ВОЗВРАЩАЕМАЯ ВЕРХНЯЯ СТУПЕНЬ ДВУХСТУПЕНЧАТОЙ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ И СПОСОБ ЕЁ ПОСАДКИ Российский патент 2023 года по МПК B64G1/00 

Область техники

Изобретение относится к области ракетной и космической техники и может найти применение при создании возвращаемых ступеней полностью многоразовых ракет-носителей космического назначения.

Уровень техники

Известен проект двухступенчатой баллистической многоразовой транспортной космической системы (БМТКС) (RU 2485025 С1), предназначенной для выведения на орбиту искусственного спутника Земли космических аппаратов различного назначения, двухступенчатая БМТКС содержит ракетные ступени с баками горючего и баками окислителя - кислорода, маршевые двигательные установки (ДУ) и ДУ стабилизации и ориентации, первую ступень цилиндрической формы, снабженную хвостовым отсеком, переходником и обтекателем, в качестве горючего маршевых ДУ использован водород, баки обеих ступеней системы выполнены несущими с совмещенными днищами, а вторая ступень выполнена в виде усеченного конуса со сферическими днищами, снабжена теплозащитой, обе ступени снабжены посадочными опорами. Известно, что баллистический спуск сопровождается большими перегрузками, большими тепловыми потоками на конструкцию. К тому же имеет место низкая точность приземления. Достоинством проекта является отработанность в наше время устройств с баллистическим спуском с орбиты. Недостатком проекта является большая относительная масса теплозащиты второй ступени, покрывающей всю ее боковую поверхность и оба днища, что позволяет полагать, что данный проект применим лишь к ракетам-носителям сверхлегкого класса. Однако выигрыш от применения таких многоразовых ракет-носителей представляется сомнительным.

Известен также проект, принимаемый за аналог, многоразовой ступени ракеты-носителя (RU 2766475 C1), которая содержит отсек полезной нагрузки, приборный отсек, выдвижные или раскладные посадочные опоры, бак первого компонента топлива, торовый бак второго компонента топлива, расположенный ниже бака первого компонента, расположенный ниже торового бака двигательный отсек, в котором размещена двигательная установка, камеры которой расположены по окружности днища ступени и обеспечивают управление вектором тяги, стабилизацию ступени, торможение и посадку, при этом отсек полезной нагрузки образован поверхностями указанных баков, снабжен устройством перемещения установленной в этом отсеке полезной нагрузки вдоль оси ступени, между камерами двигательной установки расположен люк полезной нагрузки, а указанные посадочные опоры закреплены на днище ступени или на наружной поверхности бака второго компонента топлива, причем ступень дополнительно снабжена парашютной системой спасения. Преимуществом этого проекта по сравнению с предыдущим является использование ракетного (с использованием ракетных двигателей) способа управления спуском с орбиты, обеспечивающего меньшие перегрузки и меньшие тепловые потоки на конструкцию, а также более высокую точность приземления. Недостатком проекта является также большая относительная масса теплозащиты, что не позволяет применить этот проект к ракете-носителю легкого и среднего класса.

Известен проект частной компании США "SpaceX" (Выступление Илона Маска на 68-м международном астронавтическом конгрессе 29.09.2017) многоразового космического корабля "Starship", принимаемого за прототип, являющегося верхней ступенью полностью многоразовой двухступенчатой ракеты-носителя сверхтяжелого класса «Super Heavy». Ступень имеет диаметр 9 м, длину 50 м с заостренной носовой частью, снабжена верхними и нижними аэродинамическими поверхностями для управления при спуске с орбиты в атмосфере Земли. Теплозащитные плитки покрывает с наветренной стороны всю ступень, ее носовую часть и аэродинамические поверхности. Посадка осуществляется с использованием ракетных двигателей. Ступень предназначена для посадки на поверхность Земли, Луны и Марса. Достоинство проекта состоит в том, что благодаря большому диаметру ступени для посадки ей достаточно специально выдвигаемых опор. Однако большинство эксплуатируемых и проектируемых в настоящее время двухступенчатых ракет-носителей относятся к классу легких и средних, их верхние ступени имеют диаметр порядка 4-5 м, длину 15-20 м и посадочную массу порядка 7-10 т. Путь к полной многоразовости ракет-носителей легкого и среднего классов частично пройден: первая ступень ракеты-носителя «Falcon-9» успешно садится на Землю с использованием маршевых ракетных двигателей и четырех раскладываемых опор. Спуск с орбиты и приземление вторых ступеней этих ракет-носителей представляет собой сложную техническую проблему, не решенную до настоящего времени. Основная трудность состоит в том, что всякое увеличение массы второй ступени для обеспечения ее многоразовости (утяжеление конструкции, увеличение массы остатка топлива на спуск с орбиты и торможение перед посадкой) при той же массе полезного груза приводит к существенному увеличению массы конструкции и необходимого запаса топлива первой ступени. Поэтому доработка существующих ракет-носителей легкого и среднего класса для обеспечения многоразовости невозможна. Однако для вновь проектируемых ракет-носителей этих классов следует рассматривать возможность обеспечения их многоразовости. При этом, с одной стороны, будут иметь место повышенные затраты на проектирование и производство, но, с другой стороны, уменьшатся затраты на эксплуатацию, то есть в основном на топливо. При большой серии пусков ракеты-носителя затраты на проектирование и производство могут быстро окупиться.

Таким образом, известные технические решения являются непригодными для создания возвращаемой верхней ступени двухступенчатой ракеты носителя легкого и среднего класса и способа ее посадки.

Причиной, препятствующей решению технической проблемы создания возвращаемой верхней ступени двухступенчатой ракеты носителя легкого и среднего класса и способа ее посадки, является отсутствие до настоящего времени проектов возвращаемой верхней ступени и способов ее посадки, пригодных для реализации, стоимость которой была бы экономически оправдана.

Раскрытие сущности изобретения

Предлагается конструкция возвращаемой верхней ступени двухступенчатой ракеты носителя легкого и среднего класса и способ ее посадки, полученные в результате масштабирования конструкции космического корабля "Starship", реализации ее мягкой посадки в пресноводный бассейн и применения финального алгоритма управления, обеспечивающего поворот возвращаемой ступени из вертикального в устойчивое горизонтальное положение.

a. Предлагается конструкция возвращаемой верхней ступени двухступенчатой ракеты-носителя, содержащая в средней части цилиндрический корпус из соединенных тандемом несущих баков окислителя и горючего, в носовой заостренной части которого расположен отсек полезного груза с открывающейся крышкой. В хвостовой части расположен метановый маршевый жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) в двухстепенном кардановом подвесе, сопло которого выступает за контур хвостового отсека. В межбаковом пространстве имеются два пусковых бака с компонентами топлива для зажигания ЖРД в состоянии невесомости перед спуском с орбиты и перед маневром поворота корпуса ступени непосредственно перед посадкой. Две верхние и две нижние аэродинамические поверхности обеспечивают управление ступенью при спуске с орбиты в атмосфере Земли. Теплозащитные плитки покрывает с наветренной стороны всю ступень, ее носовую часть и аэродинамические поверхности. Между выступающим соплом маршевого ЖРД и шпангоутом хвостового отсека установлен неподвижный герметичный конический обтекатель, закрывающий хвостовой отсек, и герметично состыкованный с ним и с выходным срезом сопла конический сильфон, обеспечивающий подвижность сопла в пределах его углов качания. Конический обтекатель и конический сильфон с наветренной стороны закрыты цилиндрическим теплозащитным экраном, закрепленным на шпангоуте хвостового отсека.

b. Система ориентации возвращаемой верхней ступени содержит финальный алгоритм управления, обеспечивающий поворот ступени из исходного вертикального в заданное горизонтальное положение с малой угловой скоростью.

c. Для посадки возвращаемой верхней ступени используется пресноводный бассейн заданных размеров, снабженный погрузочно-разгрузочным и транспортным оборудованием.

d. Способ посадки возвращаемой верхней ступени двухступенчатой ракеты-носителя включает разворот корпуса ступени на орбите хвостовым отсеком по направлению вектора скорости ее орбитального движения и включение маршевого ЖРД для выдачи импульса скорости для торможения и схода с орбиты. Перед входом ступени в плотные слои атмосферы осуществляется разворот корпуса ступени и удержание его в положении, в котором продольная ось ступени находится под заданным углом к вектору скорости набегающего потока воздуха для торможения движения боковой поверхностью корпуса. Непосредственно перед посадкой включается маршевый ЖРД и производится ускоренный разворот корпуса ступени в вертикальное положение хвостовым отсеком к Земле путем отклонения маршевого ЖРД на предельный угол. Для приближения к посадочной поверхности с малой скоростью производится дросселирования тяги маршевого ЖРД. Посадка ступени осуществляется в пресноводный бассейн, снабженный погрузочно-разгрузочным и транспортным оборудованием. В момент окончания обратного хода ступени из воды включается финальный алгоритм управления ориентацией ступени, обеспечивающий поворот ступени из исходного вертикального в заданное горизонтальное положение с малой угловой скоростью до принятия ступенью горизонтального положения подветренной стороной к воде.

Задачей этого изобретения является разработка возвращаемой верхней ступени двухступенчатой ракеты-носителя на основе масштабирования конструкции многоразового космического корабля «Starship" и реализации способа ее посадки в устойчивое горизонтальное положение в пресноводный бассейн, снабженный погрузочно-разгрузочным и транспортным оборудованием, и, тем самым, обеспечивающих снижение стоимости разработки, производства и эксплуатации ступени.

Поставленная задача решается тем, что возвращаемая верхняя ступень двухступенчатой ракеты-носителя, содержащая цилиндрический корпус с тандемно расположенными несущими баками окислителя и горючего в средней части, отсек полезной нагрузки с открывающейся крышкой с подветренной стороны в заостренной носовой части, хвостовой отсек с расположенным в нем метановым маршевым жидкостным ракетным двигателем (ЖРД) в двухстепенном кардановом подвесе с дросселированием тяги, сопло которого выступает за контур хвостового отсека, в межбаковом пространстве имеются два пусковых бака с компонентами топлива для зажигания ЖРД в состоянии невесомости перед спуском с орбиты и перед маневром поворота корпуса ступени непосредственно перед посадкой, две верхние и две нижние аэродинамические поверхности для управления ступенью на атмосферном участке полета, на ее носовой части, корпусе и аэродинамических поверхностях с наветренной стороны установлены теплозащитные плитки, системы ориентации, навигации и управления движением с рулевыми реактивными двигателями ориентации, согласно изобретению между выступающим соплом маршевого ЖРД и шпангоутом хвостового отсека установлен неподвижный герметичный конический обтекатель, закрывающий хвостовой отсек, и герметично состыкованный с ним и с выходным срезом сопла конический сильфон, обеспечивающий подвижность сопла в пределах его углов качания, конический обтекатель и конический сильфон с наветренной стороны закрыты цилиндрическим теплозащитным экраном, закрепленным на шпангоуте хвостового отсека.

Система ориентации возвращаемой верхней ступени содержит финальный алгоритм управления, обеспечивающий поворот ступени из исходного вертикального в заданное горизонтальное положение с малой угловой скоростью.

Для посадки возвращаемой верхней ступени используется пресноводный бассейн заданных размеров, снабженный погрузочно-разгрузочным и транспортным оборудованием.

Способ посадки возвращаемой верхней ступени ракеты-носителя, содержащий операции управления на внеатмосферном участке спуска с орбиты, атмосферном участке и участке маневра поворота корпуса ступени непосредственно перед посадкой и в процессе посадки, включает разворот корпуса ступени на орбите хвостовым отсеком по направлению вектора скорости ее орбитального движения, включение маршевого ЖРД для выдачи импульса скорости для торможения и схода с орбиты, разворот корпуса ступени и удержание в положении, в котором продольная ось ступени находится под заданным углом к вектору скорости набегающего потока воздуха на атмосферном участке для торможения движения боковой поверхностью корпуса, включение маршевого ЖРД и ускоренный разворот корпуса ступени в вертикальное положение хвостовым отсеком к Земле путем отклонения маршевого ЖРД на предельный угол непосредственно перед посадкой, приближение к посадочной поверхности с малой скоростью путем дросселирования тяги маршевого ЖРД, согласно изобретению посадка ступени осуществляется в пресноводный бассейн, снабженный погрузочно-разгрузочным и транспортным оборудованием, а в момент окончания обратного хода ступени из воды включается финальный алгоритм управления ориентацией ступени, обеспечивающий поворот ступени из исходного вертикального в заданное горизонтальное положение с малой угловой скоростью до принятия ступенью устойчивого горизонтального положения подветренной стороной к воде.

Сущность изобретения поясняется чертежом.

На фиг. 1 приведен чертеж горизонтальной проекции возвращаемой верхней ступени двухступенчатой ракеты-носителя.

На этом чертеже:

1 - маршевый ЖРД;

2 - хвостовой отсек;

3 - бак горючего;

4 - пусковые баки горючего и окислителя;

5 - бак окислителя;

6 - отсек полезного груза;

7 - крышка отсека полезного груза;

8 - верхние аэродинамические поверхности;

9 - нижние аэродинамические поверхности;

10 - конический обтекатель;

11 - конический сильфон;

12 - цилиндрический тепловой экран.

Осуществление изобретения

Пример возможной реализации предложенного технического решения.

Возвращаемая верхняя ступень двухступенчатой ракеты-носителя содержит (фиг. 1) метановый маршевый ЖРД 1, установленный в двухстепенном кардановом подвесе в хвостовом отсеке 2 так, что сопло выступает за контур хвостового отсека, бак горючего 3, пусковые баки 4 горючего и окислителя, бак окислителя 5, отсек полезного груза 6 в заостренной носовой части ступени с открывающейся крышкой 7, установленной на подветренной стороне ступени, верхние аэродинамические поверхности 8, нижние аэродинамические поверхности 9, конический обтекатель 10, конический сильфон 11, тепловой цилиндрический экран 12. На чертеже не показаны системы ориентации, навигации и управления движением с реактивными двигателями ориентации. Не показаны также установленные на наветренной стороне носовой части, корпуса, верхних и нижних аэродинамических поверхностей теплозащитные плитки.

Устройство имеет следующие характеристики. Диаметр цилиндрической части корпуса равен 4,1 м, длина с носовой частью 20 м, масса ступени в момент касания водной поверхности равна 7,5 т. Для успешного приводнения ступени необходим пресноводный бассейн диаметром 60 м и глубиной 4,5 м, снабженный погрузочно-разгрузочным и транспортным оборудованием.

В результате применения настоящего изобретения техническое решение, направленное на разработку возвращаемой верхней ступени двухступенчатой ракеты-носителя и способа ее посадки и снижение стоимости разработки, производства, и эксплуатации ступени, реализуется за счет масштабирования конструкции многоразового космического корабля "Starship", применения пресноводного бассейна для посадки ступени и финального алгоритма управления ориентацией ступени, осуществляющего перевод ступени из вертикального в устойчивое горизонтальное положение на воде.

Группа изобретений относится к области ракетной и космической техники. Возвращаемая верхняя ступень двухступенчатой ракеты-носителя содержит корпус, основные и пусковые баки окислителя и горючего, носовой отсек полезной нагрузки с открывающейся крышкой, хвостовой отсек с выступающим за его пределы соплом метанового маршевого ЖРД, управляемые верхние и нижние аэродинамические поверхности. Имеются теплозащитные плитки. Хвостовой отсек герметично закрыт коническим обтекателем и коническим сильфоном, которые закрыты цилиндрическим теплозащитным экраном. Посадка верхней ступени после выдачи тормозного импульса схода с орбиты при движении в атмосфере Земли осуществляется благодаря торможению корпусом ступени с заданным углом положения ступени к вектору скорости набегающего потока воздуха, включению маршевого ЖРД и маневра поворота ступени в вертикальное положение непосредственно перед посадкой в пресноводный бассейн и последующего поворота ступени в устойчивое горизонтальное положение. Достигается реализация посадки возвращаемой верхней ступени. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Возвращаемая верхняя ступень двухступенчатой ракеты-носителя, содержащая цилиндрический корпус с тандемно расположенными несущими баками окислителя и горючего в средней части, отсек полезной нагрузки с открывающейся крышкой с подветренной стороны в заостренной носовой части, хвостовой отсек с расположенным в нем метановым маршевым жидкостным ракетным двигателем (ЖРД) в двухстепенном кардановом подвесе с дросселированием тяги, сопло которого выступает за контур хвостового отсека, в межбаковом пространстве имеются два пусковых бака с компонентами топлива для зажигания ЖРД в состоянии невесомости перед спуском с орбиты и перед маневром поворота корпуса ступени непосредственно перед посадкой, две верхние и две нижние аэродинамические поверхности для управления ступенью на атмосферном участке полета, на ее носовой части, корпусе и аэродинамических поверхностях с наветренной стороны установлены теплозащитные плитки, системы ориентации, навигации и управления движением с рулевыми реактивными двигателями ориентации, отличающаяся тем, что между выступающим соплом маршевого ЖРД и шпангоутом хвостового отсека установлен неподвижный герметичный конический обтекатель, закрывающий хвостовой отсек, и герметично состыкованный с ним и с выходным срезом сопла конический сильфон, обеспечивающий подвижность сопла в пределах его углов качания, конический обтекатель и конический сильфон с наветренной стороны закрыты цилиндрическим теплозащитным экраном, закрепленным на шпангоуте хвостового отсека.

2. Возвращаемая верхняя ступень двухступенчатой ракеты-носителя по п. 1, отличающаяся тем, что ее система ориентации содержит финальный алгоритм управления, обеспечивающий поворот ступени из исходного вертикального в заданное горизонтальное положение с малой угловой скоростью.

3. Возвращаемая верхняя ступень двухступенчатой ракеты-носителя по п. 1, отличающаяся тем, что для ее посадки используется пресноводный бассейн заданных размеров, снабженный погрузочно-разгрузочным и транспортным оборудованием.

4. Способ посадки возвращаемой верхней ступени ракеты-носителя, содержащий операции управления на внеатмосферном участке спуска с орбиты, атмосферном участке и участке маневра поворота корпуса ступени непосредственно перед посадкой и в процессе посадки, включает разворот корпуса ступени на орбите хвостовым отсеком по направлению вектора скорости ее орбитального движения, включение маршевого ЖРД для выдачи импульса скорости для торможения и схода с орбиты, разворот корпуса ступени и удержание в положении, в котором продольная ось ступени находится под заданным углом к вектору скорости набегающего потока воздуха на атмосферном участке для торможения движения боковой поверхностью корпуса, включение маршевого ЖРД и ускоренный разворот корпуса ступени в вертикальное положение хвостовым отсеком к Земле путем отклонения маршевого ЖРД на предельный угол непосредственно перед посадкой, приближение к посадочной поверхности с малой скоростью путем дросселирования тяги маршевого ЖРД, отличающийся тем, что посадка ступени осуществляется в пресноводный бассейн, снабженный погрузочно-разгрузочным и транспортным оборудованием, а в момент окончания обратного хода ступени из воды включается финальный алгоритм управления ориентацией ступени, обеспечивающий поворот ступени из исходного вертикального в заданное горизонтальное положение с малой угловой скоростью до принятия ступенью устойчивого горизонтального положения подветренной стороной к воде.