Ступенчатая космическая ракета

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в межпланетных полетах, включающих этапы сброса ступеней ракеты и доставку полезных нагрузок (ПН) на пролетные небесные тела. Космическая ракета содержит последнюю ступень (1) с маршевым двигателем (2), две или более отделяемых от нее ступеней, например первую, (3) для старта с планеты (7) и вторую (4) - с маршевыми двигателями, соответственно (5) и (6) и по меньшей мере один посадочный модуль для доставки ПН на небесное тело. Отделяемые ступени (кроме первой) выполнены конструктивно и функционально объединенными с посадочными модулями в тягово-посадочные комплексы с общими для ступеней и модулей двигателями, например (4) - (6). Хотя бы некоторые из упомянутых комплексов выполнены невозвращаемыми. Технический результат направлен на улучшение технико-эксплуатационных характеристик многоступенчатых космических ракет. 3 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в межпланетных перелетах, включая длительные экспедиции с промежуточными этапами сброса ступеней ракеты и доставкой полезной нагрузки на «промежуточные» небесные тела по мере движения по траектории.

Известны ступенчатые ракеты, как правило, двух- и трехступенчатые, в которых дополнительные (в дополнение к последней в блоке с посадочным модулем) ступени являются исключительно разгонными, т.е. снабжены дополнительными двигателями, при этом по мере движения ракеты по маршруту (траектории) «отработавшие» разгонные ступени последовательно отделяются [1. Грабин Б.,В., Давыдов О.И., Жихарев А.А. и др. Основы конструирования ракет-носителей космических аппаратов. - М.: Машиностроение, 1991, Гл. I «Методологические основы конструирования ракет-носителей». - С. 14; 2. RU 176695 U1, VGR F42B 15/12, 25.01.2018; 3. RU 2013148842 А, МПК B64G 1/12; В64С 39/00, В64В 1/30, 07.06.2013; 4. RU 2595092 С1, МПК B64G 1/00, 20.08.2016; 5. RU 2643082 С1, МПК B64G 1/10, B64G 1/14, B64G 1/64, 30.01.2018].

Характерным примером такой ракеты может служить принятая за ближайший аналог (прототип) заявляемого изобретения ступенчатая космическая ракета, содержащая последнюю ступень с основным двигателем, по меньшей мере, одну отделяемую ступень с дополнительным двигателем и посадочный модуль со своим двигателем [6. Феодосьев В.И. Основы техники ракетного полета. - М.: Гл. ред-ция физ.-мат. Литературы «Наука», 1979, гл. II B64G 1/16 устройства баллистических ракет дальнего действия и ракет-носителей». - С. 64-65].

В них последняя (как правило, головная) ступень, в принципе, может выполнять роль спускаемого модуля (аппарата), если это предусмотрено целью и программой экспедиции.

Однако, как и в перечисленных выше аналогах, «отработавшие» разгонные ступени (первая, вторая и т.д.) при этом по сути выбрасываются. Первая ступень, как правило, по отделении от второй падает на Землю, в лучшем случае сгорая в плотных слоях атмосферы. Вторая и дальнейшие ступени, при многоступенчатой (N ступеней) схеме, на неопределенный срок превращаются в «космический мусор», сея угрозы космическим аппаратам. В то же время, спускаемые аппараты, несущие полезную нагрузку (экипаж, приборы и т.д.) оборудованы собственным двигателем, предназначенным, по крайней мере, для маневра и торможения в гравитационном поле конечного или «промежуточного» (по траектории ракеты - маршруту экспедиции) небесного тела (планеты, спутника, астероида). Это обусловливает завышенные массогабаритные показатели ракеты в целом: «выброшенная» ступень - это уже не используемый корпус, двигатель, топливный бак (емкости) и прочее оборудование. А значит - недостаточно высокие технико-эксплуатационные характеристики (возможности) - ТЭХ(В) - ступенчатой ракеты. Причем чем больше ступеней и спускаемых аппаратов (длительные экспедиции), тем в большей мере проявляются эти недостатки.

Задача (проблема), решаемая заявляемым изобретением, - разработать устройство (ступенчатую ракету) с повышенными ТЭХ(В).

Технический результат, в соответствии с поставленной задачей, достигается тем, что в ступенчатой космической ракете, содержащей последнюю ступень с основным двигателем, по меньшей мере, две отделяемые ступени - первую и вторую, с дополнительным двигателем каждая и по меньшей мере один посадочный модуль со своим двигателем, соапасно заявляемому мзобретемию, отделяемая ступень ракеты, за исключением первой, и посадочный модуль конструктивно и функционально объединены в неразделяемый тягово-посадочный комплекс с общим для них двигателем, с возможностью последовательного выполнения функций упомянутых отделяемой ступени и посадочного модуля.

На решение поставленной задачи направлена и частная совокупность существенных признаков устройства в рамках основной совокупности его признаков, сформулированной в предыдущем абзаце и в формуле изобретения, а именно:

- при количестве N ступеней ракета может содержать N-2 посадочных модуля (это оптимизирует технический результат, приняв традиционную схему с ранним, -у Земли, - отделением первой ступени, которую нет смысла совмещать со спускаемым модулем);

- посадочный модуль может нести полезную нагрузку для ее доставки на поверхность или орбиту небесных тел (это дает дополнительные преимущества при двух частных случаях применения спускаемых модулей-аппаратов - по «программе-максимум» с выраженным научным и прочим оборудованием, вплоть до обитаемости, при альтернативном пассивном - для «утилизации» отработанной ступени);

- по меньшей мере часть упомянутых тягово-посадочных комплексов могут быть выполнены не возвращаемыми (это рационально по показателю «топливная экономичность и рекомендуется, главным образом, для многостадийных, длительных экспедиций).

Таким образом главная идея, заложенная в заявляемый проект, - это двухфункциональность промежуточных ступеней, использование из не только в качестве промежуточных (расположенных за последней ступенью) маршевых ступеней, но и (при неполной выработке топлива в указанном режиме) в качестве спускаемых модулей (аппаратов) на промежуточных этапах полета всей ракеты-«поезда» (экспедиции).

Среди массива известных устройств не обнаружены такие, совокупность существенных признаков которых совпадала бы с заявленной. В то же время, именно за счет последней достигается новый технический результат, что обусловливает наличие у заявляемого устройства квалификационного признака «мировой уровень новизны».

При всей свое краткости формулировки, совокупность отличительных существенных признаков заявляемого устройства, не является простой суммой известных технических результатов применения порознь известных компонентов системы. Имеет место «сверхэффект» (в патентоведческом значении этого термина), который не является очевидным для специалиста из достигнутого уровня техники (разумеется, до рассмотрения заявляемого технического решения). С указанным выше спектром ТЭВ. Это убедительно демонстрирует изобретательский уровень разработки как второй из триады квалификационных признаков изобретения.

Третий квалификационный признак, - промышленная применимость, - также неоспорим и вытекает, прежде всего, из того же богатейшего опыта создания изделий ракетно-космического комплекса.

Подробнее сущность изобретения раскрывается в приведенном ниже примере реализации - для трехступенчатой ракеты с одним спускаемым модулем.

Устройство иллюстрируется чертежами (схемами) фиг. 1-3:

на фиг. 1 упрощенно показано устройство трехступенчатой ракеты (пример ступенчатой ракеты с числом ступеней N=3), вид сбоку, где F1 - тяговая сила, создаваемая тяговым двигателем первой ступени (не совмещенной со спускаемым модулем);

на фиг. 2 схематически показан процесс перехода тяговых функций от «отработавшей» первой ступени ко второй ступени (совмещенной со спускаемым модулем);

на фиг. 3 - процесс отделения второй ступени и ее автономного движения за счет собственного двигателя с тяговой силой F2* (возможно, скорректированной по величине и направлению) в качестве спускаемого модуля с полезной нагрузкой к «промежуточному» небесному телу, и продолжению тем временем движения первой (основной) ступени ракеты далее под действием тяговой силы F3 своего двигателя.

Ступенчатая космическая ракета содержит последнюю ступень 1 с основным двигателем 2, по меньшей мере, две отделяемые ступени - первая 3 и вторая 4 с дополнительными двигателями каждая - 5 и 6 соответственно, и по меньшей мере один посадочный модуль (аппарат) со своим двигателем.

Вторая отделяемая ступень 4 ракеты (и прочие между ней и последней ступенью 1 при их наличии) и посадочный(ые) модуль(ли) конструктивно и функционально объединены в неразделяемый тягово-посадочный комплекс (соответственно, под позициями 4, 6) с общим для них двигателем (6), с возможностью последовательного выполнения функций упомянутых отделяемой ступени 4 и посадочного модуля (тоже под позицией 4).

Дальнейшее описание распространяется на частные, рекомендуемые как рациональные, случаи выполнения заявляемого устройства.

При количестве N ступеней ракета может содержать N-2 посадочных модуля. В изображенном трехступенчатом примере ракеты имеется только один (3-2=1) посадочный модуль (аппарат) 4.

Посадочный модуль 4 может нести полезную нагрузку для ее доставки на поверхность или орбиту небесных тел.

По меньшей мере часть упомянутых тягово-посадочных комплексов (4) могут быть выполнены не возвращаемыми.

Заявляемое устройство работает следующим образом (способ функционирования устройства).

Ракета, стартовав на поверхности Земли 7, «традиционно» поднимается с ускорением, преодолевая гравитацию Земли и сопротивление атмосферного воздуха, за счет тяги F1 двигателя первой ступени ракеты (см. фиг. 1).

Отработав топливо, первая ступень 3 отделяется от ракеты и пассивно падает на поверхность Земли 7, частично или полностью сгорая в атмосфере. Тоже «традиционно» (не показано).

Второй этап движения ракеты характеризуется тяговым эффектом F2 дополнительного двигателя 6, установленного на второй ступени 4 (она является и спускаемым модулем (4), а упомянутый двигатель 6 - двигателем (6) спускаемого модуля (4)). Но пока эта структурная часть ракеты выполняет функцию второй, тяговой ступени 4 ракеты (см. фиг. 2).

При движении ракеты вблизи «промежуточного» по программе полета, небесного тела 8, вторая ступень 4 отделяется и направляется в ее сторону (автоматически, по командам экипажа в первой ступени 1 или в ручном режиме экипажем второй ступени 4 при его наличии), при скорректированной (по величине и направлению) тяговой силе F2* а первая (основная) ступень 1 ракеты движется далее по траектории за счет тяговой силы F1 основного двигателя 2 (см. фиг. 3).

При больше, чем N=3, числе ступеней ракеты, возможны, по образу и подобию, соответственно два, три и т.д. отделения и отправки «налево», - к небесным телам на примере тела 8, - спускаемых модулей (аппаратов) 4 и др. в количестве N-2.

Технический результат заключается в улучшении ТЭХ(В), в том числе уменьшении общих массы и габаритов, повышении топливной экономичности ракеты. Таким образом, использование заявляемого устройства решает поставленную задачу.

Ступенчатая космическая ракета, содержащая N ступеней, из которых одна является последней, а остальные – отделяемыми, при этом N-2 отделяемых ступеней, за исключением первой, выполнены конструктивно и функционально объединенными в тягово-посадочные комплексы с посадочными модулями для доставки полезной нагрузки на поверхность небесных тел с общими для ступеней и модулей двигателями, причем по меньшей мере часть упомянутых тягово-посадочных комплексов выполнены невозвращаемыми.