Транспортная космическая система

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для одноступенчатых средств выведения полезных грузов на орбиту спутника Земли. Согласно изобретению система содержит тандемно расположенные отсек полезного груза и ракету-носитель. Последняя имеет жидкостную, преимущественно кислородно-водородную, двигательную установку с центральным телом и модульными камерами сгорания. Камеры закреплены с внешней стороны силовой рамы внутри обтекателей, которые установлены с зазором относительно центрального тела. На активном участке во внешнюю атмосферу из камер сгорания поступают прогретые до высокой температуры кольца газообразного водорода из завесы внутреннего охлаждения камер сгорания. Этот избыток водорода дожигается в набегающем потоке воздуха, в который введены обтекатели с камерами. Изобретение позволяет повысить удельный импульс кислородно-водородных ракетных двигателей и увеличить вследствие этого относительную массу выводимого полезного груза. 1 табл., 5 ил.

Транспортная космическая система (ТКС) относится к ракетно-космической технике и предназначена для одноступенчатых средств выведения полезных грузов (ПГ) на орбиту спутника Земли.

Перспектива исследования и использования космоса во многом зависит от эффективности ТКС, в основном определяемой стоимостью выведения на орбиту ПГ и надежностью ТКС. Первые проекты снижения стоимости выведения путем перехода на многоразовые системы ("Спейс Шаттл" и "Буран") не увенчались успехом. Это объясняется попыткой решения новых задач старыми методами. Стремясь максимально повысить массовую отдачу систем, предельно форсировали их жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) по давлению в камере сгорания (более 200 кГ/см²). В результате кислородно-водородные двигатели "Шаттла" вынуждены перебирать после каждого полета, вместо прогнозируемого ресурса в 55 полетов. Отечественные водородные ЖРД обеспечивали только однократное использование. Однако определяющую роль для эффективности ТКС в настоящее время приобретает надежность в связи со значительным ростом стоимости ПГ. Например, потери при авариях ракеты-носителя (РН) "Титан-4" в 1993 и 1998 гг. оцениваются по 1 млрд. долл. [1]. Стоимость орбитального телескопа "Хаббл", наиболее сложных связных спутников достигает 200000 долл./кг [2]. Даже при рентабельности средств выведения в 1000 долл. с кг полезной нагрузки потребуется свыше 200 коммерческих пусков только на компенсацию потери такого аппарата. Существующее поколение РН практически исчерпало возможности повышения надежности (дублирование элементов, конструктивное решение систем, максимальный объем наземной отработки и др.). Существенное повышение надежности может быть получено на одноступенчатых ТКС, где исключаются операции по разделению ступеней и запуску двигателей на траектории выведения. Основным недостатком одноступенчатых систем является малая относительная масса ПГ. Этот недостаток усугубляется прямой зависимостью массы ПГ от массы конструкции ТКС - возрастание массы конструкции на такую же величину уменьшает ПГ. Указанный недостаток может быть устранен повышением удельного импульса двигателя. Как показал опыт "Шаттла" и "Бурана", традиционный путь повышения удельного импульса за счет форсирования ЖРД по давлению в камере сгорания неприемлем для многоразовых систем.

Известен проект одноступенчатого многоразового аппарата самолетного типа NASP, создание которого было объявлено в конце 80-х годов национальной задачей США [3,4]. Повышение удельного импульса в этой ТКС достигается использованием воздуха в комбинированной двигательной установке (ДУ), включающей турбореактивные, прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ВРД) и ВРД сверхзвукового горения. На программу NASP было затрачено несколько млрд. долл. Проведенные работы показали невозможность повышения эффективности такого аппарата при современном уровне техники из-за значительного увеличения массы комбинированной ДУ и сложности реализации сверхзвукового горения. В настоящее время опытно-конструкторские работы по этой программе прекращены. К ее позитивным результатам следует отнести подтверждение эффективности сверхзвукового горения водорода [4, рис. 1]. Вместе с тем выявлена в качестве основной для ВРД сверхзвукового горения проблема смесеобразования водородно-воздушного топлива из-за кратковременности пребывания сверхзвуковой струи в зоне горения [4, стр.4].

Основным проектом, реализуемым в США в настоящее время, является одноступенчатый аппарат вертикального взлета и горизонтальной посадки "Венчур стар", который создается в рамках программы RLV с выходом на летные испытания в 1999 г. [5]. Успех программы связывают с применением новых кислородно-водородных ЖРД с центральным телом и углепластиковых баков компонентов топлива. Характерная особенность двигателя с центральным телом - свойство авторегулирования, т.е. естественного обеспечения оптимального для удельного импульса режима, когда давление на срезе сопла поддерживается равным атмосферному на основной части траектории выведения. Углепластиковые баки позволяют существенно уменьшить массу конструкции. Недостатки этого аппарата связаны с его горизонтальной посадкой, которая накладывает жесткие ограничения на габариты (для обеспечения приемлемых аэродинамических характеристик). В результате центральное тело выполнено с малой степенью расширения, что ограничило удельный пустотный импульс 455 кГ·с/кг. Другим следствием габаритных ограничений явилась необходимость выполнения водородных баков несущими, что существенно снижает массовые преимущества углепластикового материала, т.к. удельная прочность растяжения последнего на 25% превышает удельную прочность сжатия [6].

Известен проект многоразовой кислородно-водородной ТКС вертикальных взлета и посадки типа "Волан", свободный от этих недостатков и принятый за прототип предлагаемого изобретения [7]. ТКС содержит тандемно расположенный отсек ПГ и одноступенчатую РН, включающую баки компонентов топлива и ЖРД с центральным телом и модульными камерами сгорания, закрепленными с внешней стороны силовой рамы под обтекателями. Вертикальная посадка снимает ограничения на габариты центрального тела, что позволяет увеличить степень расширения ЖРД и довести удельный импульс до величины около 470 кГ·с/кг. Установка ПГ на боковых несущих баках кислорода разгружает центральный бак водорода от сжимающих усилий, обеспечивая его работу только на растяжение. Однако большой диаметр РН приводит к повышенному аэродинамическому сопротивлению на участке выведения с соответствующей потерей в массе ПГ.

Задачей данного изобретения является повышение массы ПГ. Достигается поставленная задача тем, что в ТКС, содержащей тандемно расположенный отсек ПГ и РН, включающую баки компонентов топлива и ЖРД с центральным телом и модульными камерами сгорания, закрепленными с внешней стороны силовой рамы под обтекателями, камеры сгорания размещены внутри обтекателей замкнутой формы, установленных с зазором относительно силовой рамы и центрального тела.

Сущность изобретения поясняется чертежами: фиг. 1 - грузовой вариант ТКС; фиг. 2 - пилотируемый вариант ТКС; фиг. 3 - схема функционирования ТКС; фиг. 4 - схема установки модульных камер сгорания; фиг. 5 - вид по стрелке А фиг. 4.

На чертежах представлены: 1 - ракета-носитель; 2 - полезный груз; 3 - подвесной бак водорода; 4 - силовая рама;
5 - несущие баки кислорода;
6 - шарнирные соединения;
7 - ЖРД;
8 - модульные камеры сгорания;
9 - центральное тело;
10 - рулевые камеры;
11 - обтекатели камер сгорания;
12 - стабилизирующий парашют;
13 - фиксирующие тросы;
14 - силовые узлы крепления камер сгорания.

РН 1 обеспечивает выведение ПГ 2 на орбиту. Подвесной бак водорода 3 служит для размещения жидкого водорода. Силовая рама 4 конструктивно увязывает основные элементы ТКС. Несущие баки кислорода 5 служат для размещения жидкого кислорода и крепления ПГ, после разворота вокруг шарниров 6 - для стабилизации и посадки РН 1 при возвращении. ЖРД 7 обеспечивает тягу, необходимую для выведения ТКС на орбиту и посадку РН 1. Основную часть тяги создают модульные камеры сгорания 8. Центральное тело 9 воспринимает тягу продуктов сгорания, истекающих из камер 8, и дополнительную тягу дожигания завесы внутреннего охлаждения камер 8 в сверхзвуковом потоке. Рулевые камеры 10 создают управляющие усилия по каналу крена. Обтекатели камер сгорания 11 защищают камеры 8 от набегающего воздуха и формируют поток для дожигания водородной завесы внутреннего охлаждения камер 8. Стабилизирующий парашют 12 разворачивает РН 1 в посадочное положение и снижает скорость посадки. Фиксирующие тросы 13 закрепляют баки 5 в посадочном положении и обеспечивают амортизацию при посадке. Силовой узел крепления камер сгорания 14 передает усилие тяги камер сгорания 8 на силовую раму 4.

Функционирует ТКС следующим образом. В исходном положении ТКС вертикально установлена на стартовой позиции. Баки 3 и 5 заправлены жидкими водородом и кислородом. Функционирование системы начинается с запуска ЖРД 7. Одновременно, за счет эжекции воздуха струями газа модульных камер сгорания 8, начинается дожигание водородной завесы внутреннего охлаждения в сверхзвуковом потоке. Формирование воздушного потока для дожигания водородной завесы обеспечивается обтекателями камер сгорания 11. По достижении необходимой тяги проводится старт изделия. По мере роста скоростного напора набегающего потока воздуха интенсифицируется процесс сверхзвукового горения. После выхода за пределы атмосферы ТКС довыводится на орбиту только на ЖРД. На орбите ПГ 2 отделяется от РН 1 и выполняет свое функциональное назначение. РН находится на орбите в режиме ожидания для посадки в районе старта. Перед спуском баки 5 разворачиваются вокруг шарнирных соединений 6 и фиксируются в заднем положении фиксирующими тросами 13 (фиг. 3), образуя самостабилизирующуюся при прохождении атмосферы компоновку типа "Волан". Вхождение в атмосферу обеспечивается выдачей тормозного импульса ЖРД 7. После прохождения зоны высоких скоростных напоров РН стабилизирующим парашютом 12 разворачивается в посадочное положение. Мягкая посадка обеспечивается ЖРД 7, дополнительная амортизация осуществляется за счет упругости тросов 13 и вращения баков в шарнирных соединениях 6. После проведения профилактических работ РН готовится к новому полету.

Положительным эффектом изобретения является увеличение массы ПГ за счет повышения удельного импульса ЖРД путем дожигания завесы охлаждения камер сгорания в сверхзвуковом потоке. Как уже указывалось выше, основной проблемой сверхзвукового горения, так и не реализованного в американском одноступенчатом аппарате NASP, является смесеобразование водородно-воздушного топлива. Предложенная конструкция решает эту проблему за счет вынесения модульных камер сгорания ЖРД в набегающий воздушный поток, при этом в воздушную атмосферу поступают из камер сгорания тонкие, прогретые до высокой температуры кольца газообразного водорода, уже подготовленные к горению. Современные кислородно-водородные ЖРД работают со значительным избытком водорода (соотношение компонентов топлива K_m = 6:1 при стехиометрическом соотношении 8: 1), используемым для завесы внутреннего охлаждения камер сгорания. Как видно из приведенного соотношения, расход через завесу достигает 3% суммарного расхода топлива. Например, для ДУ систем "Шаттл" и "Буран" с рабочим запасом кислородно-водородного топлива около 700 т количество выбрасываемого в атмосферу водорода превышает 20 т.

Для получения количественного значения возрастания массы ПГ по сравнению с прототипом следует определить среднетраекторное приращение удельного импульса в контуре сверхзвукового горения ΔIср.т. При этом приняты следующие исходные данные:
расход водорода через завесу охлаждения составляет 3% суммарного расхода топлива;
предельное значение скорости набегающего потока ограничено величиной 7М (выход за пределы атмосферы для баллистической траектории выведения);
средний удельный импульс сверхзвукового горения водорода равен около 2000 кГ·с/кг (график рис. 1 [4], экстраполированный в зону малых скоростей);
количество топлива, вырабатываемое ЖРД до достижения скорости 7М, составляет около 70% рабочего запаса топлива;
потери на неполноту сгорания и несовершенство процесса сверхзвукового горения приняты 30% (на порядок больше ЖРД).

Тогда
ΔIср.т. = 2000·0,03·0,7 = 30 кГ·с/кг.

Исходя из этого значения приращения среднетраекторного импульса в таблице представлены сравнительные данные прототипа и предлагаемой ТКС.

Как показывают результаты оценки, масса ПГ возрастает при реализации предлагаемого изобретения в 2,3 раза, что существенно снижает риск разработки одноступенчатых ТКС при современном уровне техники.

Оптимальной конструкцией с точки зрения реализации изобретения при сегодняшнем уровне технике представляется ТКС типа "Волан". По сравнению с рассмотренными аналогами - одноступенчатыми аппаратами NASP и "Венчур Стар" - она обладает следующими преимуществами:
1. Вертикальные старт и посадка снимают жесткие ограничения на мидель аппарата, что позволяет выполнить ЖРД с высокой степенью расширения и соответствующим повышением удельного импульса. Повышенное аэродинамическое сопротивление на участке выведения компенсируется дожиганием завесы внутреннего охлаждения в набегающем потоке воздуха и кратковременностью пребывания ТКС на атмосферным участке.

2. Появляется возможность выполнить водородный бак, занимающий свыше 70% общего объема баков, подвесным, т.е. работающим только на растяжение, что на 25% уменьшает его массу при применении углепластикового материала.

3. Отсутствие воздушно-реактивных двигателей снижает выводимую на орбиту массу конструкции до приемлемых величин.

4. Автономное выполнение РН и отсека ПГ обеспечивает:
унификацию грузового и пилотируемого вариантов ТКС;
возможность возвращения дорогостоящих ПГ на орбитальном корабле при аварии РН;
расширение возможностей по маневрированию орбитального корабля на орбите за счет отделения РН;
возможность повышения темпов пуска за счет отдельного функционирования орбитального корабля и РН при наземном обслуживании и орбитальных операциях;
возможность использования опыта, накопленного при создании орбитальных кораблей типа "Буран" и "Шаттл".

5. Принятый вариант вертикальной посадки РН расширяет ее эксплуатационные возможности, обеспечивая посадку на неподготовленные площадки, в том числе, водную поверхность.

ЛИТЕРАТУРА
1. Расследование причин катастрофы РН "Титан-4А" и "Дельта-3". - "Аэрокосмос", N 38, 1998 г., ИТАР-ТАСС.

2. Надежность ракетной техники. - Экспресс-информация "Астронавтика и ракетодинамика", N 15, 1990 г., ВИНИТИ.

3. О конкурентоспособности техники, создаваемой по программе NASP, на мировом рынке. - Экспресс-информация "Астронавтика и ракетодинамика", N 24, 1990 г., ВИНИТИ.

4. Концепции двигателей гиперзвуковых летательных аппаратов. - Экспресс-информация "Астронавтика и ракетодинамика", N 28, 1988 г., ВИНИТИ.

5. О разработке аппаратов Х-33 и RLV. - Экспресс-информация "Ракетная и космическая техника", N 2, 1997 г., ЦНИИМАШ.

6. Углепластики в авиационно-космической технике. - "Аэрокосмический журнал", N 1, 1998 г. Военный парад.

7. Проект "Волан". - "Вестник авиации и космонавтики", N 2-3, 1998 г., Москва.

Формула изобретения

Транспортная космическая система, содержащая тандемно расположенные отсек полезного груза и одноступенчатую ракету-носитель, включающую в себя баки компонентов топлива и жидкостный ракетный двигатель с центральным телом и модульными камерами сгорания, закрепленными с внешней стороны силовой рамы внутри обтекателей, отличающаяся тем, что указанные обтекатели модульных камер сгорания установлены с зазором относительно указанной силовой рамы.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6