Ракетный комплекс

 

Применение: космонавтика, для запуска ракет носителей. Ракетный комплекс включает ракету с двигательной установкой на жидком топливе, систему управления полетом и подвижное пусковое устройство, смонтированное на автотранспортном средстве, снабженном механизмом установки ракеты в пусковое положение, при этом ракета содержит две или более ступеней, снабженных двигательными установками с топливными баками жидких окислителя и горючего, и последнюю доводочную ступень с двигательной установкой на газообразном топливе. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а более точно к ракетному комплексу, который может использоваться для запуска полезного груза на заданную орбиту выведения с любой удобной для достижения заданных параметров точки Земли, с минимальными экологическими нагрузками на биосферу.

Известен ракетный комплекс, включающий многоступенчатую ракету, систему управления полетом и подвижное пусковое устройство, смонтированное на транспортном средстве, снабженном механизмом установки ракеты в пусковое положение: <Проект "Старт" базируется на технологиях боевых ракетных комплексов> газета "Наши крылья". 1993, N 1-2, с. 10 (аналог изобретения). Топливные емкости такого ракетного комплекса (РК) выполнены с возможность заполнения их твердой массой равномерно распределенных, связанных между собой частиц окислителя и горючего, образующих твердотопливный заряд высокой плотности, прочно соединенный со стенками емкости. Однако физико-химические свойства твердого топлива, наряду с тем обстоятельством, что снаряжение топливом ракеты производится на заводе-изготовителе, существенно ограничивают характеристики подвижного РК и степень его применения в части грузоподъемности и высоты полета при выведении полезного груза в космос. Это связано с тем обстоятельством, что ракета с зарядом твердого топлива характеризуется весьма большой стартовой массой, приходящейся на единицу массы полезного груза, и поэтому для транспортировки и обслуживания ракеты требуется громоздкое, тяжелое оборудование в итоге ограничиваются возможности РК по массе выводимого груза, проходимости и выбору места старта. Кроме того, для обеспечения потребной грузоподъемности РК используется большое количество твердотопливных ракетных ступеней разной размерности, в связи с чем при запуске ракеты необходимо предусмотреть множество районов отчуждения для падения отработавших ступеней. Перечисленные отрицательные характеристики известного РК усугубляет то обстоятельство, что применяемое в нем твердое топливо образует весьма опасные в экологическом отношении продукты, и поэтому для запуска ракет должны выбираться территории, не связанные с жизнедеятельностью.

Наиболее перспективны с точки зрения дальности (высоты) полета и массы поднимаемого груза РК с использованием ракет-носителей, работающих на жидком топливе. Известен РК, включающий ракету с двигательной установкой на жидком топливе, систему управления полетом и подвижное пусковое устройство, смонтированное на автотранспортном средстве, снабженном механизмом установки ракеты в пусковое положение: см. Управляемые снаряды и ракеты. А. Татарченко, ДОСААФ, М. 1962, с. 74, "Редстоун", США прототип изобретения. В таком РК для размещения жидкого топлива, характеризующегося меньшей плотностью по сравнению с твердым, требуются емкости больших объемов, что увеличивает размеры ракетных ступеней и ракеты в целом в итоге ограничивается возможность использования известного РК для запуска грузов в космос. Для этого требуются стационарные космодромы, оснащенные сложным оборудованием и техническими сооружениями. Причем для строительства космодромов выбирают места, удаленные от густонаселенных районов, а также имеющие значительные свободные территории, предназначенные для падения отработавших ступеней, что весьма затруднительно в связи с высокой стоимостью отчуждаемой из оборота земли и увеличением количества стран, имеющих технологические и технические возможности для запуска грузов в космос.

Поставлена задача создания такого ракетного комплекса, конструктивное выполнение которого позволит максимально использовать преимущества жидкого топлива для обеспечения заданной грузоподъемности и дальности (высоты) полета и в то же время мобильности РК и запуска полезных грузов в космос в любом удобном месте без строительства стационарных космодромов.

Задача изобретения решается тем, что в ракетном комплексе, включающем ракету с двигательной установкой на жидком топливе, систему управления полетом и подвижное пусковое устройство, смонтированное на автотранспортном средстве, снабженном механизмом установки ракеты в пусковое положение, согласно изобретению, ракета содержит две или более ступеней, снабженных двигательными установками с топливными баками жидких окислителя и горючего и последнюю доводочную ступень с двигательной установкой на газообразном топливе.

Во всех двигательных установках ступеней, кроме последней, в качестве окислителя используется сжиженный кислород.

Во всех двигательных установках ступеней, кроме последней, в качестве горючего используется сжиженный метан.

В двигательной установке последней доводочной ступени в качестве компонентов топлива используются газифицированные компоненты топлива предыдущих ступеней.

Использование криогенных компонентов метана и кислорода в качестве жидкого и газообразного топлива позволило наряду с высокими энергетическими характеристиками такого вида топлива существенно уменьшить размеры и собственно массу топливного отсека для каждой ракетной ступени в силу возможности сокращения на 1,5-2 м расстояния между емкостями, предназначенными для хранения равнотемпературных компонентов такого топлива. Это позволило уменьшить габариты как каждой ступени, так и в целом всего ракетного комплекса (РК).

Наличие в ракете-носителе отделяемого блока довыведения с емкостями для газового топлива позволяет при меньшем объеме и массе этих емкостей, по сравнению с объемом и массой последней ступени, обеспечить доставку большой массы груза в заданную область космического пространства, при этом использование одинаковых криогенных компонентов газового и жидкого топлива позволяют расширить возможности по сокращению рабочих объемов топлива всего РК, так как созданы условия для возможного использования в качестве рабочего запаса газового топлива для блока довыведения обычно неиспользуемую парогазовую смесь остатков рабочих компонентов жидкого топлива, находящихся в топливных емкостях отработанных ступеней.

В результате многоступенчатая ракета-носитель такого РК, используя более высокоэнергетическое топливо и обладая меньшей стартовой массой, чем существующие ракеты-носители на жидком топливе /керосин-кислород/, имеет относительно меньшую инертную массу, приходящуюся на единицу массы полезного груза, что создает условия для увеличения дальности /высоты/ полета и/или увеличения массы полезного груза, доставляемого в заданную область космического пространства, а также способствует уменьшению относительной материалоемкости РК и удельных затрат на выведение.

Уменьшение стартовой массы и габаритов многоступенчатой ракеты-носителя, использующей как жидкое, так и газообразное топливо из одинаковых криогенных компонентов, позволили разместить ее на самоходном автотранспортном пусковом средстве. В результате предложенный РК, кроме вышеуказанных преимуществ приобретает преимущества РК, работающей на твердом топливе, а именно: прежде всего мобильность РК, возможность его запуска практически с любого места без капитального строительства пусковых устройств и вне стационарных космодромов: надежность и безопасность пуска, обеспеченные использования известных и хорошо отработанных технологий эксплуатации ракет-носителей на жидком топливе: возможность выбора районов для запуска с обеспечением минимальной нагрузки на биосферу и наилучшего выполнения специальных задач потребителя.

Изобретение поясняется на конкретном примере осуществления ракетного комплекса со ссылкой на прилагаемый чертеж, на котором изображен схематично общий вид ракетного комплекса в транспортном положении и в пусковом положении, показанном пунктирными линиями.

Предлагаемый ракетный комплекс /РК/ включает в себя многоступенчатую ракету-носитель 1, например, двухступенчатую, имеющую в ее головной части 2 /несущей/ отсек 3 полезного груза, отделяемый блок 4 довыведения, аппаратуру 5 управления полетом и отделением ступеней 6 и 7, и самоходное автотранспортное пусковое средство 8, на котором размещена ракета-носитель 1. Ракета носитель 1 размещается на автотранспортном средстве 8 в горизонтальном положении, которое является транспортным положением. Для перевода ракеты-носителя 1 в пусковое положение, например, вертикальное /показанное пунктирной линией/ автотранспортное средство 8 оборудовано гидродомкратами 9 и подъемной стрелой 10, которые образуют механизм перевода ракеты-носителя из транспортного положения в пусковое, и пусковой стол 11, соединенный с подъемной стрелой 10.

Ракета-носитель 1 в транспортном и пусковом положениях опирается на пусковой стол 11 и соединена со стрелой 10 разъемными захватами 12 известной конструкции.

Ступени 6, 7 и блок 4 довыведения ракеты-носителя 1 соединены между собой по тандемной системе. Ступени 6 и 7 содержат тонкостенные емкости 13 и 14 для размещения компонентов жидкого топлива и жидкостные реактивные двигатели 15, причем ступень 7 по конструкции аналогична ступени 6 и может отличаться в основном размером по длине. Отделяемый блок 4 довыведения содержит тонкостенные емкости 16 и 17 высокого давления для размещения компонентов сжатого газообразного топлива и газовый реактивный двигатель 18. Топливные емкости 13, 14, 16 и 17 и реактивные двигатели 15 и 18 показаны пунктирными линиями, чтобы не затемнять чертеж.

Для повышения мобильности РК, уменьшения мощности самоходного автотранспортного средства 8, несущего ракету-носитель 1, а также повышения безопасности при транспортировке целесообразно ракету-носитель 1 хранить и транспортировать в составе РК, незаправленной топливом, при этом заправку ракеты-носителя 1 топливом желательно осуществить перед пуском по прибытии на место запуска. Для осуществления этой операции используются известные подвижные заправщики с необходимым запасом топливных компонентов.

В предложенной конструкции РК в качестве компонентов жидкого топлива для ступеней 6 и 7 и в качестве газообразного топлива для блока 4 довыведения использованы одни и те же криогенные компоненты метан и кислород, сниженные для ступеней 6 и 7 с жидкостными реактивными двигателями 15 и газообразные - для блока 4 довыведения с газовым реактивным двигателем 18. Использование одинаковых компонентов криогенного топлива значительно облегчает заправку ракеты-носителя, упрощает средства контроля и безопасности в процессе обслуживания и эксплуатации ракеты-носителя. Кроме того, указанные криогенные компоненты не образуют при сгорании экологически опасных веществ и могут длительно сохраняться и безопасно транспортироваться на большие расстояния /сотни и тысячи километров/ в недорогих, специально оборудованных емкостях, отдельно от ракеты-носителя.

Само собой разумеется, что в предлагаемом РК предусмотрено использование контрольно-проверочных агрегатов и систем, средств нейтрализации и пожаротушения, аппаратуры прицеливания ракеты-носителя и другого известного обслуживающего оборудования, традиционно используемого при запуске и также размещенного на транспортных средствах.

После получения пускового задания РК движется от места базирования к месту пуска. Здесь при помощи гидродомкратов 9 и подъемной стрелы 10 ракету-носитель 1 переводят в вертикальное положение вместе с пусковым столом 11, устанавливаемым на грунт при помощи собственных опорных домкратов, на фиг. не показано. Затем к ракете-носителю подводят заправочные мачты с трубопроводами. В емкости 13 закачивается жидкий кислород, а в емкости 14 - жидкий метан. Первый из этих топливных компонентов является окислителем, а второй горючим ракетного топлива, питающей двигатель 15. Емкости 16 и 17 блока 4 довыведения последней отделяемой ступени могут полностью заполняться компонентами сжатого газообразного топлива или заполняться только частично, или вовсе не заполняться, поскольку использование одних и тех же компонентов топлива при современных технических достижениях дают возможность получить из сжиженного топлива газообразное топливо и осуществить заправку или дозаправку этим топливом емкостей блока 4 довыведения в процессе полета, что открывает широкие возможности использования РК для увеличения массы полезного груза и/или увеличения дальности /высоты/ полета без увеличения рабочего запаса топлива РК в целом.

После завершения заправки ступеней ракеты-носителя 1 топливом и проведения других предпусковых операций, типичных для РК, осуществляют пуск ракеты-носителя 1 известным образом, после чего подвижное наземное оборудование в том числе и автономное автотранспортное средство 8 приводятся в исходное положение и возвращаются для подготовки к следующему пуску.

Движение РК по заданной траектории осуществляется известным образом с последовательным отделением ступеней 6 и 7 после сгорания жидкого топлива, а затем и газообразного топлива блока 4 довыведения. Транспортировка предлагаемого РК в расчете на заправку его ракеты-носителя на месте пуска, хотя и несколько усложняет РК, однако, относительно малая его грузоподъемность, а, следовательно, высокая маневренность и проходимость сводят на нет этот недостаток. Перечисленные особенности предлагаемого РК обеспечивают возможность доставки ракеты-носителя из места базирования РК практически в любой район Земного шара. Таким образом, эффективность от осуществления предложенного изобретения состоит в расширении оперативных возможностей РК /которые могут быть дополнительно увеличены разумным сочетанием предложенного РК с авиационными средствами доставки РК и его отдельных составных элементов/, а также в существенном увеличении его грузоподъемности, дальности /высоты/ полета.

Получению указанного преимущества по сравнению с известными РК в большой степени способствуют высокие энергетические характеристики используемого в предложенном РК жидкого и газообразного криогенного топлива. Благодаря его высокому удельному импульсу в конструкции РК достаточно иметь всего две или три тандемно расположенных ступени по сравнению с 4-5 ступенями для известного РК /с твердотопливной РН/ и при большей массе выводимого полезного груза. Следовательно, предложенный РК отличается повышенной надежностью функционирования и не требует столь обширных зон отчуждения для падения отработавших частей конструкции, что существенно смягчает ограничения по азимутам пуска и позволяет выводить полезные грузы на любые орбиты.

Вышеуказанные достоинства предлагаемого РК вместе с дешевизной используемого ракетного топлива позволяют создать коммерчески выгодную и универсальную систему доставки в космос разнообразных полезных грузов с массой от нескольких сотен килограммов до нескольких тонн.

Формула изобретения

1. Ракетный комплекс, включающий ракету с двигательной установкой на жидком топливе, систему управления полетом и сдвижное пусковое устройство, смонтированное на автотранспортном средстве, снабженном механизмом установки ракеты в пусковое положение, отличающийся тем, что ракета содержит две или более ступеней, снабженных двигательными установками с топливными баками жидких окислителя и горючего и последнюю доводочную ступень с двигательной установкой на газообразном топливе.

2. Комплекс по п. 1, отличающийся тем, что во всех двигательных установках ступеней, кроме последней, в качестве окислителя используется сжиженный кислород.

3. Комплекс по п. 2, отличающийся тем, что во всех двигательных установках ступеней, кроме последней, в качестве горючего используется сжиженный метан.

4. Комплекс по п.2 или 3, отличающийся тем, что в двигательной установке последней доводочной ступени в качестве компонентов топлива используются газифицированные компоненты топлива предыдущих ступеней.

РИСУНКИ

Рисунок 1