СПОСОБ ПРИМЕНЕНИЯ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ НА АКТИВНОМ УЧАСТКЕ ЕЁ ТРАЕКТОРИИ Российский патент 2016 года по МПК B64G1/00 

Предлагаемое техническое решение относится к ракетной технике, а именно к проблематике проектирования и конструирования ракет-носителей и способам организации их функционирования на активных участках их траекторий.

Известна твердотопливная ракета-носитель, содержащая твердотопливный ракетный двигатель и прикрепленную к нему полезную нагрузку, в качестве которой применен либо собственно блок полезной нагрузки, либо, по крайней мере, еще одна ступень с ее полезной нагрузкой - см., например, изобретение РФ №2072952, B64G 1/14, от 18.10.1993 г. Указанная ракета-носитель имеет продольно-соосное, последовательное размещение блока полезной нагрузки и твердотопливных ракетных двигателей (ступеней).

Недостатком указанного технического решения являются невысокие значения как величин масс блоков полезной нагрузки, приобретающих необходимые значения скорости в конечной точке активного участка траектории, так и незначительные величины коэффициента выведения (К_в), равного отношению массы блока полезной нагрузки к общей стартовой массе ракеты-носителя.

Известны также ракеты-носители (в общем случае многоступенчатые), использующие жидкие компоненты ракетных топлив (КРТ) и содержащие в своей конструкции баки с КРТ, жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) и блоки полезной нагрузки - см., например, изобретение РФ №2149125, B64G 1/14, от 09.08.1999 г., заявитель корпорация «Энергия». Такие ракеты-носители обладают более высокими техническими характеристиками по сравнению с твердотопливными ракетоносителями - как по массам, доставляемым на заданные траектории, полезных грузов, так и по значениям К_в. Так, например, лучшая по величине К_в из эксплуатируемых в настоящее время ракет-носителей - ракета «Протон-М» имеет значение К_в, равное 0,031 (см. www.habrahabr.ru/sandbox/81929/ и www.vedomosti.ru/news/11032611/intervvu…).

Но на современном этапе развития ракетной техники и достигнутые к настоящему времени указанные эксплуатационно-технические характеристики современных жидкостных ракет-носителей являются уже недостаточными.

Наиболее близким по технической сущности по отношению к заявляемому техническому решению (его прототипом) является советская ракета-носитель «Энергия» (см., например, книгу «Триумф и трагедия «Энергии»»; автор - главный конструктор ракеты-носителя «Энергия» Б.И. Губанов; том 3; страница не указывается, так как был использован электронно-цифровой вариант книги, свободно распространяемый в Сети). Эта ракета-носитель состояла из центрального несущего блока Ц, который включал в свой состав корпус и последовательно (друг над другом) размещенные баки для жидкого водорода и жидкого кислорода, и 4-х одинаковых боковых блоков А, прикреплявшихся к центральному блоку Ц. Каждый блок А включал в свой состав последовательно размещенные баки для керосина и жидкого кислорода. На блоке Ц размещались ракетные двигатели РД-0120, а на блоках А - РД-170. К блоку Ц сбоку прикреплялся и блок полезной нагрузки массой до 100 тонн. Стартовая масса этой ракеты-носителя - 2300 тонн.

Одна из перспективных модификаций ракеты-носителя «Вулкан», создававшейся на базисе ракеты-носителя «Энергия», обеспечивала возможность выведения на низкие околоземные орбиты полезных нагрузок с массами до 500 тонн (см. указанную выше книгу)!

Недостатком прототипа, т.е. ракеты-носителя «Энергия» (как и всех перспективных носителей, разработанных на ее основе - в том числе и ракеты-носителя «Вулкан») является невысокое значение коэффициента выведения К_в, равное 0,043 (см., например, www.habrahabr.ru/sandbox/81929/ и www.vedomosti.ru/news/11032611/intervyu…), хотя это значение до СИХ пор не превзойдено… Но объективные законы развития технических систем и потребности ракетно-космической техники делают актуальной и настоятельно насущной необходимость увеличения К_в хотя бы в 1,5 раза.

Целью предлагаемого технического решения является увеличение указанного коэффициента выведения (К_в) (либо увеличение скоростей - при прежней массе полезной нагрузки, достижение которых становится возможным при применении предложенного технического решения).

Указанная цель достигается за счет того, что в предлагаемой ракете-носителе, содержащей блок жидкостных ракетных двигателей, полезную нагрузку и баки для компонентов ракетного топлива, баки для разных компонентов ракетного топлива выполнены конструктивно изолированными - в виде отдельных блоков - и расположены параллельно друг другу параллельно продольной оси ракеты-носителя, образуя совокупность параллельно расположенных блоков.

Каждый бак в предлагаемой ракете-носителе - это, конструктивно, отдельный блок этой ракеты-носителя. Особо следует отметить, что каждый из расположенных параллельно (вдоль ее продольной оси) таких отдельных блоков предназначен, в соответствии с заявляемым, для хранения только лишь одного из компонентов ракетного топлива. Во всех известных конструкциях жидкостных ракет-носителей каждый блок содержит и бак с окислителем, и бак с горючим. Указанное обстоятельство и параллельное (а не соосно-последовательное, как во всех известных ракетах-носителях) размещение всех баков-блоков одной ступени являются главными отличительными признаками заявленного технического решения (всех его вариантов).

Второй вариант осуществления предлагаемой ракеты-носителя, содержащей блок жидкостных ракетных двигателей, полезную нагрузку и баки для компонентов ракетного топлива, имеет следующие особенности: баки для компонентов ракетного топлива выполнены соосными, причем один из баков для одного из компонентов ракетного топлива размещен внутри бака для второго компонента ракетного топлива, и при этом нижние и верхние части, по крайней мере, одного бака скреплены с - соответственно - блоком жидкостных ракетных двигателей и полезной нагрузкой, а стенки внутреннего бака являются также и внутренними стенками внешнего бака.

Третий вариант осуществления предлагаемой ракеты-носителя, содержащей блок жидкостных ракетных двигателей, полезную нагрузку и баки для компонентов ракетного топлива, имеет следующие особенности: к центральному продольно-осевому баку для одного из компонентов ракетного топлива прикреплены не менее одного полуцилиндрического или полуэллиптического бака для второго из компонентов ракетного топлива, при этом стенки центрального бака являются общими и для самого центрального бака, и для внутренних частей каждого из соответствующих прилегающих боковых баков.

Ракета-носитель по каждому из указанных выше вариантов ее осуществления дополнительно выполняется так, что баки для разных компонентов ракетного топлива выполнены разными по длине.

Ракета-носитель, реализованная в соответствии с указанным выше, дополнительно выполняется так, что, по крайней мере, один бак выполнен несущим и его нижние и верхние части соединены с - соответственно - блоком жидкостных ракетных двигателей и полезной нагрузкой.

Ракета-носитель, реализованная в соответствии с указанным выше, дополнительно выполняется так, что внутренний (центральный) бак выполнен несущим.

Ракета-носитель, реализованная в соответствии с указанным выше, дополнительно выполняется так, что каждый из баков с соответствующим компонентом ракетного топлива содержит свой блок жидкостных ракетных двигателей; топливные магистрали каждого жидкостного ракетного двигателя соединены с каждым из баков с компонентами ракетного топлива, при этом общее количество жидкостных ракетных двигателей устанавливают таким, чтобы их суммарная тяга превосходила стартовую массу ракеты-носителя.

Ракета-носитель, осуществленная в соответствии с указанным выше, дополнительно реализованная так, что она выполнена многоступенчатой.

Способ применения ракеты-носителя, изготовленной в соответствии с указанным выше, с параллельным и не соосным расположением баков для различных компонентов ракетного топлива и выполнением бака для одного (первого) компонента ракетного топлива - например, жидкого водорода - центральным, выполнением хранилища для второго компонента ракетного топлива - например, жидкого кислорода - в виде, по крайней мере, двух отдельных баков, симметрично расположенных вокруг центрального бака и при этом и на центральном, и на боковых баках размещены жидкостные ракетные двигатели, отличающийся тем, что при старте ракеты-носителя включают в действие все жидкостные ракетные двигатели - например, первой ступени, - но при этом снабжение всех жидкостных ракетных двигателей ступени осуществляют от центрального бака, содержащего один из компонентов, и только от одного - заданного - из всех боковых баков, содержащих второй компонент, затем, после полного исчерпания в указанном боковом баке всего запаса содержавшегося в нем компонента, осуществляют перекрытие топливных магистралей, соединяющих жидкостные ракетные двигатели, размещенные на указанном баке, с иными баками и ЖРД и производят сброс данного бака вместе с размещенными на нем жидкостными ракетными двигателями, и переключают снабжение всех оставшихся ракетных двигателей вторым компонентом от второго бокового бака с этим компонентом, после полного исчерпания и в нем всего запаса содержавшегося в нем компонента, осуществляют те же операции, которые осуществлялись с первым боковым баком, и производят сброс второго бокового бака - вместе с размещенными на нем ракетными двигателями, - затем переключают снабжение всех оставшихся ракетных двигателей вторым компонентом из третьего бокового бака с этим компонентом и указанные операции повторяют до полного исчерпания всех запасов всех компонентов во всех баках ракеты-носителя (ее соответствующей ступени).

Предлагаемое иллюстрируется чертежами на фигурах 1-8.

На фиг. 1 приведен продольный разрез одного из вариантов конкретной конструкции предлагаемой ракеты-носителя.

На фиг. 2 приведен поперечный разрез (вид А-А) варианта ракеты-носителя, изображенного на фиг. 1.

На фиг. 3-8 приведены поперечные разрезы нескольких иных вариантов осуществления конструкции предлагаемой ракеты-носителя. Продольные разрезы (или виды сбоку) не приводятся из-за их очевидности, нулевой информативности и, поэтому, ненужности. На фиг. 3-8 все баки изображены не заправленными КРТ.

На фиг. 1 и 2 приведены (соответственно) продольный и поперечный (вид А-А) разрезы варианта исполнения ракеты-носителя предлагаемой конструкции, характерной особенностью которой является параллельное расположение (в виде пакета баков-блоков, параллельных продольной оси ракеты-носителя) вдоль продольной оси двух баков 1 и 2 для одного из КРТ 3 (например - окислителя) и двух баков 4 и 5 для второго КРТ 6 (например - горючего). Силовая балка (или ферма) 7 расположена параллельно указанным бакам и выполняет в данном варианте реализации ракеты-носителя роль несущей силовой конструкции. Балка 7 предназначена для передачи усилий тяги от блока ЖРД 8 к полезной нагрузке 9 (при этом в качестве полезной нагрузки, в общем случае, может быть следующая ступень ракеты-носителя, а не непосредственно полезный груз). Баки-блоки 1, 2, 4 и 5 выполнены в данном варианте конструкции не несущими и, поэтому, могут быть изготовлены максимально облегченными по массе. В данном варианте нижние части всех баков соединены с блоком ЖРД 8, а их верхние части - с полезной нагрузкой 9.

Каждый бак-блок представляет собой только одну емкость только для одного из КРТ.

Предлагаемая ракета-носитель с параллельным размещением вдоль ее продольной оси изолированных (отдельных), а также жестко связанных в единую конструкцию баков-блоков может быть реализована и в иных вариантах компоновки (взаимного расположения) баков.

Некоторые иные варианты (из множества возможных) представлены на фиг. 3-8.

Предлагаемая ракета-носитель может быть осуществлена в виде (см. фиг. 3) несущего центрального бака 10 для одного из КРТ и прикрепленных к нему двух боковых баков 11 и 12 для второго КРТ. При этом баки 11 и 12 могут отличаться по длине от бака 10.

Предлагаемая ракета-носитель может быть осуществлена также в виде (см. фиг. 4) одного несущего центрального бака 13 для одного из КРТ и прикрепленных к нему четырех боковых баков 14 для второго КРТ. При этом боковые баки могут отличаться по длине от бака 13.

Предлагаемая ракета-носитель может быть осуществлена также в виде (см. фиг. 5) соосно скомпонованных баков - с размещением бака для одного из КРТ внутри бака для второго КРТ, а именно: бак 15 размещен в этом варианте внутри бака 16. В данной конструкции стенки бака 15 выполняют роль внутренней стенки для внешнего бака 16, что позволяет уменьшить общую массу баков. При этом, при соосном расположении полезной нагрузки и указанных баков, несущим может быть выполнен только внутренний бак, что позволит также существенно уменьшить суммарную массу баков. Кроме того, при боковом (как, например, в комплексе «Энергия» - «Буран») размещении полезного груза и центральный бак может быть выполнен не несущим и существенно облегчен. Баки 15 и 16 также могут иметь разную длину.

Предлагаемая ракета-носитель может быть осуществлена также в виде (см. фиг. 6) двух жестко связанных в единую конструкцию баков: бака 17 (для одного из КРТ) и бака 18 (для второго КРТ). В данном варианте баки 17 и 18 имеют общую плоскую внутреннюю стенку 19, что также позволят снизить суммарную массу баков. При этом несущим элементом может быть не только один из баков, но и только некоторая часть одного из баков или, например, часть разделительной стенки 19. Возможен также вариант с боковым расположением полезного груза - с прикреплением его к баку 17 - диаметрально противоположно относительно бака 18.

Предлагаемая ракета-носитель может быть осуществлена также в виде (см. фиг. 7) жестко связанных в единую конструкцию баков: центрального цилиндрического бака 20 (для одного из КРТ) и боковых баков 21, 22, 23 и 24 (для второго КРТ). В данной конструкции соответствующие части стенок центрального цилиндрического бака 20 будут также выполнять роль внутренних стенок баков 21, 22, 23 и 24.

Предлагаемая ракета-носитель может быть осуществлена также в виде (см. фиг. 8) жестко связанных в единую конструкцию баков: нецилиндрического центрального бака (для одного из КРТ) 25 с плоскими стенками 26 и боковых баков 27, 28, 29 и 30 (для второго КРТ). В данной конструкции плоские стенки 26 бака 25 будут также выполнять роль внутренних стенок баков 27, 28, 29 и 30.

Внешние стенки вариантов ракет-носителей с боковыми баками, представляющими единые (интегрированные) конструкции с центральными баками (см. фиг. 6, 7 и 8), могут быть, например, полуцилиндрическими или полуэллиптическими. Для определения наиболее рациональных (обеспечивающих минимальную суммарную массу баков) форм и внешних, и внутренних (общих) стенок боковых баков необходимо (в каждом конкретном случае) использовать методы вариационного исчисления.

Число баков в различных реализациях предлагаемой ракеты-носителя может быть различным.

Жидкостные ракетные двигатели (блоки ЖРД) могут размещаться как только под одним из баков, так и под только некоторыми из отдельных баков-блоков, а также и под каждым из баков-блоков.

Предлагаемое техническое решение (его варианты) позволяет уменьшить суммарную массу баков-блоков каждой ступени (и, следовательно, увеличить реально реализуемые значения К_в) за счет следующих факторов:

1. Исключения переходных отсеков, связывающих в ракетах-носителях традиционных конструкций расположенные друг над другом (последовательно) баки с разными КРТ.

2. Только один бак-блок (например - центральный) может быть выполнен в предлагаемых ракетах-носителях несущим.

3. При выполнении несущим только одного бака-блока остальные баки-блоки, не выполняющие силовых несущих функций, будут иметь существенно меньшие массы.

4. Исключения необходимости в достаточно массивных трубопроводах, соединяющих в ракетах-носителях традиционных конструкций верхний бак с блоком ЖРД и проходящих сквозь весь нижний бак.

5. Ввиду меньших размеров несущего бака-блока (при оптимизации его геометрических характеристик) его масса также будет меньше.

6. При соосно-параллельном размещении баков для разных КРТ (когда бак для одного из КРТ расположен внутри бака со вторым КРТ) только внутренний бак может быть выполнен несущим, что также позволяет существенно уменьшить общую массу.

7. При боковом (как у ракеты-носителя «Энергия») размещении блока полезной нагрузки все баки-блоки могут быть выполнены не несущими.

8. При соосно-параллельном размещении баков для разных КРТ при использовании на ракете-носителе жидкого водорода и жидкого кислорода внутренний бак целесообразно выполнять жидководородным, а внешний - жидкокислородным, что позволяет осуществить своеобразную «каскадную» термоизоляцию для криогенного внутреннего жидководородного бака (реализовать совмещение функций в теплозащите), в качестве которой будут: а) термоизоляция для внешнего жидкокислородного бака, б) собственно сам жидкий кислород во внешнем баке и в) термоизоляция для внутреннего жидководородного бака. Указанное обстоятельство позволяет существенно уменьшить массу термоизоляции для криогенного внутреннего жидководородного бака.

9. При выполнении внутренних стенок внешних баков, параллельно расположенных относительно центрального бака, общими и для центрального бака, и для соответствующих внешних баков суммарная их масса будет существенно меньше, чем у прототипа.

10. Концентрическое (относительно внутреннего бака) расположение внешнего бака позволит уменьшить массу волногасящих элементов (если они необходимы) внутри внешнего бака.

11. При рациональном размещении ЖРД (если их несколько) относительно баков-блоков будет достигнуто уменьшение общей массы топливных магистралей, соединяющих отдельные ЖРД с баками с КРТ. Это будет обусловлено тем, что каждый отдельный ЖРД будет соединен напрямую коротким патрубком с ближайшим отводом от днища соответствующего бака или с несколькими (в разных местах) отводами от днищ баков.

Указанные факторы, а также осуществление предложенного способа, позволяют достичь заявленной цели - существенного увеличения достигаемого при использовании заявленного технического решения коэффициента выведения К_в.

Функционирование (осуществление рабочего процесса, для выполнения которого и создаются все ракеты-носители) заявленного объекта (его всех вариантов реализации) происходит следующим образом (стандартным для любых видов и конструкций ракет-носителей): при старте с земли или при начале работы определенной (следующей) его ступени включают в работу все его ЖРД, которые снабжают КРТ из соответствующих баков-блоков, и осуществляют разгон (до полного исчерпания КРТ) ракеты-носителя и ее полезной нагрузки. Если ракета-носитель выполнена многоступенчатой, то ее разгон (рабочее функционирование) осуществляют путем последовательного функционирования всех ее ступеней.

При размещении ЖРД на каждом баке-блоке (и, подобным же образом, на каждой ступени) предлагаемой ракеты-носителя осуществляют следующий способ ее рабочего функционирования.

При старте ракеты-носителя включают в действие все жидкостные ракетные двигатели - например, первой ступени, - но при этом снабжение компонентами ракетного топлива всех жидкостных ракетных двигателей ступени осуществляют от центрального бака, содержащего один из компонентов, и только от одного - заданного - из всех боковых баков, содержащих второй компонент, затем, после полного исчерпания в указанном боковом баке всего запаса содержавшегося в нем компонента, осуществляют перекрытие топливных магистралей, соединяющих жидкостные ракетные двигатели, размещенные на указанном баке, с иными баками и ЖРД и производят сброс данного бака вместе с размещенными на нем жидкостными ракетными двигателями, и переключают снабжение всех оставшихся ракетных двигателей вторым компонентом от второго бокового бака с этим компонентом, после полного исчерпания и в нем всего запаса содержавшегося в нем компонента, осуществляют те же операции, которые осуществлялись с первым боковым баком, и производят сброс второго бокового бака - вместе с размещенными на нем ракетными двигателями, - затем переключают снабжение всех оставшихся ракетных двигателей вторым компонентом из третьего бокового бака с этим компонентом и указанные операции повторяют до полного исчерпания всех запасов всех компонентов во всех баках ракеты-носителя (ее соответствующей ступени).

Подобным же способом осуществляют рабочий процесс и при размещении всех ЖРД ступени в одном-единственном блоке, но с той лишь разницей, что в этом случае осуществляют последовательный сброс последовательно опустошаемых в полете отдельных баков-блоков, не содержащих ЖРД. Но, очевидно, что все потенциальные возможности предлагаемого в данном случае не будут реализованы.

В качестве конкретного примера осуществления предлагаемого (и собственно ракеты-носителя, и способа осуществления ее разгона на активном участке ее траектории), а также иллюстрации того, что при этом достигается существенное увеличение коэффициента выведения К_в (т.е. того, что заявленная цель достигается), ниже приведены данные и характеристики одноступенчатой ракеты-носителя с параллельным - относительно ее продольной оси - размещением баков с КРТ (в виде отдельных, конструктивно обособленных, блоков).

Параметры ракеты-носителя выбраны следующие:

1. КРТ - жидкий водород и жидкий кислород.

2. Массы КРТ - в точности такие же, как у центрального жидководородно-жидкокислородного блока Ц советской ракеты-носителя «Вулкан», а именно: масса жидкого водорода - 119 тонн; масса жидкого кислорода - 713 тонн.

3. Жидкий водород размещен в центральном несущем баке, к верхней части которого прикреплен блок полезной нагрузки.

4. К жидководородному баку прикреплены 3 одинаковых бака с жидким кислородом - по 237, (6) тонн в каждом.

5. На каждом из 4-х баков размещены по 2 жидкостных ракетных двигателя (ЖРД) РД-0120, специально модернизированных для ракеты-носителя «Вулкан» и имеющих следующие характеристики: масса одного ЖРД - 3,5 тонны; тяга одного ЖРД у земли - 224 тонны; тяга одного ЖРД в вакууме - 230 тонн; импульс у земли - 443 с (4341,4 метров в секунду); импульс в вакууме - 460,5 с (4512,9 метров в секунду).

6. Топливные магистрали каждого ЖРД соединены с каждым баком с КРТ и имеют необходимые отсечные клапаны.

7. Уровень конструкционного совершенства баков (К_СБ) выбран таким же, как у блока Ц указанной ракеты-носителя, а именно - К_СБ=М_КБ/М_КРТ=0,107813, где: М_КБ - масса конструкции ее баков (89,7 тонн); М_КРТ - общая масса КРТ (832 тонны).

8. Масса жидководородного бака равна 15 тоннам (К_с*119 + запас по прочности).

9. Масса жидководородного бака плюс масса двух ЖРД - 22 тонны.

10. Масса заправленного жидководородного бака плюс масса двух ЖРД - 141 тонна.

11. Масса одного (каждого) жидкокислородного бака равна 25,6234 тоннам.

12. Масса жидкокислородного бака плюс масса двух ЖРД - 32,6234 тонны.

13. Масса одного заправленного жидкокислородного бака плюс масса двух ЖРД - 270,29 тонн.

14. Общая (с 8 ЖРД) всех баков (незаправленных) - 119,87 тонн.

15. Общая масса полностью заправленной КРТ ступени - 951,87 тонн.

16. На активном участке полета осуществляют предложенный способ (на 1-м этапе разгона все ЖРД снабжаются жидким кислородом только от одного, заранее указанного в программе полета, внешнего жидкокислородного бака; после полного его опустошения все оставшиеся ЖРД (6 шт.) переключают на снабжение кислородом только из второго внешнего жидкокислородного бака, а первый бак отсоединяют (вместе с его ЖРД) от ракеты-носителя; после полного опустошения второго бака его сбрасывают (вместе с его ЖРД), а снабжение всех оставшихся ЖРД (4 шт.) осуществляют от третьего внешнего жидкокислородного бака; снабжение ЖРД жидким водородом на всех этапах осуществляют от единственного (центрального) жидководородного бака).

Некоторые «неудобства» от несимметричности ракеты-носителя на 2-м и 3-м этапах разгона (активного участка траектории) легко компенсируется управляемыми по вектору тяги ЖРД РД-0120. Полеты с несимметричной компоновкой ракет-носителей осуществлялись на челноках «Спейс шатл» и комплексах «Энергия» - «Полюс» и «Энергия» - «Буран».

Все параметры по блоку Ц взяты из книги «Триумф и трагедия «Энергии»» (автор - главный конструктор ракеты-носителя «Энергия» Б.И. Губанов; том 3, глава «Перспективный ряд ракет-носителей», раздел, посвященный ракете «Вулкан»; страница не указывается, так как был использован электронно-цифровой вариант книги, свободно распространяемый в Сети), а по ЖРД РД-0120 - из статьи «О маршевом кислородно-водородном двигателе РД-0120» на www.buran.ru/htm/11-3.htm.

Ракета-носитель с указанными выше параметрами при характеристической скорости (V_x), равной 8000 м/сек (рассчитываемой по известной формуле Циолковского), позволяет разгонять до указанной скорости полезную нагрузку массой в 102,839 тонн. При этом коэффициент выведения (К_в), равный отношению массы полезной нагрузки к общей стартовой массе ракеты-носителя, равен 0,0975046.

При комплексной оптимизации («ноу хау» - знаю как!) конструкции ракет-носителей, осуществленных в соответствии с предложенными в данной заявке техническими решениями, присущий им коэффициент выведения К_в может быть доведен (при V_Х=8000 м/сек) до 0,12-0,14. Для рассмотренного выше конкретного варианта реализации предлагаемой ракеты-носителя - при ее оптимизации - масса полезного груза, разгоняемого до характеристической скорости (V_x), равной 8000 м/сек, может быть доведена до 140-150 тонн (при той же самой, равной 832 тоннам, массе КРТ).

Для сравнения: К_в ракеты-носителя «Протон-М» равен 0,031, а ракет-носителей «Энергия» и «Вулкан» - 0,043.

При использовании в качестве ракеты-носителя только блока Ц от советской ракеты-носителя «Вулкан» (т.е. без 8 боковых блоков А), но дооснащенного еще дополнительно 4 ЖРД РД-0120 (иначе блок Ц просто не сможет оторваться от стартового стола), указанная выше характеристическая скорость будет достигнута при массе полезной нагрузки, равной всего 50,81 тоннам (К_в=0,0508705).

При стартовой массе ракет-носителей, сконструированных в соответствии с предложенным, равной 2000-2500 тоннам, массы выводимых на низкие околоземные орбиты полезных грузов могут достигать 250-300 тонн. Для сравнения: ракета-носитель «Вулкан» (ее наиболее проработанный вариант) при ее стартовой массе в 4747 тонн обеспечивала бы выведение полезных грузов массой до 200 тонн (см. книгу «Триумф и трагедия «Энергии»», автор - ее главный конструктор Б.И. Губанов, том 3, глава «Перспективный ряд ракет-носителей», раздел, посвященный ракете «Вулкан»; страница не указывается, так как был использован электронно-цифровой вариант книги, свободно распространяемый в Сети) с К_в, равным по-прежнему примерно 0,043.

Как следует из вышеизложенного, предложенные ракеты-носители позволяют выводить значительные по массе полезные грузы на низкие околоземные орбиты даже в их одноступенчатых вариантах реализации.

Техническая (промышленная) осуществимость (применимость) предложенного технического решения (его вариантов) обусловлена (доказывается) тем, что для его реализации могут быть использованы разработки и технологии, созданные (осуществленные, так сказать, «в металле», отработанные до высочайших значений надежности и доведенные до летных образцов) для ракет-носителей «Энергия» и «Вулкан» - в частности, жидкостные ракетные двигатели РД-0120. При использовании современных (созданных за 3 десятилетия, истекших со времени завершения разработки проектов «Энергия» и «Вулкан») материалов и технологий фактически реализуемое значение коэффициента выведения К_в может быть дополнительно существенно увеличено.

Предложенное техническое решение позволяет существенно (в полтора-два раза) увеличить достигаемые при его использовании технические характеристики ракет-носителей: масс выводимых на нужные (заданные) траектории полезных грузов и коэффициента К_в.

Предложенное техническое решение позволяет существенно (по самым грубым оценкам, примерно в 2 раза) уменьшить стоимость космических запусков и, следовательно, существенно снизить удельную стоимость выведения в космос одного килограмма полезного груза.

Следует также отметить, что в варианте исполнения ракеты-носителя в виде одного несущего центрального бака для одного из КРТ (например, жидкого водорода) и прикрепленными к нему несколькими боковыми, не несущими баками-блоками для второго КРТ (например, жидкого кислорода), выполненными с возможностью их отделения в полете, будет обеспечиваться несколько большая безопасность на активных участках траектории: при нештатной ситуации все боковые баки-блоки могут быть сброшены, а блок полезной нагрузки - при необходимости - уведен в сторону и спасен стандартными средствами.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при разгоне ракеты-носителя (РН) с параллельным расположением баков для различных компонентов ракетного топлива. При старте РН включают в действие все жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) первой ступени, осуществляют снабжение компонентами ракетного топлива всех ЖРД ступени от центрального бака, содержащего один из компонентов, и от одного бокового бака, содержащего второй компонент, осуществляют перекрытие топливных магистралей после полного исчерпания в боковом баке всего запаса КРТ, производят сброс бокового бака вместе с размещенными на нем ЖРД, переключают снабжение всех оставшихся ракетных двигателей вторым компонентом от другого бокового бака с КРТ, повторяют операции перекрытия топливных магистралей, сброса бокового бака и переключения топливных магистралей до полного исчерпания всех запасов всех КРТ во всех баках РН соответствующей ступени. Изобретение позволяет увеличить массу полезной нагрузки (ПН) и скорость РН при прежней массе ПН. 8 ил.

Способ применения ракеты-носителя с параллельным и не соосным расположением баков для различных компонентов ракетного топлива (КРТ) и выполнением бака для одного (первого) компонента ракетного топлива - например, жидкого водорода - центральным, выполнением хранилища (баков) для второго компонента ракетного топлива - например, жидкого кислорода - в виде, по крайней мере, двух отдельных баков, симметрично расположенных вокруг центрального бака и при этом и на центральном, и на боковых баках размещены жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), отличающийся тем, что при старте ракеты-носителя включают в действие все жидкостные ракетные двигатели - например, первой ступени, - но при этом снабжение КРТ всех жидкостных ракетных двигателей ступени осуществляют от центрального бака, содержащего один из компонентов, и только от одного - заданного - из всех боковых баков, которые, в общем случае, выполняют разными по длине и/или объему, содержащих второй компонент, затем, после полного исчерпания в указанном боковом баке всего запаса содержавшегося в нем компонента, осуществляют перекрытие топливных магистралей, соединяющих жидкостные ракетные двигатели, размещенные на указанном баке, с иными баками и ЖРД и производят сброс данного бака вместе с размещенными на нем жидкостными ракетными двигателями, и переключают снабжение всех оставшихся ракетных двигателей вторым компонентом от второго бокового бака с этим компонентом, после полного исчерпания и в нем всего запаса содержавшегося в нем компонента, осуществляют те же операции, которые осуществлялись с первым боковым баком, и производят сброс второго бокового бака - вместе с размещенными на нем ракетными двигателями, - затем переключают снабжение всех оставшихся ракетных двигателей вторым компонентом из третьего бокового бака с этим компонентом и указанные операции повторяют до полного исчерпания всех запасов всех компонентов во всех баках соответствующей ступени ракеты-носителя.