Результат интеллектуальной деятельности: РАКЕТНЫЙ РАЗГОННЫЙ БЛОК

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции ракетных разгонных блоков, входящих в состав ракет космического назначения, предназначенных для выведения с опорной орбиты на рабочие энергетические орбиты различных космических объектов - полезных грузов.

В настоящее время рынок космических пусковых услуг наиболее динамично развивается в секторе доставки космических аппаратов на высокоэнергетические околоземные орбиты: геостационарные, геопереходные, высокоэллиптические и высокие круговые орбиты с периодом обращения до 12-24 часов. Эти орбиты являются актуальными для запусков телекоммуникационных и навигационных космических аппаратов, а также аппаратов для дистанционного зондирования Земли.

Значительная часть функционирующих на этих орбитах космических аппаратов выведена ракетными разгонными блоками - надежными средствами межорбитального транспортирования и применяемыми совместно с ракетами-носителями среднего и тяжелого класса.

Уникальные возможности этих ракетных разгонных блоков, обеспечившие им широкое применение в течение многих лет, были предопределены их «лунной» родословной.

Технические решения, которые закладывались при создании каждого элемента пилотируемого космического комплекса для высадки человека на Луну, предусматривали значительные резервы по всем их характеристикам, что диктовалось требованиями обеспечения максимальной безопасности экипажа при многосуточном космическом полете. Именно эти резервы, в сочетании с внедрением новых технологий, позволили повышать энергетические возможности ракетного разгонного блока без снижения его надежности при реализации более коротких по времени полета программ выведения и с меньшим количеством включений маршевого двигателя.

Длительный срок службы, востребованность ракетных разгонных блоков в настоящее время и прогноз востребованности использования в ближайшей перспективе обусловлены их высокими массово-энергетическими характеристиками, большими функциональными возможностями и эксплуатационными особенностями, в том числе:

- использованием экологически чистых компонентов топлива;

- возможностью многократного включения маршевого двигателя в полете в условиях невесомости и длительного времени пребывания в космосе;

- высокой точностью выведения космического аппарата на заданные орбиты;

- возможностью передачи телеметрической информации на Землю в течение всего полета, в том числе через спутник-ретранслятор при нахождении вне зоны видимости наземных станций приема;

- высокой надежностью, реально подтвержденной большим количеством успешных пусков.

Однако более чем 40-летний срок давности создания родоначальника ракетного разгонного блока приводит к снижению энергетических характеристик этих блоков по отношению к разгонным блокам, созданным в более поздние сроки с учетом значительных научных, технологических, производственных и экспериментальных возможностей, достигнутых за это время.

Анализ возможных направлений совершенствования энергомассовых характеристик перспективных кислородно-углеводородных ракетных разгонных блоков показал, что может быть достигнуто значительное повышение эффективности ракетного разгонного блока за счет реализации комплекса мероприятий, связанных с использованием современных технологий и решений, в том числе за счет создания ракетного разгонного блока для всех эксплуатируемых и создаваемых в нашей стране ракет-носителей.

Известен ракетный разгонный блок по патенту RU 2153447, В64G 1/40, 1/00, 1/16, содержащий корпус, состоящий из верхнего переходника, среднего переходника и нижнего переходника, бак окислителя, бак горючего, межбаковую ферму, маршевый двигатель, герметичный тороидальный приборный контейнер, установленный на верхний переходник, причем внутри этого контейнера размещены основные приборы систем блока (системы управления, системы бортовых измерений, системы обеспечения теплового режима). Ракетный разгонный блок содержит автономную двигательную установку стабилизации, ориентации и обеспечения запуска, работающую на токсичных компонентах. Этот ракетный разгонный блок принят за прототип заявляемого ракетного разгонного блока. Недостатками прототипа является следующее:

- ракетный разгонный блок адаптирован к капсулированному полезному грузу, что приводит к дополнительным массовым затратам за счет введения дополнительных переходных корпусных элементов;

- система терморегулирования сообщена с автономным источником теплоносителя, что приводит к дополнительным массовым затратам;

- двигатели малой тяги сообщены с переразмеренными топливными емкостями автономной двигательной установки стабилизации, ориентации и обеспечения запуска, так как они были разработаны для лунной программы полета. Кроме того, эта двигательная установка работает на токсичных компонентах, ухудшая экологическую обстановку при эксплуатации изделия;

- внутрибаковые устройства бака окислителя в достаточной мере не охватывают нижнюю часть бака окислителя и не позволяют использовать малые количества топлива на последнем запуске маршевого двигателя, что в итоге увеличивает общую массу блока.

Задачей предложенного ракетного разгонного блока является улучшение его энергомассовых характеристик.

Задача достигается за счет того, что в ракетном разгонном блоке, содержащем корпус, состоящий из верхнего переходника, среднего переходника, нижнего переходника, бак окислителя с основными перегородками и заборным устройством, бак горючего, межбаковую ферму, маршевый двигатель, средства термостатирования приборов, вспомогательную двигательную установку системы ориентации и обеспечения запуска, работающую на высококипящих компонентах, на верхний переходник установлена приборная ферма, верхний шпангоут которой используется для установки космического аппарата.

На приборной ферме установлены контейнеры приборов системы управления, химический источник тока, средства термостатирования приборов, информационно-телеметрическая система с антенно-фидерными устройствами. Контейнеры приборов с средствами термостатирования приборов сообщены магистралью по входу с баком горючего, при этом горючее - керосин - используется в качестве теплоносителя, а выход средств термостатирования сообщен обратной магистралью с баком горючего и после термостатирования приборов керосин возвращается в бак горючего и используется в качестве топлива для работы двигательной установки ракетного разгонного блока.

Вспомогательная двигательная установка системы ориентации и обеспечения запуска, состоящая из двух блоков, установленных на нижнем днище бака горючего симметрично относительно продольной оси ракетного разгонного блока, использует основные компоненты топлива: керосин и газообразный кислород, причем в полете подзарядка газообразным кислородом производится по магистрали подзарядки, соединяющей маршевый двигатель с вспомогательной двигательной установкой, а керосин поступает во вспомогательную двигательную установку по магистрали горючего, соединяющей бак горючего с вспомогательной двигательной установкой.

Во внутренней полости бака окислителя в зоне заборного устройства установлены дополнительные перегородки, а на заборное устройство установлена тарель гидрозатвора, которые обеспечивают сбор окислителя в зону заборного устройства для запуска маршевого двигателя с помощью вспомогательной двигательной установки при минимальных запасах топлива на последнем этапе работы ракетного разгонного блока.

На чертеже изображена конструкция ракетного разгонного блока, где

1 - приборная ферма;

2 - верхний переходник;

3 - бак окислителя;

4 - бак горючего;

5 - маршевый двигатель;

6 - межбаковая ферма;

7 - средний переходник;

8 - нижний переходник;

9 - средства термостатирования приборов;

10 - вспомогательная двигательная установка;

11 - система управления;

12 - информационно-телеметрическая система;

13 - химический источник тока;

14 - антенно-фидерные устройства;

15 - продольная ось;

16 - заборное устройство;

17 - дополнительные перегородки;

18 - тарель гидрозатвора;

19 - основные перегородки;

20 - магистраль;

21 - обратная магистраль;

22 - магистраль подзарядки;

23 - магистраль горючего;

24 - верхний шпангоут.

В ракетном разгонном блоке, содержащем корпус, состоящий из верхнего переходника 2, среднего переходника 7, нижнего переходника 8, бак окислителя 3 с основными перегородками 19 и заборным устройством 16, бак горючего 4, межбаковую ферму 6, маршевый двигатель 5, средства термостатирования приборов 9, вспомогательную двигательную установку 10 системы ориентации и обеспечения запуска, на верхний переходник 2 установлена приборная ферма 1, верхний шпангоут 24 которой используется для установки космического аппарата. На приборной ферме 1 установлены контейнеры приборов системы управления 11, химический источник тока 13, средства термостатирования приборов 9, информационно-телеметрическая система 12 с антенно-фидерными устройствами 14.

Такая компоновка блока позволяет значительно улучшить его массовые характеристики за счет использования конструкции фермы 1 для крепления элементов основных систем блока, а также за счет использования приборной фермы 1 в качестве силового элемента для передачи нагрузки от космического аппарата на корпус блока.

Контейнеры приборов с средствами термостатирования приборов 9 сообщены магистралью 20 по входу с баком горючего 4, при этом горючее - керосин - используется в качестве теплоносителя, а выход средств термостатирования сообщен обратной магистралью 21 с баком горючего 4 и после термостатирования приборов керосин возвращается в бак горючего 4 и используется в качестве топлива для работы ракетного разгонного блока. Это позволяет упростить средства термостатирования приборов 9 за счет использования одного из компонентов топлива в качестве теплоносителя, что приводит к снижению массы ракетного разгонного блока.

Корпуса приборов выполнены в герметичном исполнении либо размещены в герметичных контейнерах, что позволяет устанавливать их на приборной ферме 1 и обеспечивать теплосъем с них с помощью средств термостатирования приборов 9.

Контейнеры приборов сообщены со средствами термостатирования приборов 9, которые обеспечивают температурный режим приборов в наземных и в космических условиях.

Вспомогательная двигательная установка 10 системы ориентации и обеспечения запуска работает на основных компонентах топлива: керосине и газообразном кислороде.

Газообразный кислород заправляется в емкость вспомогательной двигательной установки 10 на стартовой позиции, в полете же подзарядка газообразным кислородом упомянутой емкости производится с помощью средств подачи кислорода из бака окислителя 3, а керосин поступает во вспомогательную двигательную установку 10 с помощью средств подачи керосина из бака горючего 4. Использование вспомогательной двигательной установки 10, работающей на основных компонентах топлива, позволяет оптимизировать необходимое количество топлива для выполнения заданной программы полета, при этом значительно повышается уровень надежности и безопасности ракетного разгонного блока в целом, а также улучшаются экологические характеристики блока за счет исключения из состава компонентов топлива токсичных элементов.

Во внутренней полости бака окислителя 3 в зоне заборного устройства 16 установлены дополнительные перегородки 17, а на заборное устройство 16 установлена тарель гидрозатвора 18, которые обеспечивают сбор окислителя в зону заборного устройства 16.

Вспомогательная двигательная установка 10 позволяет создать необходимую перегрузку для прилива компонентов топлива к заборным устройствам баков 3 и 4 при запуске маршевого двигателя 5 на последнем этапе работы ракетного разгонного блока, когда топливо в баках 3 и 4 находится в малых количествах. Наличие дополнительных перегородок 17 и тарели гидрозатвора 18 в зоне заборного устройства 16 криогенного бака окислителя 3 позволяет снизить необходимые гидравлические остатки топлива до минимального уровня.

Предложенный ракетный разгонный блок функционирует следующим образом.

После завершения работы ракеты-носителя производится отделение ракетного разгонного блока по стыку среднего переходника 7 и нижнего переходника 8. Сразу же после отделения блока от ракеты-носителя производится сброс среднего переходника 7, после чего осуществляется запуск маршевого двигателя 5. Далее осуществляются программные развороты с помощью вспомогательной двигательной установки 10, в результате чего ракетный разгонный блок с полезной нагрузкой выводится на целевую орбиту.

Вспомогательная двигательная установка 10 после отделения ракетного разгонного блока от ракеты-носителя обеспечивает продольную перегрузку ракетному разгонному блоку для запуска маршевого двигателя 5 и поддержание ориентации орбитального блока. После выполнения программы полета она обеспечивает разворот ракетного разгонного блока в положение увода и блок переводится на орбиту хранения.

За счет введения приборной фермы 1 и размещения на ней системы управления 11 и химического источника тока 13, информационно-телеметрической системы 12 с антенно-фидерными устройствами 14, за счет введения средств термостатирования приборов 9 с использованием горючего в качестве теплоносителя, за счет применения вспомогательной двигательной установки 10, работающей на основных компонентах топлива, за счет снижения гидравлических остатков компонентов топлива, достигается улучшение энергомассовых характеристик ракетного разгонного блока, позволяющих выводить на геопереходную орбиту полезные грузы массой до 3600 кг.

Кроме того, за счет применения вспомогательной двигательной установки 10, работающей на основных компонентах топлива, повышается надежность и безопасность эксплуатации ракетного разгонного блока, а также улучшаются его экологические характеристики.