МНОГОРАЗОВЫЙ УСКОРИТЕЛЬ ПЕРВОЙ СТУПЕНИ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ НА БАЗЕ УНИФИЦИРОВАННОГО РАКЕТНОГО БЛОКА

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может найти применение при создании ракетных комплексов, предназначенных, в том числе, для выведения на орбиту различных космических объектов в широком диапазоне наклонений без отчуждения земель под поля падения отработавших ускорителей.

Из технической и патентной литературы известны проекты многоразовых ускорителей первой ступени ракет-носителей. Применение многоразовых ускорителей в составе ракет-носителей позволяет исключить отчуждение земель под поля падения отработавших ускорителей и снизить стоимость доставки полезного груза на орбиту.

Известен, в частности, многоразовый ускоритель первой ступени носителя для варианта модернизации многоразовой транспортной космической системы «Спейс Шаттл» (см. Benton M.G., Reusable Flyback Liquid Rocket Booster for the Space Shuttle, Journal of Spacecraft and Rockets, VII-VIII 1989, vol.26, p.252, fig.3, патент США №3702688, НКИ 244-155, 1972 г.).

Известен также многоразовый ускоритель первой ступени ракеты-носителя, содержащий ракетный блок и планер, выполненные в виде отдельных моноблоков, объединенных узлами силовой связи (см. патент Российской Федерации №2053936, кл. B64G 1/00,1/14. 10.02.1996).

Известен также многоразовый ускоритель первой ступени ракеты-носителя (см. патент США №4834324, кл. 244/160, B64G 1/14, 30.05.1989).

Все известные проекты многоразовых ускорителей первых ступеней ракет-носителей предполагают возврат ускорителя к месту старта с посадкой на аэродром по-самолетному. Аэродинамическая компоновка всех известных многоразовых ускорителей первой ступени ракеты-носителя выполнена так, чтобы обеспечить балансировку, устойчивость и управляемость на всех участках полета.

Наиболее близким к заявляемому изобретению по совокупности существенных признаков является многоразовый ускоритель первой ступени ракеты-носителя на базе унифицированного ракетного блока, содержащий корпус, включающий баки (емкости) для окислителя и горючего, носовой отсек с обтекателем, межбаковый и хвостовой отсеки, однодвигательную ракетную двигательную установку, цельно-поворотное крыло с устройством для его поворота и фиксации в положении вдоль оси ускорителя на этапе выведения и в повернутом на 90° положении на этапе возвратного полета, горизонтальное и вертикальное оперения, трехопорное посадочное устройство, органы аэродинамического управления и узлы стыковки со второй ступенью ракеты-носителя, реактивную систему управления на внеатмосферном участке полета и воздушно-реактивную двигательную установку, включающую два двигателя с воздухозаборниками, закрытые одной поворачивающейся заглушкой, снабженной приводом, установленном в носовом отсеке (см., например, патент Российской Федерации №2148536 МКИ B64G 1/14 от 26.10.1999 г.).

Аэродинамическая компоновка известного многоразового ускорителя первой ступени выполнена так, чтобы обеспечить балансировку, устойчивость и управляемость на всех участках полета, что достигается, в том числе, однозначно определенным расположением крыла, установленного на межбаковом отсеке, относительно продольной оси ускорителя.

Известный ускоритель имеет ряд недостатков:

- компоновочная схема многоразового ускорителя, как следует из фиг.1 и 2 описания, содержит два бака (емкости) (передний для окислителя и задний для горючего), что, с одной стороны, однозначно определяет расположение межбакового отсека унифицированного ракетного блока (как исходной конструкции при создании многоразового ускорителя) и, как следствие, крыла, и, с другой стороны, однозначно определяет топливную композицию, применяемую для работы ракетной двигательной установки. В частности, как следует из габаритного анализа баков по фиг.1 и 2 описания прототипа, в известном изобретении в качестве топливной композиции применяется жидкий кислород в качестве окислителя и керосин в качестве горючего (при широко применяемых в ракетной технике компонентах: керосин - γ_{керосина}=830 кг/м³, жидкий кислород - γ_{жидкого кислорода}=1140 кг/м³ и массовом соотношении компонентов (жидкого кислорода к керосину), равном 2,6). Такое исполнение конструкции многоразового ускорителя не позволяет использовать в качестве топливных композиций других компонентов (или ограничивает количество заправляемого топлива), в частности, «жидкий кислород + жидкий метан (сжиженный природный газ)», применяемость которых для двигателей многоразового применения приоритетна как с позиции энергетического совершенства, так и с позиции технологичности и стоимости межполетного обслуживания;

- конструкция известного многоразового ускорителя, как следует из фигур 1 и 2 описания прототипа, содержит в составе ракетной двигательной установки один двигатель. Такое техническое решение применительно к многоразовому ускорителю первой ступени, имеющему значительный ресурс применений, создает предпосылки потери дорогостоящей и изготовленной штучно многоразовой матчасти при отказах двигателя, не приводящих к последствиям взрывного или пожарного характера, но исключающих возможность продолжения его штатной работы. Потеря штучной многоразовой матчасти, в свою очередь, определяет предпосылки к срыву планируемой программы космической деятельности;

- конструкция известного многоразового ускорителя имеет в составе воздушно-реактивной двигательной установки два двигателя, что, судя по описанию известного изобретения, достаточно для осуществления возвратного полета в штатном режиме, но исключает возможность обеспечения возвратного полета при отказе одного из воздушно-реактивных двигателей из-за недостаточности тяги;

- воздухозаборники газоводов всех воздушно-реактивных двигателей закрыты одной поворачивающейся заглушкой, снабженной одним приводом. Такое исполнение заглушки в случае отказа привода или заглушки (например, заклинения) исключает доступ воздуха в газоводы всех воздушно-реактивных двигателей и, как следствие, возможность обеспечения возвратного полета ускорителя.

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является создание многоразового ускорителя первой ступени ракеты-носителя на базе унифицированного ракетного блока с достижением технического результата в виде обеспечения возможности использования для ракетной двигательной установки топлива «жидкий кислород»+«жидкий метан (сжиженный природный газ)» и обеспечения при возвратном полете продольной балансировки на всех этапах полета в атмосфере с обеспечением минимального отклонения центра давления от центра масс в условиях, связанных с заданностью конструкции и компоновки исходного ракетного блока, и накладывающих ограничения на месторасположение несущих поверхностей и на диапазон продольной центровки; в виде обеспечения возможности использования многодвигательной ракетной установки, позволяющей обеспечить продолжение полета и сохранение многоразового ускорителя при отказах единичного двигателя; в виде обеспечения при возвратном полете:

- возможности использования многодвигательной воздушно-реактивной установки с обеспечением достаточности ее тяги при отказе одного из двигателей;

- обеспечения доступа воздуха в газоводы воздушно-реактивных двигателей при отказе привода заглушки или самой заглушки, а также расширения арсенала технических средств указанного назначения.

Эти задачи решаются таким образом, что в многоразовом ускорителе первой ступени ракеты-носителя на базе унифицированного ракетного блока, содержащем корпус, емкости (баки) для окислителя и горючего, носовой отсек с обтекателем и с воздухозаборниками, закрытыми поворачивающейся заглушкой, межбаковый и хвостовой отсеки, ракетную с жидкостным ракетным двигателем и воздушно-реактивную двигательные установки, цельноповоротное крыло, горизонтальное и вертикальное оперения, опорно-посадочное устройство, органы аэродинамического управления и узлы стыковки со второй ступенью ракеты-носителя

в соответствии с изобретением емкости для окислителя и горючего выполнены в виде трех баков: одного бака окислителя - жидкого кислорода, расположенного между носовым и межбаковым отсеками, второго бака для горючего - жидкого метана, расположенного между носовым и межбаковым отсеками, непосредственно примыкающего к межбаковому отсеку и имеющего совмещенное днище с баком окислителя, и третьего бака для горючего - жидкого метана, расположенного между межбаковым и хвостовым отсеками, причем суммарный объем баков, расположенных между носовым и межбаковым отсеками равен объему бака окислителя в случае, если бы в качестве горючего использовался керосин, а объем бака, расположенного между межбаковым и хвостовым отсеками равен объему бака горючего в случае, если бы в качестве горючего использовался керосин, ракетная двигательная установка выполнена четырехдвигательной с возможностью отключения аварийного двигателя и форсирования тяги работоспособных двигателей до уровня 133%,

многоразовый ускоритель первой ступени оснащен тремя воздушно-реактивными двигателями, два из которых установлены с боковых сторон носового отсека, а третий установлен сверху носового отсека, с тремя входными отверстиями воздухозаборников двигателей воздушно-реактивной установки, закрытыми каждое своей заглушкой, имеющей каждая свой привод открытия,

хвостовой отсек многоразового ускорителя выполнен цилиндрической формы с диаметром баковых конструкций ускорителя.

Далее изобретение поясняется более подробно с использованием прилагаемых фигур, где на фиг.1-3 изображен предлагаемый многоразовый ускоритель первой ступени ракеты-носителя в конфигурации возвратного полета (то есть с крылом, развернутом относительно корпуса ускорителя, вид сбоку, сверху и сзади соответственно), на фиг.4 изображен предлагаемый многоразовый ускоритель в конфигурации на этапе выведения (то есть со сложенным вдоль корпуса крылом многоразового ускорителя первой ступени), вид спереди.

Суть предлагаемого изобретения сводиться к следующему. Использование многоразового ускорителя первой ступени в составе ракеты-носителя накладывает определенные требования к маршевым двигателям:

- эффективность энергетических характеристик двигательной установки, работающей на тех или иных компонентах топлива;

- удовлетворительные характеристики габаритов баковых отсеков и многоразового ускорителя при использовании тех или иных компонентов топлива;

- простота, удобство и дешевизна операций по межполетному обслуживанию двигателей при подготовке ускорителя к последующему применению.

Другим требованием является обеспечение возврата многоразового ускорителя первой ступени ракеты-носителя для повторного использования при отказе одного маршевого двигателя.

В наибольшей степени удовлетворению требований в части достижения заявленных технических результатов соответствует топливная композиция «жидкий кислород + жидкий метан (сжиженный природный газ)» (все требования см. журнал «Авиакосмическая техника и технология», №1,2010 г., стр.19).

Характеристики этой топливной композиции при применении в качестве ракетного топлива следующие: жидкий метан - γ_{жидкого метана}=424 кг/м³, жидкий кислород - γ_{жидкого кислорода}=1140 кг/м³; массовое соотношение компонентов (жидкого кислорода к жидкому метану) равно 3,5.

Такое отличие характеристик метанового топлива от приведенных выше характеристик керосинового топлива приводит к необходимости иметь отличное от керосинового топлива объемное соотношение компонентов топлива. Так, для размещения 100 т керосинового топлива потребные объемы баков: 33,5 м³ - бак керосина и 63,4 м - бак жидкого кислорода. Для размещения 100 т метанового топлива потребные объемы баков: 52,4 м³ - бак керосина и 68,2 м³ - бак жидкого кислорода. То есть относительные объемы баков (топлива к окислителю) составят: для керосинового топлива - 0,53 и для метанового топлива - 0,77.

Это обстоятельство применительно к известному многоразовому ускорителю первой ступени ракеты-носителя не позволяет разместить максимальное количество метанового топлива в баках ускорителя (при полной заправке бака горючего бак окислителя будет недолит). Размещение же метанового топлива в двух баках, занимающих максимальный объем ракетного блока, приведет к увеличению длины бака горючего и уменьшению длины бака окислителя, что в свою очередь приведет к существенному перемещению вперед расположения межбакового отсека и, соответственно, расположению крыла ускорителя. Положение крыла многоразового ускорителя при этом изменится на ≈4% от общей длины ускорителя, что принципиально меняет аэродинамическую компоновку. Подтверждение при этом условий балансировки, устойчивости и управляемости многоразового ускорителя на этапе возвратного полета потребует полного цикла работ по аналитическим исследованиям, аэротемродинамическим продувкам и экспериментальным, в том числе летно-испытательным, полетам, при этом возможным результатом изменения аэродинамической компоновки будет отрицательное заключение о возможности создания летательного аппарата с требуемыми характеристиками.

Другим обстоятельством, препятствующим перемещению вперед межбакового отсека, является то, что при перемещении межбакового отсека вперед максимально возможный посадочный угол снижается, что в свою очередь приводит к возрастанию посадочной скорости.

Поставленные технические задачи по существу решаются тем, что в заявленном многоразовом ускорителе ракетное метановое топливо располагается в трех баках - в одном баке окислителя (жидкого кислорода) 1, расположенном между носовым и межбаковым отсеками, и в двух баках горючего (жидкого метана), расположенных один бак 2 между носовым и межбаковым отсеками непосредственно примыкая к межбаковому отсеку, и второй бак 3 между межбаковым и хвостовым отсеками, причем суммарный объем баков, расположенных между носовым и межбаковым отсеками равен объему бака окислителя в случае, если бы в качестве горючего использовался керосин, а объем бака, расположенного между межбаковым и хвостовым отсеками равен объему бака горючего в случае, если бы в качестве горючего использовался керосин. Баки, расположенные между носовым и межбаковым отсеками имеют совмещенное днище 4. Такое решение позволяет обеспечить как максимальную заправку метановым топливом многоразового ускорителя на базе унифицированного ракетного блока, так и сохранить аэродинамическую схему, обеспечивающую устойчивость и управляемость многоразового ускорителя на этапе возвратного полета.

Маршевая двигательная установка многоразового ускорителя первой ступени выполнена четырехдвигательной, при этом каждый из четырех двигателей 5 имеет возможность как отключения при отказе, так и форсирования до уровня 133% тяги. Такое исполнение маршевой двигательной установки дает возможность при отказе одного из двигателей обеспечить его отключение и, увеличив тягу каждого из трех работающих двигателей до уровня 133%, обеспечить продолжение полета ракеты-носителя с обеспечением как возврата многоразового ускорителя для его повторного использования, так и с обеспечением выполнения программы полета.

Для размещения четырех двигателей в хвостовом отсеке 6 ускорителя с обеспечением управления ракетой-носителем на этапе выведения путем качания каждого из двигателей (или их агрегатов) хвостовой отсек 6 выполнен цилиндрической формы с диаметром баковых конструкций ускорителя.

Многоразовый ускоритель первой ступени оснащен тремя воздушно-реактивными двигателями 7, размещенными в носовом отсеке, два из которых установлены с боковых сторон носового отсека, а третий установлен сверху носового отсека. Воздух в двигатели поступает через лобовые, автономные для каждого двигателя воздухозаборники 8.

Три входных отверстия воздухозаборников двигателей воздушно-реактивной установки закрыты каждое своей заглушкой 9, имеющей каждая свой привод ее открытия.