнить баки в проекте "Волан" из традиционных алюминиевых сплавов, исключив основную технологическую проблему изготовления композиционных баков, уже приведшую к существенной задержке проекта "Венчур Стар" и пока так и нерешенную [11]. Использование в МОН алюминиевых баков может привести к уменьшению эффективности носителя, что ужесточает требования по массовому совершенству и ресурсу конструкции.
К недостаткам ТКС "Волан", уменьшающим ее эффективность, относится малая жесткость системы крепления ПГ на консольных боковых баках. Проблема может быть решена традиционной конструкцией переходной рамы крепления ПГ, в данном случае обеспечивающей и жесткость конструкции носителя. Это приведет к потере массы ПГ, равной массе этой рамы, и уменьшению ресурса носителя за счет одноразовости рамы.
Задачей данного изобретения является повышение эффективности МОН путем увеличения массы ПГ и ресурса носителя исключением переходной рамы крепления ПГ.
Достигается поставленная задача тем, что в МОН вертикальных взлета и посадки с тандемным креплением ПГ, включающем ЖРД с центральным телом и модульными камерами сгорания, расположенными с внешней стороны конической нижней части кольцевой силовой рамы внутри обтекателей, установленных с зазорами между собой, центральный подвесной сферический бак с конической верхней частью и узлами крепления, боковые конические несущие баки, равномерно распределенных в радиальных плоскостях носителя наклонно к оси его симметрии, шарнирно закрепленные по периферии, кольцевой силовой рамы и снабженные тросовой системой фиксации при посадке, силовые узлы крепления ПГ, в отличие от известных конструкций, боковые баки соединены в верхней части между собой разъемными узлами связи, например путем выполнения верхних днищ этих баков сферической формы с расположением центров сфер на расстоянии от оси симметрии носителя равным отношению радиуса сферы к синусу угла в 360o, деленному на удвоенное количество боковых баков, а сами разъемные узлы установлены в точках касания сфер, расположенных в плоскости, проходящей через центр сферы под углом к оси симметрии бокового бака в 90o минус угол наклона бокового бака к оси симметрии носителя, при этом радиусы, соединяющие точки касания с центром сферы образуют с радиальной плоскостью установки бокового бака углы, косинус которых равен отношению радиуса сферы к расстоянию центра сферы от оси симметрии носителя. Дополнительно масса ПГ и ресурс МОН увеличиваются исключением непосредственного контакта боковых баков с кольцевой силовой рамой и почвой при посадке путем использования ПГ и шарнирных креплений боковых баков.
Достигается это тем, что в МОН силовые узлы крепления ПГ расположены в полостях верхних сферических днищ боковых баков с центром в радиальных плоскостях установки этих баков на пересечении поверхности сферы с ее радиусом под углом к оси симметрии бокового бака, равным углу этой оси с осью симметрии носителя, шарнирные крепления боковых баков выполнены в виде силовых корсетов, жестко соединенных с баком и осью вращения, перпендикулярной радиальной плоскости установки этого бака, причем радиальные плоскости установки боковых баков равноудалены от двух соседних модульных камер сгорания, наружные сечения силовых корсетов в этих плоскостях прямолинейны и образуют с осью симметрии бокового бака угол, равный сумме полуугла конусности конической нижней части кольцевой силовой рамы и угла наклона оси симметрии бокового бака к оси симметрии носителя, а сами силовые корсеты снабжены двумя створками, симметричными относительно линий указанных наружных сечений, с возможностью их дистанционного открытия внутрь силового корсета при развороте боковых баков, при этом расстояние между створками не превышает зазора между обтекателями модульных камер сгорания, высота створок составляет не менее длины этих обтекателей, а ширина соответствует количеству модульных камер сгорания, перекрываемых силовыми корсетами при развороте боковых баков. Также масса ПГ и ресурс МОН могут быть увеличены для траекторий возвращения МОН с повышенной аэродинамической нагрузкой на боковые баки при прохождении атмосферы, например, аварийных, снижением удельной нагрузки на силовые корсеты шарнирных креплений боковых баков путем увеличения поверхности их контракта силовых корсетов с кольцевой силовой рамой после разворота баков.
Достигается это тем, что силовые корсеты МОН включают конические опорные поверхности, центральными образующими которых являются линии сечения наружных поверхностей силовых корсетов радиальными плоскостями установки боковых баков, выпуклые стороны конических опорных поверхностей обращены внутрь силового корсета, ширина не превышает зазора между обтекателями модульных камер сгорания, а радиусы в сечениях, перпендикулярных оси симметрии носителя, равны радиусам в таких же сечениях конической нижней части кольцевой силовой рамы на одинаковом расстоянии от центра оси вращения боковых баков. Следующей возможностью увеличения ресурса МОН является защита силовых узлов крепления ПГ, используемых в качестве посадочных опор, от непосредственного контакта с почвой и гарантированное срабатывание системы амортизации при посадке. Достигается это тем, что в МОН силовые узлы крепления ПГ снабжены крышками с возможностью их дистанционного закрытия после отделения ПГ, например спиральной пружиной, закрепленной на оси вращения крышек, при этом внешняя сторона крышек имеет термостойкое покрытие с малым коэффициентом трения, например тефлоновое. Ресурс МОН может быть увеличен обеспечением работоспособности носителя в экстремальных ситуациях, например при повышенных ветровых нагрузках, путем расширения поперечной посадочной базы. Достигается это тем, что тросовая система фиксации боковых баков при посадке снабжена приводами, например электромеханическими типа лебедки, расположенными по периферии кольцевой силовой рамы между боковыми баками и соединенными тросами с консольными концами боковых баков, например с разъемными узлами связи этих баков. Дополнительно ресурс МОН может быть увеличен исключением силового воздействия температурных деформаций крупногабаритного центрального подвесного бака при заправке его криогенным компонентом на кольцевую силовую раму.
Достигается поставленная задача тем, что в МОН узлы крепления центрального подвесного бака имеют шарнирные соединения с этим баком и кольцевой силовой рамой.
Изобретение поясняется чертежами:
фиг. 1. Общий вид МОН (штрихпунктирной линией показаны боковые баки в посадочном положении);
фиг.2. Вид А-А на фиг.1;
фиг.3. Схема установки разъемных узлов связи (4-х баковый вариант);
фиг.4. Схема установки разъемных узлов связи (6-ти баковый вариант);
фиг.5. Схема установки узлов крепления полезного груза и разъемных узлов связи;
фиг.6. Схема установки силовых корсетов;
фиг.7. Сечение В-В фигуры 6;
фиг.8. Схема функционирования ТКС "Волан" (пилотируемый вариант).
На чертежах представлены следующие позиции:
1 - кольцевая силовая рама;
2 - ЖРД;
3 - модульные камеры сгорания;
4 - обтекатели модульных камер сгорания;
5 - рулевые камеры;
6 - центральное тело;
7 - центральный подвесной бак;
8 - боковые конические несущие баки;
9 - верхние сферические днища;
10 - полезный груз;
11 - силовые узлы крепления ПГ;
12 - крышки узлов крепления ПГ;
13 - наружные покрытия крышек;
14 - шарнирные крепления боковых баков;
15 - оси вращения шарнирных креплений;
16 - силовые корсеты шарнирных креплений;
17 - тросовая система фиксации баков;
18 - конические опорные поверхности корсетов;
19 - приводы тросов;
20 - разъемные узлы связи боковых баков;
21 - створки силовых корсетов;
22 - оси поворота створок;
23 - узлы крепления центрального бака;
24 - шарниры узлов крепления центрального бака;
25 - нижняя коническая часть силовой рамы;
26 - обтекатель силовой рамы;
Y - ось симметрии носителя;
Y1 - оси симметрии боковых баков;
Y2 - оси симметрии силовых узлов крепления ПГ;
АВ - расстояние центров верхних сферических днищ от оси симметрии носителя;
ВС - радиус верхних сферических днищ;
AC - расстояние точек касания верхних сферических днищ от оси симметрии носителя;
Z - радиальные плоскости установки боковых баков;
Х - плоскость касания верхних сферических днищ;
α - угол наклона боковых баков к оси симметрии носителя;
β - угол оси симметрии силовых узлов крепления ПГ с осью симметрии бокового бака;
γ - угол наружного сечения силовых корсетов радиальной плоскости с осями симметрии бокового бака;
δ - полуугол конусности нижней части силовой рамы;
ε - угол радиуса точек касания верхних сферических днищ с радиальной плоскостью установки боковых баков;
η - угол между направлением оси симметрии МОН и наружным сечением корсета радиальной плоскостью;
λ - угол оси симметрии боковых баков с плоскостью Х касания верхних сферических днищ;
μ - угол между касательной, проходящей через точку касания верхних сферических днищ, и радиальной плоскостью.
Описание конструкции приведено на примере кислородо-водородного МОН. Кольцевая силовая рама 1 обеспечивает силовую увязку МОН. ЖРД 2 создает тягу, необходимую для выведения на орбиту, управления и посадки носителя. Модульные камеры сгорания 3, закрепленные на раме 1, обеспечивают основную часть тяги и управление МОН по тангажу и рысканью рассогласованием тяги в соответствующих плоскостях стабилизации. Обтекатели камер сгорания 4 защищают камеры 3 от набегающего воздуха и формируют его поток для дожигания завесы внутреннего охлаждения этих камер. Рулевые камеры 5 управляют носителем по крену. Центральное тело 6 является соплом внешнего расширения и создает часть тяги ЖРД 2 дополнительным ускорением потока газа после камер сгорания 3 и дожиганием на атмосферном участке выведения водородной завесы внутреннего охлаждения этих камер в набегающем потоке воздуха. В центральном подвесном баке 7 размещен жидкий водород для работы ЖРД 2. Боковые конические несущие баки 8 служат для размещения жидкого кислорода, крепления полезного груза 10, для стабилизации МОН при прохождении атмосферы на участке возвращения и являются опорами при посадке. Верхние сферические днища 9 создают верхний пояс крепления баков 8 между собой разъемными узлами связи 20. На днищах 9 размещены также силовые узлы 11 крепления ПГ, которые при посадке служат опорами. Крышки 12 защищают узлы 11 от контакта с грунтом при посадке МОН, при этом наружные покрытия 13 этих крышек обеспечивают их скольжение относительно грунта. На участке выведения носителя крышки 12 находятся в открытом положении, например удерживаются конструкцией ПГ. Шарнирные крепления 14 служат для установки боковых баков 8 на силовой раме 1 с возможностью их разворота перед возвращением. Шарнирные крепления включают оси вращения 15, перпендикулярные радиальным плоскостям установки баков 8, и силовые корсеты 16, жестко соединенные с этими баками и осями вращения 15 и воспринимающие нагрузки при нахождении на стартовой позиции, выведении и посадке МОН. Тросовая система фиксации 17 баков 8 закрепляет их в развернутом положении и воспринимает растягивающие нагрузки при амортизации в момент посадки. Конические опорные поверхности 18 корсетов 16 воспринимают нагрузки от развернутых баков 8 на раму 1 на атмосферном участке возвращения. Приводы тросов 19 обеспечивают необходимое при посадке натяжение тросов и увеличение посадочной базы удлинением тросов в экстремальной ситуации. Разъемные узлы связи 20 создают необходимую жесткость системе боковых несущих баков 8 при выведении и воспринимают усилия от тросовой системы фиксации при посадке. Створки 21 силовых корсетов 16 путем поворота на осях 22 открывают доступ размещению модульных камер сгорания 3 с обтекателями 4 внутри силовых корсетов 16 при развороте баков 8. Узлы крепления 23 центрального подвесного бака 7 передают усилия от веса этого бака на силовую раму 1, шарниры 24 узлов крепления исключают силовое воздействие на конструкцию температурных деформаций при заправке бака жидким водородом. Нижняя коническая часть 25 силовой рамы 1 воспринимает тягу камер сгорания 3 и формирует воздушный поток для дожигания завесы охлаждения этих камер. Формирование воздушного потока обеспечивает также обтекатель 26 силовой рамы 1. В исходном положении МОН с ПГ 10 находится в вертикальном положении на стартовой позиции с заправленными баками 7 и 8. Функционирование носителя начинается с запуска ЖРД 2. Модульные камеры сгорания 3 обеспечивают основную часть тяги двигателя. Истекающие из камер струи газа эжектируют воздух из окружающей среды, за счет чего идет дожигание водородной завесы внутреннего охлаждения камер с созданием дополнительной тяги на центральном теле 6. При достижении необходимой тяги проводится старт МОН. По мере роста скорости носителя интенсифицируется процесс сверхзвукового горения завесы охлаждения. После выхода за пределы атмосферы процесс дожигания завесы охлаждения прекращается и дальнейшая работа двигателя идет в режиме только ЖРД. При этом газодинамические тракты центрального тела, ранее используемые для истечения продуктов горения завесы охлаждения, приводят к существенному увеличению степени расширения центрального тела при работе только в режиме ЖРД с соответствующим увеличением удельного импульса тяги. По достижении заданных параметров траектории выведения ЖРД 2 отключается и МОН выходит на орбиту спутника Земли. На орбите срабатывают силовые узлы 11, ПГ отделяется от носителя и выполняет свое функциональное назначение. Освободившиеся крышки 12 закрывают силовые узлы 11. МОН остается на орбите ожидания для обеспечения посадки в районе старта. По заданной программе или по команде с Земли открывают разъемные узлы связи 20, баки 8 вращением на осях 15 приводами, например, электромеханическими, разворачиваются в посадочном положении (штрихпунктирная линия). Ходом баков 8 идет размотка тросовой системы фиксации 17 и открытие створок 21 силовых корсетов 16. Баки 8 доводятся до упора коническими опорными поверхностями 18 в силовую раму 1 и закрепляются в этом положении тросовой системой фиксации 17 с помощью приводов тросов 19, при этом часть модульных камер сгорания 3 с обтекателями 4, перекрываемых силовыми корсетами 16, входит через окна, открываемые створками 21, внутрь силовых корсетов. В заданной точке орбиты ЖРД 2 выдает тормозной импульс и МОН переводится на траекторию снижения. При входе в атмосферу МОН стабилизируется за счет развернутых баков 8 и конической формы бака 7 носовой частью этого бака вперед, а ЖРД 2 уводит в аэродинамическую "тень". После прохождения зоны высоких скоростных напоров носитель с помощью стабилизирующего парашюта переводится в посадочное положение, при котором ЖРД 2 и развернутые баки 8 обращены к Земле. Мягкая посадка проводится включением части камер ЖРД 2 на силовые узлы 11 баков 8, защищенные от воздействия грунта крышками 12. Амортизация при посадке обеспечивается упругостью тросовой системы 17 при повороте баков 8 на осях вращения 15 в момент приземления, при этом наружные покрытия 13 крышек 12 облегчают поворот баков скольжением крышек 12 относительно грунта. После посадки МОН устанавливается на транспортный агрегат и подготавливается к следующему пуску.
Положительный эффект предлагаемого изобретения заключается в снижении удельной стоимости выведения ПГ путем увеличения его массы и увеличения ресурса МОН исключением переходной одноразовой фермы крепления ПГ. Дополнительным положительным эффектом является отсутствие в составе МОН элементов, засоряющих космическое пространство. Проблема космического мусора в перспективе может привести к катастрофическим последствиям в космической деятельности, что выдвигает требования по его исключению на одно из первых мест при определении облика перспективных средств выведения [12]. Положительный эффект также заключается в дальнейшем снижении удельной стоимости выведения ПГ совершенствованием конструкции МОН и увеличением ресурса его элементов. Ракетно-космическая техника, являясь одним из ведущих и капиталоемких направлений современной техники, по своей сути относится к области венчурных технологий. Попытка же отечественной техники сохранить свои позиции в средствах выведения на базе техники 30-40 летней давности в ближайшее время приведет ее к полной утере конкурентоспособности на перспективном мировом рынке.
С этой точки зрения предлагаемое направление, хотя и обладающее определенной долей риска, основано на последних достижениях отечественной и зарубежной техники. Переход на одноступенчатые многоразовые аппараты с максимальной интеграцией кислородо-водородной ДУ с летательным аппаратом при обеспечении дожигания водородной завесы охлаждения в сверхзвуковом потоке представляется по зарубежным и отечественным исследованиям наиболее реальным путем существенного уменьшения стоимости выведения ПГ при современном уровне техники. При успешном создании авиационно-космическими фирмами США такого аппарата нового поколения существует реальная угроза монополизации США транспортного обеспечения космоса. Значительные трудности при создании аппарата "Венчур Стар" связаны с малой допустимой массой конструкции из-за ограниченного удельного импульса тяги двигателя и технологической сложностью создания несущих композиционных баков водорода ТКС типа "Волан" с использованием данного изобретения решают эти проблемы и вобрали в себя опыт разработки крупнейших отечественных средств выведения, создаваемых на протяжении десятилетий:
- оригинальная силовая схема РН с боковыми коническими несущими баками и разгрузкой центрального блока от тяги двигателей и инерционных нагрузок реализована при создании ракеты Р7 и ее модификаций [13,14]. Работоспособность и надежность такой конструкции подтверждена почти 2000 полетов;
- кислородо-водородное топливо освоено в процессе создания двигателей и ДУ лунного носителя H1 [15] и РН "Энергия" [16];
- крупногабаритные подвесные сферические баки и кольцевые силовые рамы диаметром более 10 м созданы при реализации проекта H1 [17]. Их работоспособность подтверждена наземными и летными испытаниями;
- отсутствие маршевых двигателей на многоразовых орбитальных кораблях типа "Буран" [18] обеспечивают им гибкость компоновки в составе ТКС, в том числе, и тандемное расположение на МОН при минимальных доработках;
- в процессе создания боевых частей военных комплексов накоплен большой опыт стабилизированного прохождения ими атмосферы при наведении на цель;
- создана уникальная экспериментальная база испытаний крупногабаритных конструкций, в том числе многоразовых, и мощных кислородо-водородных двигателей и ДУ.
Риск реализации изобретения в части возможного отклонения характеристик принципиально нового кислородо-водородного двигателя с центральным телом от расчетных снижается существенным опережением работ США по проекту "Венчур Стар". В частности, подтверждена работоспособность ЖРД с центральным телом огневыми стендовыми испытаниями. Летные испытания этого двигателя в составе экспериментального аппарата Х-33 намечены на начало 2002 г. Дополнительно по сравнению с американским проектом риск создания МОН по данному изобретению уменьшается значительным увеличением допустимой относительной массы конструкции до величины около 12%, что обеспечит носителю приемлемую эффективность при выполнении на первом этапе его баков из традиционных алюминиевых сплавов, рассматривая переход на композиционные материалы как перспективу повышения эффективности аппарата. При этом перевод бака водорода, занимающего основную часть конструкции МОН, на композиционный материал упрощается ненесущей конструкцией бака. К факторам снижения риска относится и унификация МОН для пилотируемого и грузового вариантов, что, как показал опыт МКС "Буран", при опережающем создании грузового варианта позволяет в 3 - 4 раза повысить массу ПГ. Решение финансовых проблем создания МОН, оцениваемого в несколько млрд. дол. США, представляется пока еще возможным привлечением нашими технологическими и интеллектуальным потенциалами финансовых ресурсов стран, заинтересованных в противостоянии процессу монополизации США перспективного рынка средств выведения (Европа, Япония, Китай и др.).
Использование в данном изобретении технологического задела крупнейших отечественных космических программ сокращает потребные начальные инвестиции проекта, а рассмотренная этапность создания такого МОН позволяет существенно растянуть финансирование по времени, обеспечивая окупаемость последующего этапа эксплуатацией МОН предыдущего этапа.
Литература
1. "МТКС "Спейс Шаттл". Часть 1. Технико-экономическое обоснование характеристики", стр. 87, ГОНТИ-4 (РКК "Энергия"), 1976 г.
2. "Президент США распорядился провести расследование причин шести неудачных запусков". "Аэрокосмос", 20, 1999 г., еженедельник ИТАР-ТАСС.
3. "Политика США по созданию СВ". "Новости космонавтики", 21/22, 1998 г. , "Видеокосмос".
4. "О разработке аппаратов Х-33 и RLU". "Ракетная и космическая техника", 2, 1997 г., экспресс-информация, ЦНИИМАШ.
5. "Концепция развития отечественных коммерческих ТКС на основании 1 этапа проектно-исследовательских работ по ДУ повышенного ресурса и надежности, проведенных в 1990-91 г.г. в рамках НИР "Оптимизация". НИИХИММАШ, 1992 г.
6. "Углепластики в авиационно-космической технике". "Аэрокосмический журнал", 1, 1998 г., изд. "Военный парад".
7. "Оценка хода выполнения программы Х-33". "Ракетная и космическая техника", 49, 1999 г., экспресс-информация, ЦНИИМАШ.
8. "О проекте Detlta Clipper". "Ракетная и космическая техника", 24, 1992 г., экспресс-информация, ЦНИИМАШ.
9. "Первый полет ДС-ХА". "Новости космонавтики", 10, 1996 г., стр. 42, "Видеокосмос".
10. "Проект "Волан". "Вестник авиации и космонавтики", 2-3, 1998, стр. 80, Москва.
11. "Попытка технологической революции". "Новости космонавтики" 3, 2000, стр. 46, "Видеокосмос".
12. "Проблемы космического мусора приобретают все большее значение". "Новости космонавтики", 1, 2000, стр. 45, "Видеокосмос".
13. "Ракеты-носители государственного центра "Прогресс". "Отечественные ракеты-носители", 1996, С-Петербург.
14. "Ракета-носитель". Патент на изобретение 2149125, РКК "Энергия".
15. "Кислородо-водородные ЖРД". "Вестник авиации и космонавтики", 4, 1998, стр. 64, Москва.
16. "Ракетостроение и космическая техника. Том 11. Транспортные средства обеспечения космических программ, стр. 31, 1990, ВИНИТИ, Москва.
17."Советская программа пилотируемого полета на Луну". "Аэродинамическая техника", 4, 1991, стр. 88, М.: Мир.
18. "Многоразовый орбитальный корабль "Буран". Под редакцией Ю.П. Семенова и Г.Е. Лозино-Лозинского, 1995, Машиностроение.
| название | год | авторы | номер документа |
|---|---|---|---|
| ЖИДКОСТНАЯ РАКЕТНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА | 1999 |
|
RU2174620C2 |
| ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА | 1998 |
|
RU2165870C2 |
| ЖИДКОСТНАЯ РАКЕТНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА | 1998 |
|
RU2136935C1 |
| СОПЛО ВНЕШНЕГО РАСШИРЕНИЯ | 1998 |
|
RU2140004C1 |
| РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ | 1999 |
|
RU2149125C1 |
| КИСЛОРОДО-ВОДОРОДНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ | 2000 |
|
RU2183759C2 |
| СИСТЕМА ПОДАЧИ ТОПЛИВА ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ | 1998 |
|
RU2131385C1 |
| КОМПОНОВКА МНОГОСТУПЕНЧАТОЙ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ | 2013 |
|
RU2532445C1 |
| ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА И СПОСОБ ЕЕ УПРАВЛЕНИЯ ПРИ МЕЖОРБИТАЛЬНОЙ ТРАНСПОРТИРОВКЕ ГРУЗОВ | 2001 |
|
RU2216489C2 |
| РАКЕТНЫЙ РАЗГОННЫЙ БЛОК | 2000 |
|
RU2153447C1 |
Изобретение относится к космической технике и предназначено для транспортных космических систем преимущественно с двигательной установкой на кислородно-водородном топливе. Многоразовый носитель вертикального взлета и посадки с тандемным креплением полезного груза (ПГ) содержит жидкостной ракетный двигатель (ЖРД) с центральным телом и модульными камерами сгорания, центральный подвесной сферический бак с конической верхней частью и узлами крепления, боковые конические несущие баки с тросовой системой фиксации при посадке, а также силовые узлы крепления ПГ. Модульные камеры сгорания ЖРД расположены с внешней стороны конической нижней части кольцевой силовой рамы внутри обтекателей, установленных с зазором между собой. Боковые конические несущие баки равномерно распределены в радиальных плоскостях носителя наклонно к его оси и шарнирно закреплены по периферии кольцевой силовой рамы. При этом боковые баки соединены в верхней части между собой разъемными узлами связи. Изобретение позволяет повысить эффективность носителя путем увеличения массы ПГ и ресурса носителя за счет исключения переходной рамы крепления ПГ. 5 з.п. ф-лы, 8 ил.
| Вестник авиации и космонавтики | |||
| Аппарат для очищения воды при помощи химических реактивов | 1917 |
|
SU2A1 |
| - М.: Наука, 1998, с.80 (Проект "Волан") | |||
| ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЙ КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ | 1998 |
|
RU2131383C1 |
| КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ | 1998 |
|
RU2131384C1 |
| RU 94039044 А1, 10.09.1996 | |||
| US 4834324 A, 30.05.1989 | |||
| US 5217187 A, 08.06.1993. | |||
