Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ МНОГОРАЗОВОЙ ПЕРВОЙ СТУПЕНИ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ

Изобретение относится к области авиационной ракетно-космической техники и может использоваться при создании ракет-носителей, позволяющих приземлить многоразовую первую ступень в заданном районе (например, на космодроме).

Известен способ старта ракеты-носителя с борта самолета-носителя (патент №2359871 с приоритетом от 02.11.2005), где старт ракеты-носителя осуществляется путем десантирования ракеты-носителя из транспортного отсека самолета-носителя, ее стабилизации и последующего запуска маршевых двигателей первой ступени.

Недостатком данного способа старта является применение в составе авиационно-ракетного комплекса ракеты-носителя с первой ступенью однократного применения.

Известен способ возвращения многоразовой первой ступени ракеты-носителя Falcon 9 компании SpaceX, когда ступень после отделения от ракеты, продолжая движение по баллистической траектории производит посадку, используя минимум топлива на торможение и управление, на плавучую морскую платформу и транспортируется на платформе к берегу для использования в следующих пусках (Сайт компании SpaceX www.spacex.com, журнал «Новости космонавтики»).

Недостатками данного способа возвращения являются:

- необходимость наличия коммуникаций (водных акваторий, автомобильных или железных дорог) для доставки многоразовой первой ступени от места приземления до места ее дальнейшего использования;

- фиксированная точка старта, которая накладывает ограничения на характеристики орбиты выводимой полезной нагрузки.

Известен способ возвращения на космодром многоразовой первой ступени с применением ракетно-авиационных модулей (патент №2442727 с приоритетом от 20.09.2010) под названием «Многоразовый ракетно-авиационный модуль и способ его возвращения на космодром». Многоразовые ракетно-авиационные модули (MPAM) являются ракетными ускорителями, образуя первую ступень ракеты-носителя при стыковке своими корпусами со второй ступенью. MPAM имеет корпус с тандемной компоновкой баков и маршевые жидкостные ракетные двигатели. Прямое крыло со сложенными консолями в стартовой конфигурации располагается вдоль корпуса. После отделения MPAM от второй ступени, это крыло поворачивается в рабочее положение перпендикулярно продольной оси корпуса. Из отсека, противоположного отсеку с ЖРД, выдвигается в рабочее положение хвостовое оперение. Выступающие сопла маршевого ЖРД закрываются обтекателем из подвижных защитных створок. В таком виде MP AM выполняет полет к аэродрому посадки (отсеком с ЖРД вперед) с использованием выдвижных (или съемных) воздушно-реактивных двигателей.

Данный способ возвращения имеет ряд недостатков:

- усложнение конструкции первой ступени, обусловленное наличием в составе возвращаемой первой ступени аэродинамического крыла, механизма поворота крыла, дополнительных воздушно-реактивных двигателей, систем приземления.

- необходимость наличия взлетно-посадочной полосы в точке посадки возвращаемой первой ступени;

- уменьшение массы полезной нагрузки ракеты-носителя из-за утяжеления первой ступени механизмами для посадки и возвращения.

Приведенных недостатков частично или полностью позволяет избежать способ возвращения многоразовой первой ступени, основанный на вертикальной посадке отработавшей первой ступени с применением рулевых и маршевых двигателей первой ступени ракеты-носителя (патент №2309089 с приоритетом от 29.03.2006) под названием «Способ возвращения на космодром многоразовой первой ступени ракеты». Данный способ основан на том, что после разделения первой и второй ступеней ракеты повторно включаются рулевые и маршевые двигатели первой ступени и совершается разворот ступени в плоскости тангажа. Затем набирается скорость, необходимая для возвращения ступени на космодром по баллистической траектории. После аэродинамического торможения ступени хвостовой частью вниз вновь включаются рулевые двигатели ступени на расчетной высоте и приводят ступень к точке посадки. При этом вертикальная скорость перед приземлением гасится до величины, близкой к нулю.

В данном способе посадки предполагается возвращать многоразовую первую ступень без дополнительного оснащения ее конструкциями аэродинамического оперения и механизмов его открытия. Посадка осуществляется в ту же точку, откуда осуществлялся старт ракеты-носителя.

Несмотря на это предложенный способ имеет ряд недостатков:

- ухудшение энергетики ракеты-носителя в целом, и как следствие, уменьшение массы выводимой полезной нагрузки, ввиду необходимости резервирования топлива для возвращения ступени в сторону противоположную направлению первоначального движения (приведение отработавшей многоразовой первой ступени в точку посадки, совпадающую с точкой старта);

- стационарная точка старта, которая накладывает ограничения на характеристики орбиты выводимой полезной нагрузки;

- необходимость наличия стартовых сооружений для осуществления старта ракеты-носителя.

Несмотря на указанные недостатки, данное изобретение как наиболее близкий аналог, может быть принято в качестве прототипа. Задачей предлагаемого изобретения является создание технических условий для минимизации затрат, связанных с использованием отработавшей первой ступени, обеспечивающих получение технического результата, состоящего:

- в обеспечении возврата многоразовой первой ступени в заданный район, например космодром;

- в увеличении массы выводимой полезной нагрузки на орбиту за счет уменьшения резервированного запаса топлива на возвращение и маневр разворота отработавшей многоразовой первой ступени для приземления ее в точке старта.

Этот технический результат согласно предлагаемой заявке на изобретение достигается тем, что самолет выбирает точку старта ракеты-носителя с многоразовой первой ступенью таким образом, что точка приземления отработавшей многоразовой первой ступени находится в заданном районе приземления, например на космодроме, по траектории баллистического движения отделившейся многоразовой первой ступени.

Сущность предлагаемого способа поясняется рис. 1, на котором представлена траектория полета многоразовой первой ступени, с указанием участков и точек, характерных для предлагаемого способа:

- пуск ракеты с самолета;

- активный участок траектории при работе 1 ступени;

- разделение 1 и 2 ступеней;

- активный участок траектории при работе 2 ступени;

- пассивный участок траектории 1 ступени;

- приземление 1 ступени.

Самолет с ракетой-носителем поднимается на необходимую высоту в точку, находящуюся в плоскости полета ракеты, и земная проекция которой отстоит от места приземления многоразовой первой ступени на расстоянии, равном земной проекции активного и пассивного участков траектории полета многоразовой первой ступени и осуществляет старт ракеты-носителя с самолета, которая затем стабилизируется и запускает маршевые двигатели первой ступени. По завершении активного участка траектории полета ракеты, при работе двигателей многоразовой первой ступени, происходит разделение 1 и 2 ступеней ракеты и начинается активный участок траектории полета ракеты при работе двигателей второй ступени.

Многоразовая первая ступень начинает движение на пассивном участке траектории, где осуществляется ее разворот в плоскости тангажа для полета хвостовой частью вниз. Затем осуществляется баллистический полет вне атмосферы и аэродинамическое торможение в атмосфере, приведение ступени к точке посадки и гашение скорости перед приземлением до величины, близкой к нулю, за счет тяги двигателей. При этом для осуществления указанных операций требуется минимальный расход ракетного топлива.

Приземлившаяся первая ступень после выполнения необходимых технологических процедур, пригодна к последующему использованию.