Рисунок из книги Казимира Сименовича Artis Magnae Artilleriae pars prima 1650 г.
Многоступе́нчатая раке́та - летательный аппарат , состоящий из двух или более механически соединённых ракет , называемых ступенями , разделяющихся в полёте. Многоступенчатая ракета позволяет достигнуть скорости большей, чем каждая из её ступеней в отдельности.
История
Один из первых рисунков с изображением ракет был опубликован в труде военного инженера и генерала от артиллерии Казимира Сименовича, уроженца Витебского воеводства Речи Посполитой , «Artis Magnae Artilleriae pars prima» (лат. «Великое искусство артиллерии часть первая»), напечатанном в году в Амстердаме , Нидерланды . На нём - трехступенчатая ракета , в которой третья ступень вложена во вторую, а обе они вместе - в первую ступень. В головной части помещался состав для фейерверка . Ракеты были начинены твёрдым топливом - порохом . Это изобретение интересно тем, что оно более трёхсот лет назад предвосхитило направление, по которому пошла современная ракетная техника.
Впервые идея использования многоступенчатых ракет для освоения космоса высказывается в трудах К. Э. Циолковского . В г. он выпустил в свет свою новую книгу под заглавием «Космические ракетные поезда ». Этим термином К. Циолковский назвал составные ракеты или, вернее, агрегат ракет, делающих разбег по земле, потом в воздухе и, наконец, в космическом пространстве. Поезд, составленный, например, из 5 ракет, ведётся сначала первой - головной ракетой; по использовании её горючего, она отцепляется и сбрасывается на землю. Далее, таким же образом, начинает работать вторая, затем третья, четвёртая и, наконец, пятая, скорость которой будет к тому времени достаточно велика, чтобы унестись в межпланетное пространство . Последовательность работы с головной ракеты вызвана стремлением заставить материалы ракет работать не на сжатие, а на растяжение, что позволит облегчить конструкцию. По Циолковскому, длина каждой ракеты - 30 метров. Диаметры - 3 метра. Газы из сопел вырываются косвенно к оси ракет, чтобы не давить на следующие ракеты. Длина разбега по земле - несколько сот километров .
Несмотря на то, что в технических деталях ракетостроение пошло во многом по другому пути (современные ракеты, например, не «разбегаются» по земле, а взлетают вертикально, и порядок работы ступеней современной ракеты - обратный, по отношению к тому, о котором говорил Циолковкий), сама идея многоступенчатой ракеты и сегодня остаётся актуальной.
Варианты компоновки ракет. Слева направо:
1. одноступенчатая ракета;
2. двуступенчатая ракета с поперечным разделением;
3. двуступенчатая ракета с продольным разделением.
4. Ракета с внешними топливными ёмкостями, отделяемыми после исчерпания топлива в них.
Конструктивно многоступенчатые ракеты выполняются c поперечным
или продольным разделением ступеней
.
При поперечном разделении
ступени размещаются одна над другой и работают последовательно друг за другом, включаясь только после отделения предыдущей ступени. Такая схема даёт возможность создавать системы, в принципе, с любым количеством ступеней. Недостаток её заключается в том, что ресурсы последующих ступеней не могут быть использованы при работе предыдущей, являясь для неё пассивным грузом.
При продольном разделении
первая ступень состоит из нескольких одинаковых ракет (на практике, от 2-х до 8-и), располагающихся вокруг корпуса второй ступени симметрично, чтобы равнодействующая сил тяги двигателей первой ступени была направлена по оси симметрии второй, и работающих одновременно. Такая схема позволяет работать двигателю второй ступени одновременно с двигателями первой, увеличивая, таким образом, суммарную тягу, что особенно нужно во время работы первой ступени, когда масса ракеты максимальна. Но ракета с продольным разделением ступеней может быть только двуступенчатой.
Существует и комбинированная схема разделения - продольно-поперечная
, позволяющая совместить преимущества обеих схем, при которой первая ступень разделяется со второй продольно, а разделение всех последующих ступеней происходит поперечно. Пример такого подхода - отечественный носитель Союз .
Уникальную схему двуступенчатой ракеты с продольным разделением имеет космический корабль Спейс Шаттл , первая ступень которого состоит из двух боковых твёрдотопливных ускорителей, а на второй ступени часть топлива содержится в баках орбитера (собственно многоразового корабля), а бо́льшая часть - в отделяемом внешнем топливном баке . Сначала двигательная установка орбитера расходует топливо из внешнего бака, а когда оно будет исчерпано, внешний бак сбрасывается и двигатели продолжают работу на том топливе, которое содержится в баках орбитера. Такая схема позволяет максимально использовать двигательную установку орбитера, которая работает на всём протяжении вывода корабля на орбиту.
При поперечном разделении ступени соединяются между собой специальными секциями - переходниками
- несущими конструкциями цилиндрической или конической формы (в зависимости от соотношения диаметров ступеней), каждый из которых должен выдерживать суммарный вес всех последующих ступеней, помноженный на максимальное значение перегрузки , испытываемой ракетой на всех участках, на которых данный переходник входит в состав ракеты.
При продольном разделении на корпусе второй ступени создаются силовые бандажи (передний и задний), к которым крепятся блоки первой ступени.
Элементы, соединяющие части составной ракеты, сообщают ей жёсткость цельного корпуса, а при разделении ступеней должны практически мгновенно освобождать верхнюю ступень. Обычно соединение ступеней выполняется с помощью пироболтов
. Пироболт - это крепёжный болт, в стержне которого рядом с головкой создается полость, заполняемая бризантным взрывчатым веществом с электродетонатором . При подаче импульса тока на электродетонатор происходит взрыв, разрушающий стержень болта, в результате чего его головка отрывается. Количество взрывчатки в пироболте тщательно дозируется, чтобы, с одной стороны, гарантированно оторвать головку, а, с другой - не повредить ракету. При разделении ступеней на электродетонаторы всех пироболтов, соединяющих разделяемые части, одновременно подаётся импульс тока, и соединение освобождается.
Далее ступени должны быть разведены на безопасное расстояние друг от друга. (Запуск двигателя высшей ступени вблизи низшей может вызвать прогар ее топливной емкости и взрыв остатков топлива, который повредит верхнюю ступень, или дестабилизирует её полет.) При разделении ступеней в атмосфере для их разведения может быть использована аэродинамическая сила встречного потока воздуха, а при разделении в пустоте иногда используются вспомогательные небольшие твёрдотопливные ракетные двигатели.
На жидкостных ракетах эти же двигатели служат и для того, чтобы «осадить» топливо в баках верхней ступени: при выключении двигателя низшей ступени ракета летит по инерции, в соотоянии свободного падения, при этом жидкое топливо в баках находится во взвешенном состоянии, что может привести к сбою при запуске двигателя. Вспомогательные двигатели сообщают ступени небольшое ускорение, под действием которого топливо «оседает» на днища баков.
На приведённом выше снимке ракеты
Проект разработан по просьбе венчурного инвестора из ЕС.
Стоимость выведения на орбиту космических аппаратов пока очень велика. Это объясняется высокой стоимостью ракетных двигателей, дорогой системой управления, дорогими материалами, используемыми в напряженной конструкции ракет и их двигателей, сложной и, как правило, дорогостоящей технологией их изготовления, подготовки к пуску и, главным образом, их одноразовым использованием.
Доля стоимости носителя в общей стоимости запуска космического аппарата бывает разной. Если носитель серийный, а аппарат уникальный, то около 10%. Если наоборот - может достигать 40% и более. Это очень дорого, и поэтому возникла мысль, создать ракету-носитель, которая, подобно воздушному лайнеру, взлетала бы с космодрома, совершала полет на орбиту и, оставив там спутник или космический корабль, возвращалась на космодром.
Первой попыткой реализации такой идеи было создание системы «Спейс шаттл». На основании анализа недостатков одноразовых носителей и системы «Спейс шаттл», который сделан Константином Феоктистовым (К. Феоктистов. Траектория жизни. Москва: Вагриус, 2000. ISBN 5-264-00383-1. Глава 8. Ракета как самолет) , складывается представление о качествах, которыми должна обладать хорошая ракета-носитель, обеспечивающая доставку на орбиту полезного груза с минимальными затратами и с максимальной надежностью. Она должна быть системой многоразового использования, способной совершать 100–1000 полетов. Многоразовость нужна как для снижения затрат на каждый полет (расходы на разработку и изготовление распределяются на количество полетов), так и для повышения надежности выведения полезного груза на орбиту: каждая поездка на автомобиле и полет самолета подтверждают правильность его конструкции и качественное изготовление. Следовательно, можно снижать затраты на страхование полезного груза и страхование самой ракеты. По-настоящему надежными и недорогими в эксплуатации машинами могут быть только многоразовые - такие, как паровоз, автомобиль, самолет.
Ракета должна быть одноступенчатой. Это требование, как и многоразовость, связано и с минимизацией расходов, и с обеспечением надежности. Действительно, если ракета многоступенчатая, то даже если все ее ступени благополучно возвращаются на Землю, то перед каждым стартом их надо собирать в единое целое, а проверить правильность сборки и функционирования процессов разделения ступеней после сборки невозможно, так как при каждой проверке собранная машина должна рассыпаться. Не испытываемые, не проверяемые на функционирование после сборки, соединения становятся как бы одноразовыми. И пакет, соединенный узлами с пониженной надежностью, тоже становится в какой-то степени одноразовым. Если ракета многоступенчатая, то расходы на ее эксплуатацию больше, чем на эксплуатацию одноступенчатой машины по следующим причинам:
- Для одноступенчатой машины не требуются расходы на сборку.
- Не нужно выделять на поверхности Земли районы приземления для посадки первых ступеней, а следовательно, не нужно платить за их аренду, за то, что эти районы не используются в хозяйстве.
- Нет необходимости платить за транспортировку первых ступеней к месту старта.
- Заправка многоступенчатой ракеты требует более сложной технологии, большего времени. Сборка пакета и доставка ступеней к месту старта не поддаются простейшей автоматизации и, следовательно, требуют участия большего количества специалистов при подготовке такой ракеты к очередному полету.
Ракета должна использовать в качестве топлива водород и кислород, в результате горения которых на выходе из двигателя образуются экологически чистые продукты сгорания при высоком удельном импульсе. Экологическая чистота важна не только для работ, проводимых на старте, при заправке, в случае аварии, но и в не меньшей степени во избежание вредного воздействия продуктов сгорания на озоновый слой атмосферы.
Среди самых проработанных проектов одноступенчатых космических аппаратов за рубежом стоит выделить Skylon, DC-X, Lockheed Martin X-33 и Roton. Если Skylon и X-33 - это крылатые аппараты, то DC-X и Roton это ракеты вертикального взлета и вертикальной посадки. К тому же, оба они дошли до создания тестовых образцов. Если у Roton был только атмосферный прототип для отработки посадки на авторотации, то прототип DC-X совершил несколько полетов на высоту несколько километров на жидкостном ракетном двигателе (ЖРД) на жидких кислороде и водороде.
Техническое описание ракеты «Зея»
Для радикального снижения стоимости выведения грузов в космос «Лин Индастриал» предлагает создать ракету-носитель (РН) «Зея». Это одноступенчатая, многоразовая транспортная система с вертикальным взлетом и вертикальной посадкой. В ней используются экологически безопасные и высокоэффективные компоненты топлива: окислитель - жидкий кислород, горючее - жидкий водород.
РН состоит из бака окислителя (над которым размещается теплозащитный экран для входа в атмосферу и ротор системы мягкой посадки), отсека полезной нагрузки, приборного отсека, бака горючего, хвостового отсека с двигательной установкой и посадочного устройства. Баки горючего и окислителя - сегментально-конические, несущие, композитные. Наддув бака горючего осуществляется за счет газификации жидкого водорода, а бака окислителя - за счет сжатого гелия из баллонов высокого давления. Маршевая двигательная установка состоит из 36 расположенных по окружности двигателей и сопла внешнего расширения в виде центрального тела. Управление во время работы маршевого двигателя по тангажу и рысканию осуществляется с помощью дросселирования диаметрально расположенных двигателей, по крену - с помощью восьми двигателей на газообразных компонентах топлива, расположенных под отсеком полезной нагрузки. Для управления на участке орбитального полета используются двигатели на газообразных компонентах топлива.
Схема полета «Зеи» следующая. После выхода на опорную околоземную орбиту, ракета, если это необходимо, производит орбитальные маневры для выхода на целевую орбиту, после чего, открыв отсек полезной нагрузки (массой до 200 кг), отделяет ее.
В течение одного витка по околоземной орбите с момента старта, выдав тормозной импульс, «Зея» совершает посадку в районе космодрома пуска. Высокая точность посадки обеспечивается за счет использования аэродинамического качества, создаваемого формой ракеты, для бокового маневра и маневра по дальности. Мягкая посадка осуществляется за счет снижения с использованием принципа авторотации и восьми посадочных амортизаторов.
Экономика
Ниже приведена оценка сроков и стоимости работы до первого пуска:
- Аванпроект: 2 месяца - €2 млн
- Создание двигательной установки, разработка композитных баков и системы управления: 12 месяцев - €100 млн
- Создание стендовой базы, постройка прототипов, подготовка и модернизация производства, эскизный проект: 12 месяцев - €70 млн
- Отработка узлов и систем, испытания прототипа, огневые испытания летного изделия, технический проект: 12 месяцев - €143 млн
Итого: 3,2 года, €315 млн
По нашим оценкам, себестоимость одного пуска составит €0,15 млн, а стоимость межполетного обслуживания и накладных расходов - около €0,1 млн за межпусковой период. Если установить цену запуска в €35 тыс. за 1 кг (при себестоимости €1250/кг), что близко к цене запуска на ракете «Днепр» для иностранных заказчиков, то весь пуск (200 кг полезной нагрузки) обойдется заказчику в €7 млн. Таким образом, проект окупится за 47 пусков.
Вариант «Зеи» с двигателем на трех компонентах топлива
Еще один способ увеличить эффективность одноступенчатой РН - переход на ЖРД с тремя компонентами топлива.
С начала 1970-х годов в СССР и США изучалась концепция трехкомпонентных двигателей, которые сочетали бы в себе высокое значение удельного импульса при использовании водорода в качестве горючего, и более высокую усредненную плотность топлива (а, следовательно, меньший объем и вес топливных баков), характерную для углеводородного горючего. При запуске такой двигатель работал бы на кислороде и керосине, а на больших высотах переключался на использование жидких кислорода и водорода. Такой подход, возможно, позволит создать одноступенчатый космический носитель.
В нашей стране были разработаны трехкомпонентные двигатели РД-701, РД-704 и РД0750, однако они не были доведены до стадии создания опытных образцов. НПО «Молния» в 1980-х разработала Многоцелевую авиационно-космическую систему (МАКС) на ЖРД РД-701 с топливом кислород + керосин + водород. Расчеты и конструирование трехкомпонентных ЖРД велись и в Америке (см., например, Dual-Fuel Propulsion: Why it Works, Possible Engines, and Results of Vehicle Studies, авторов James A. Martin и Alan W. Wilhite, опубликованную в мае 1979 года в Am erican Institute of Aeronautics and Astronautics (AIAA) Paper No. 79-0878).
Мы полагаем, что для трехкомпонентной «Зеи» вместо традиционно предлагаемого для подобных ЖРД керосина следует использовать жидкий метан. На это есть множество причин:
- «Зея» в качестве окислителя использует жидкий кислород, кипящий при температуре -183 градуса Цельсия, то есть в конструкции ракеты и заправочного комплекса уже используется криогенное оборудование, а значит не будет принципиальных сложностей в замене бака керосина на бак метана при -162 градусах Цельсия.
- Метан по эффективности превосходит керосин. Удельный импульс (УИ, мера эффективности ЖРД - отношение создаваемого двигателем импульса к расходу топлива) топливной пары метан + жидкий кислород превосходит УИ пары керосин + жидкий кислород примерно на 100 м/с.
- Метан дешевле керосина.
- В отличие от керосиновых в двигателях на метане почти отсутствует коксование, то есть, проще говоря, образование трудно удаляемого нагара. А, значит, такие двигатели удобнее использовать в многоразовых системах.
- При необходимости метан можно заменить схожим по характеристикам сжиженным природным газом (СПГ). СПГ почти полностью состоит из метана, обладает схожими физико-химическими характеристиками и немного проигрывает чистому метану по эффективности. При этом СПГ в 1,5–2 раза дешевле керосина и намного доступнее. Дело в том, что Россия покрыта обширной сетью газопроводов с природным газом. Достаточно отвести ветку к космодрому и построить небольшой комплекс по сжижению газа. Также в России построен завод по производству СПГ на Сахалине и два малотоннажных комплекса по сжижению в Санкт-Петербурге. Планируется постройка еще пяти заводов в разных точках РФ. При этом для производства ракетного керосина нужны особые сорта нефти, добытые на строго определенных месторождениях, запасы которых в России истощаются.
Схема работы трехкомпонентной РН следующая. Вначале сжигается метан - топливо с высокой плотностью, но сравнительно небольшим удельным импульсом в пустоте. Затем сжигается водород - топливо с низкой плотностью и максимально высоким удельным импульсом. Оба вида топлива сжигаются в единой двигательной установке. Чем выше доля топлива первого типа, тем меньше масса конструкции, но тем больше масса топлива. Соответственно, чем выше доля топлива второго вида, тем меньше потребный запас топлива, но тем больше масса конструкции. Следовательно, можно найти оптимальное соотношение между массами жидких метана и водорода.
Мы провели соответствующие расчеты, приняв коэффициент топливных отсеков для водорода равным 0,1, а для метана - 0,05. Коэффициент топливных отсеков - это отношение конечной массы топливного отсека к массе располагаемого запаса топлива. В конечную массу топливного отсека включаются массы гарантийного запаса топлива, невырабатываемые остатки компонентов ракетного топлива и масса газов наддува.
Расчеты показали, что трехкомпонентная «Зея» будет выводить на низкую околоземную орбиту 200 кг полезной нагрузки при массе своей конструкции в 2,1 т и стартовой массе 19,2 т. Двухкомпонентная «Зея» на жидком водороде сильно проигрывает: масса конструкции - 4,8 т, а стартовая масса - 37,8 т.
Изобретение относится к многоразовым транспортным космическим системам. Предлагаемая ракета содержит осесимметричный корпус с полезной нагрузкой, маршевую двигательную установку и взлетно-посадочные амортизаторы. Между стойками указанных амортизаторов и соплом маршевого двигателя установлен теплозащитный экран, выполненный в виде пустотелого тонкостенного отсека из теплостойкого материала. Техническим результатом изобретения является минимизация газодинамических и тепловых нагрузок на амортизаторы от работающего маршевого двигателя при стартах и посадках ракеты-носителя и обеспечение вследствие этого требуемой надежности амортизаторов при многократном (до 50 раз) использовании ракеты. 1 ил.
Авторы патента:
Вавилин Александр Васильевич (RU)
Усолкин Юрий Юрьевич (RU)
Фетисов Вячеслав Александрович (RU)
Владельцы патента RU 2309088:
Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный ракетный центр "КБ им. академика В.П. Макеева" (RU)
Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к многоразовым транспортным космическим системам (МТКС) нового поколения типа «Космическая орбитальная ракета - одноступенчатый носитель аппаратов» («КОРОНА») при пятидесяти- стократном ее использовании без капитального ремонта, которая является возможной альтернативой крылатым многоразовым системам типа «Спейс Шаттл» и «Буран».
Система «КОРОНА» предназначена для выведения полезной нагрузки (космических аппаратов (КА) и КА с разгонными блоками (РБ) на низкие околоземные орбиты в диапазоне высот от 200 до 500 км с наклонением, равным наклонению орбиты выводимого КА или близким к нему.
Известно, что при старте ракета расположена на пусковом устройстве, при этом находится в вертикальном положении и опирается на четыре опорных кронштейна хвостового отсека, на который действует вес полностью заправленной ракеты и ветровые нагрузки, создающие опрокидывающий момент, которые при одновременном действии являются наиболее опасными для прочности хвостового отсека ракеты (см., например, И.Н.Пенцак. Теория полета и конструкция баллистических ракет. - М.: Машиностроение, 1974, стр.112, Рис.5.22, стр.217, Рис.11.8, стр.219). Нагрузка при стоянке полностью заправленной ракеты распределяется на все опорные кронштейны.
Одним из принципиальных вопросов предлагаемой МТКС является разработка взлетно-посадочных амортизаторов (ВПА).
Проведенные в Государственном ракетном центре (ГРЦ) работы над проектом «КОРОНА» показали, что наиболее неблагоприятным случаем нагружения ВПА является посадка ракеты.
Нагрузка на ВПА при стоянке полностью заправленной ракеты распределяется на все опоры, в то время как при посадке, с большой долей вероятности, из-за допускаемого отклонения от вертикального положения корпуса ракеты возможна реализация случая, когда нагрузка приходится на одну опору. С учетом наличия вертикальной скорости эта нагрузка оказывается сопоставимой или даже превышающей нагрузку на стоянке.
Это обстоятельство позволило принять решение от отказе от специального стартового стола, перенеся силовые функции последнего на ВПА ракеты, что значительно упрощает стартовые сооружения для систем типа «КОРОНА», и соответственно, снижаются затраты на их строительство.
Наиболее близким аналогом предлагаемого изобретения является многоразовая одноступенчатая ракета-носитель «КОРОНА» вертикального взлета и посадки, содержащая осесимметричный корпус с полезной нагрузкой, маршевую двигательную установку и взлетно-посадочные амортизаторы (см. А.В.Вавилин, Ю.Ю.Усолкин «О возможных путях развития многоразовых транспортных космических систем (МТКС)», РК техника, научно-технический сборник, серия XIY, выпуск 1 (48), часть П, расчет, экспериментальные исследования и проектирование баллистических ракет с подводным стартом, г. Миасс, 2002 г., стр.121, рис.1, стр.129, рис.2).
Недостатком конструкции ракеты-аналога является то, что ее ВПА расположены в зоне газодинамического и теплового воздействия пламени, выходящего из центрального сопла маршевой двигательной установки (МДУ) при многократном старте и посадке ракеты, в результате чего не обеспечивается надежная работа конструкции одного ВПА при требуемом ресурсе его использования (до ста полетов при двадцатипроцентном запасе по ресурсу).
Техническим результатом при использовании одноступенчатой многоразовой ракеты-носителя вертикального взлета и посадки является обеспечение требуемой надежности конструкции одного ВПА при пятидесятистократном использовании ракеты-носителя путем минимизации газодинамических и тепловых нагрузок на ВПА от работающей МДУ при многократных старте и посадках ракеты.
Сущность изобретения состоит в том, что в известной одноступенчатой многоразовой ракете-носителе вертикального взлета и посадки, содержащей осесимметричный корпус с полезной нагрузкой, маршевую двигательную установку и взлетно-посадочные амортизаторы, в ней между стойками взлетно-посадочных амортизаторов и соплом маршевого двигателя установлен теплозащитный экран.
По сравнению с ближайшей ракетой-аналогом предлагаемая одноступенчатая многоразовая ракета-носитель вертикального взлета и посадки обладает лучшими функционально-эксплуатационными возможностями, т.к. в ней обеспечивается необходимая надежность конструкции одного ВПА (не ниже 0,9994) при заданном сроке эксплуатации одной ракеты-носителя (до ста пусков) путем изоляции (с помощью теплозащитного экрана) стоек ВПА от газодинамических и тепловых нагрузок работающей МДУ при заданном ресурсе (до ста) полетов ракеты-носителя при его многократных старте и посадках.
Для пояснения технической сущности предлагаемого изобретения показана схема предлагаемой ракеты-носителя с осесимметричным корпусом 1, соплом 2 маршевой двигательной установки, стойками взлетно-посадочного амортизатора 3 и теплозащитным экраном 4 пустотелого тонкостенного отсека из теплостойкого материала, который изолирует стойки взлетно-посадочного амортизатора от газодинамического и теплового воздействия пламени из центрального сопла маршевой двигательной установки при взлете и посадке ракеты.
Таим образом, предлагаемая многоразовая ракета-носитель вертикального взлета и посадки обладает более широкими функционально-эсплуатационными возможностями по сравнению с ближайшим аналогом путем повышения надежности одного взлетно-посадочного амортизатора при заданном ресурсе полетов ракеты-носителя, на котором этот взлетно-посадочный амортизатор расположен.
Одноступенчатая многоразовая ракета-носитель вертикального взлета и посадки, содержащая осесимметричный корпус с полезной нагрузкой, маршевую двигательную установку и взлетно-посадочные амортизаторы, отличающаяся тем, что в ней между стойками взлетно-посадочных амортизаторов и соплом маршевого двигателя установлен теплозащитный экран, выполненный в виде пустотелого тонкостенного отсека из теплостойкого материала.
Разработка системы посадки - число опор их устройство при условии минимизации их массы очень сложная задача...
Posts from This Journal “Патенты” Tag
Подними передний мост!!!
Отличная идея! Буквально недавно эта идея видел в роботизированной машинке и вот снова... Поворот на одной оси тоже прекрасен. Переход к…
Двигатель CTL Atkinson cycle
Неплохо придумано! Громоздкий классический механизм Аткинсона заменен более компактным механизмом. Жалко даже из этой картинки не совсем…
Если ты изобретатель и не изобрел велосипед - грош тебе цена как изобретателю!
Патент РФ 2452649 Рама велосипеда Захаров Андрей Андреевич Изобретение относится к однобалочным пластиковым рамам, снабженным элементами,…
ДВС CITS V-Twin и патент на него
Clean Two-Stroke CITS V-Twin Engine Уже работает тестовый экземпляр Two stroke engine porting arrangement US 20130228158 A1 ABSTRACT A…
Фотонный лазерный двигатель
Photonic Laser Thruster - оказывается название не из фантастики, а изделие вполне уже рабочее... Photonic Laser Thruster (PLT) is a pure photon…
Использование: изобретение относится к ракетной технике, конкретно - к устройству многоступенчатых жидкостных ракет. Сущность изобретения: многоступенчатая ракета включает тандемно расположенные ступени со средствами разделения, ракетными двигателями и баками для компонентов жидкого топлива. В предыдущей ступени бак одного топливного компонента разделен баком другого на переднюю и заднюю секции, в первой из которых утоплен двигатель последующей ступени и имеются средства сообщения с окружающей средой. Целью является снижение энергетических затрат на управление полетом летательного аппарата наряду со снижением конструкционной массы. Целесообразная область применения - баллистические и космические ракеты-носители. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к устройству многоступенчатых жидкостных ракет. Известна многоступенчатая ракета, включающая тандемно расположенные предыдущую и последующую ступени со средствами разделения, ракетными двигателями и баками для компонентов жидкого топлива, в одном из которых утоплен двигатель последующей ступени /1/. Описанная многоступенчатая ракета с утопленным ракетным двигателем (РД) характеризуется относительно малой длиной и, следовательно, малым удалением точки приложения тяги от центра масс летательного аппарата (ЛА), что требует больших управляющих сил для стабилизации ЛА и удержания его на заданной траектории полета. В итоге управление полетом известной ракеты сопряжено с существенными энергетическими потерями или снижением результирующего импульса тяги двигательной установки. Далее, для создания управляющих сил в ракетной ступени с утопленным РД приходится предусматривать вспомогательные рулевые агрегаты в виде специальных РД, камер или сопел малой тяги, что дополнительно снижает удельный импульс тяги, а также усложняет и утяжеляет конструкцию всего ЛА. Описанный недостаток известной многоступенчатой ракеты особенно проявляется для последующей ступени, в одном из баков которой утоплен собственный РД. Изобретение решает техническую задачу снижения энергетических затрат на управление полетом ЛА наряду со снижением массы конструкции ЛА. При этом ожидается технический результат, состоящий в получении указанных выгод, что позволит в конечном счете увеличить долю полезного груза в общей массе ЛА. Поставленная задача решается тем, что в многоступенчатой ракете, включающей тандемно расположенные предыдущую и последующую ступени со средствами разделения, ракетными двигателями и баками для компонентов жидкого топлива, в одном из которых утоплен двигатель последующей ступени согласно изобретению, в предыдущей ступени бак одного топливного компонента разделен баком другого топливного компонента на переднюю и заднюю секции, двигатель последующей ступени утоплен в первой из них, и предусмотрены средства для опережения выработки топливного компонента из первой секции и последующего снижения давления в ней до уровня, обеспечивающего безопасное и контролируемое разделение ступеней, а средства снижения давления в передней секции бака включают одно или несколько перекрываемых сопел, преимущественно ориентированных вдоль продольной оси ракеты и соединенных с указанной секцией посредством трубопровода, проходящего через разделяющий секции бак другого топливного компонента. На чертеже схематично дана предлагаемая многоступенчатая ракета. Она содержит тандемно расположенные первую ступень 1 и вторую ступень 2, соединенные при помощи фланцев с пироболтами 3, в головной части ракеты установлен полезный груз 4, отделяемый при помощи пироустройств 5. Каждая из ступеней 1 (2) содержит образующие корпус ракеты топливные баки (секции) окислителя 6 (7) и горючего 8а, 8б (9) соответственно, ограниченные днищами 10. 15. Все они, кроме заднего днища 10 и переднего 15, представляют собой разделительные внутренние перегородки, общие для смежных баковых секций. Бак горючего первой ступени выполнен из двух секций, задней 8а и передней 8б, которые разделены промежуточным баком окислителя 6 и сообщены между собой посредством проходящего через этот бак расходного тоннельного трубопровода 16 с установленным в нем клапаном 17. В хвостовых частях ракетных ступеней размещены жидкостные РД 18 и 19, соединенные с баками расходными (питающими) трубопроводами окислителя 20, 21 и горючего 22, 23, с целью управления ракетой в полете РД снабжены шарнирными подвесами 24, 25. Передняя секция 8б бака горючего первой ступени и бак горючего 9 второй ступени разделены общим днищем (перегородкой) 13 и под ним смонтирован двигатель 19 второй ступени, погруженный, таким образом, в бак горючего первой ступени. Средства разделения ступеней 3 размещены под упомянутым общим днищем 13; под ним же, в стенке баковой секции 8б, предусмотрены люки 26 (показан один), вскрываемые посредством пирошнуров (не показаны). В частном случае, который представлен штриховыми линиями в левой нижней части чертежа, вместо элементов 16, 17, 26 ракета содержит расходный трубопровод 27 (аналогичный трубопроводу 16) с баковым ответвлением 27а, в котором установлен клапан 28 (аналогичный клапану 17) нижний конец указанного трубопровода выведен на днище 10 и соединен с реактивные соплом 29, перекрытым заглушкой 30. Предлагаемая многоступенчатая ракета функционирует следующим образом. После сборки ракетных ступеней 1 и 2 в единый ЛА и установки на него полезного груза 4 ракету помещают на стартовое устройство и топливные баки заправляют компонентами жидкого ракетного топлива: баки 6,7 жидким окислителем, баки 8а, 8б, 9 жидким горючим; при этом клапан 27 (28) открыт. В заправленной ракете конструкция РД 19 находится в контакте с содержимым баковой секции 8б. По команде "Пуск" производят наддув баковых секций 8, 8б и подают на них топливо по трубопроводам 20, 16 (27), 22 в двигатели 18, что обеспечивает их включение в работу и старт ракеты. Ее полет по заданной траектории обеспечивается путем поворота РД в шарнирных подвесках 24 при помощи рулевых приводов (на чертеже не показаны). После выработки горючего из секции 8б и трубопровода 16 (27) закрывают клапан 17 (28), удаляют люки 26 (заглушку 30 из сопла 29) и включают наддув баковой секции 8а. В результате этих операций РД 18 переключается на питание горючим от секции 8а (окислитель по-прежнему поступает из бака 6). Одновременно секция 8б соединяется с окружающей средой (атмосферой), в которую истекают газы и испаряющиеся остатки горючего из указанной секции, понижая в ней давление. К моменту его падения с первоначальной величины в несколько атмосфер до 0,3.0,5 кгс/см 2 (30.50 кПа) и ниже происходит полная выработка топлива из баков 6, 8а, и РД 18 выключают (перекрытием расходных трубопроводов). Одновременно включают в работу РД 13 (аналогично РД 18) и подрывают пироболты 3. При этом баковая секция 8б отделяется вместе с отработавшей ступенью 1 от остальной части ЛА, а вторая ступень 2 продолжает полет, будучи управляема путем поворота РД 19 в шарнирном подвесе 25 (аналогично первой ступени). После выработки топлива из баков 7, 9 производят выключение РД 19 и задействуют пироустройства 5, отделяющие полезный груз 4 для его самостоятельного функционирования. Предлагаемая многоступенчатая ракета обеспечивает достижение нескольких целей. Первой из них является снижение энергетических затрат на управление полетом ЛА. Как упоминалось, известная ракета с РД, утопленным в баке собственной ступени, ввиду малого удлинения ЛА характеризуется малым удалением точки приложения тяги от центра масс ЛА, что требует значительных управляющих сил для стабилизации ЛА и его удержания на траектории. При утоплении РД последующей ступени в "чужом" баке согласно изобретению длина ДА в целом уменьшается, в то время как последующая ступень сохраняет размеры, характерные для ЛА без утопления РД, а следовательно, энергозатраты на управление полетом последующей ступени и ЛА в целом снижаются. Этому способствует также применимость нашего технического решения к РД, снабженным шарнирными подвесами: после отделения отработавшей ступени утопленный в ее баке РД последующей ступени становится обычным, "неутопленным" и может беспрепятственно отклоняться в шарнирном подвесе. Благодаря этому становится возможным управлять полетом ЛА по тангажу и рысканью, а для многокамерной двигательной установки и по крену с минимальными энергозатратами. Отсутствие специальных рулевых двигателей, камер и сопел упрощает и облегчает конструкцию двигательной установки и ЛА в целом, повышает их надежность. Предлагаемое нами утопление РД в "чужом" баке связано со специфичной проблемой ввиду общепринятого для ракетных ступеней переднего расположения бака окислителя: без принятия специальных мер конструкция утопленного в "чужом" баке РД оказалась бы в неблагоприятном контакте с окислительной средой, что снизило бы надежность ЛА. Во избежание этого нами предложено в предыдущей ступени разделить бак одного топливного компонента (промежуточная баком другого) на переднюю и заднюю секции, в первой из которых утопить РД последующей ступени, обеспечив таким путем контакт конструкции РД с восстановительной средой. При этом сохраняется также унификация РД для обеих ступеней в случае, когда на предыдущей ступени РД также утоплен (в собственном баке). Для достижения унификации может оказаться необходимым секционирование бака окислителя посредством бака горючего: например, при использовании на первой ступени топлива кислород-метан, а на второй топлива кислород-водород, поскольку водородный бак принято размещать спереди. Другая специфичная проблема утопления РД в "чужом" баке касается разделения ступеней. Без принятия специальных мер ступень 2 (см. чертеж) при разрыве силовых связей 3 подверглась бы весьма большому силовому воздействию от приложенного к днищу 13 остаточного давления в баковой секции 8б. Такое воздействие способно вызвать разрушительные для конструкции последующей ступени и полезного груза перегрузки: кроме того, ввиду возможности нерасчетного характера нагрузки разделение ступеней может происходить нестабильно. Для решения этой специфичной проблемы нами предусмотрены средства сообщения передней баковой секции (в которой утоплен РД) с окружающей средой после выработки топливного компонента из указанной секции. В частном случае, указанные средства включают перекрываемые реактивные сопла, преимущественно ориентированные вдоль продольной оси ракеты, и соединенные с указанной секцией посредством тоннельного трубопровода, проходящего через промежуточный бак. Такое частное техническое решение выгодно по энергетическим и массовым характеристикам ЛА: газ и остатки топливного компонента в передней баковой секции используются для создания разгонного тягового импульса; в случае одиночного сопла (которое можно расположить по оси ЛА) число и длина тоннельных вспомогательных трубопроводов минимальна, компоновка получается удобной. Наиболее целесообразной областью использования изобретения представляются баллистические и космические ракеты-носители.
ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ
1. Многоступенчатая ракета, включающая тандемно расположенные предыдущую и последующую ступени со средствами разделения, ракетными двигателями и баками для компонентов жидкого топлива, в одном из которых утоплен двигатель последующей ступени, отличающаяся тем, что в предыдущей ступени бак одного топливного компонента разделен баком другого топливного компонента на переднюю и заднюю секции, двигатель последующей ступени утоплен в первой из них, при этом предусмотрены средства для опережающей выработки топливного компонента из первой секции и последующего снижения давления в ней до уровня, обеспечивающего безопасное и контролируемое разделение ступеней. 2. Ракета по п. 1, отличающаяся тем, что средства снижения давления в передней секции бака включают одно или несколько перекрываемых сопл, преимущественно ориентированных вдоль продольной оси ракеты и соединенных с указанной секцией посредством трубопровода, проходящего через разделяющий секции бак другого топливного компонента. Выпуск 3В своём очередном видеоуроке астрономии профессор расскажет о многоступенчатой ракете, а также о том, как выбирают место для космодрома.
Многоступенчатая ракета
Многоступенчатая ракета представляет собой летательный аппарат, состоящий из двух или более механически соединённых ракет, называемых ступенями, разделяющихся в полёте. Многоступенчатая ракета позволяет достигнуть скорости большей, чем каждая из её ступеней в отдельности. Составная ракета позволяет более рационально использовать ресурсы за счёт того, что в полёте ступень, выработавшая своё топливо, отделяется, и остальное топливо ракеты не тратится на ускорение конструкции отработавшей ступени, ставшей ненужной для продолжения полёта. Конструктивно многоступенчатые ракеты выполняются c поперечным или продольным разделением ступеней. При поперечном разделении ступени размещаются одна над другой и работают последовательно друг за другом, включаясь только после отделения предыдущей ступени. При продольном разделении первая ступень состоит из нескольких одинаковых ракет (на практике, от 2-х до 8-и), работающих одновременно и располагающихся вокруг корпуса второй ступени симметрично, чтобы равнодействующая сил тяги двигателей первой ступени была направлена по оси симметрии второй. Такая схема позволяет работать двигателю второй ступени одновременно с двигателями первой, увеличивая, таким образом, суммарную тягу, что особенно нужно во время работы первой ступени, когда вес ракеты максимален.
Место для космодрома
Космодром — это территория, на которой размещается комплекс сооружений, предназначенный для запуска космических аппаратов в космос. Название «космодром» дано по аналогии с аэродромом для самолётов. Обычно космодромы занимают место с большой площадью и находятся на удалении от густонаселенных мест, чтобы отделяющиеся в процессе полета ступени не навредили жилым территориям или соседним стартовым площадкам. Наиболее выгодное место для космодрома — на экваторе, чтобы стартующий носитель мог наиболее полно использовать энергию вращения Земли. Ракета-носитель при запуске с экватора может сэкономить около 10 % топлива по сравнению с ракетой, стартующей с космодрома, находящегося в средних широтах. А также с экватора возможен запуск на орбиту с любым наклонением.
