Патент на изобретение №2291817, приоритет до 14 июня 2022 года.
Реферат
Ракета-носитель модульного типа (её варианты)
Изобретение относится к ракетно-космической технике, и в частности - к многомодульным ракетам-носителям пакетной схемы, использующим перелив топлива между модулями. Предлагаемая ракета-носитель, содержащая центральный и боковые ракетные модули, может быть выполнена в трёх вариантах с различными модификациями. В первом варианте топливо, предназначенное для перелива, распределяется так, что каждый боковой двухбаковый модуль содержит избыточное количество только одного компонента топлива. При этом в каждом из этих модулей система перелива компонентов топлива представлена только одной межблочной магистралью. В ряде модификаций первого варианта используется вытеснительная система подачи компонента из верхних баков боковых модулей в нижний бак центрального модуля. Во втором и третьем вариантах используются однобаковые боковые модули с разными компонентами топлива в них. В некоторых модификациях этих вариантов данные модули попарно объединены в связки и соединены между собой упрощёнными межмодульными топливными магистралями. За счёт специализации модулей достигается упрощение топливной системы ракеты-носителя и уменьшение количества аварийноопасных процессов. Это наиболее заметно проявляется при увеличении числа модулей. Наибольшие технологические упрощения при максимальном сохранении унификации модулей получаются при использовании топлива керосин - жидкий кислород и двигателей «закрытой» схемы, освоенных российской промышленностью. Техническим результатом изобретения является уменьшение стоимости изготовления и эксплуатации ракеты-носителя, повышение её надёжности.
ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ
1. Ракета-носитель модульного типа на жидких компонентах топлива, включающая головную часть и не менее трёх ракетных модулей, каждый из которых содержит один бак горючего и один бак окислителя, составляющие вместе с топливными магистралями, соединяющими эти баки с блоком ракетных двигателей модуля, топливные объёмы соответствующего компонента топлива, при этом центральный модуль расположен соосно с головной частью, а остальные модули сопряжены с центральным боковыми сторонами, оборудованы средствами отделения во время полёта и содержат дополнительное количество топлива, предназначенное для перелива в другие модули, систему перелива горючего и систему перелива окислителя между модулями, включающие топливные магистрали, проложенные между боковыми и центральным модулями и имеющие межмодульные отрывные гидроразъёмы, а также расположенные с обеих сторон от разъёмных соединений отсечные клапаны, отличающаяся тем, что каждый из боковых модулей содержит один компонент указанного дополнительного количества топлива: горючего или окислителя, при этом по крайней мере в одном из модулей указанный компонент дополнительного количества топлива иной, чем в остальных модулях, а топливный объём каждого бокового модуля, содержащий топливо для перелива в другие модули, соединён с топливным объёмом соответствующего компонента центрального модуля одной межмодульной топливной магистралью.
2. Ракета-носитель по п.1, отличающаяся тем, что на топливных магистралях центрального модуля выше мест соединения с межмодульными топливными магистралями установлены пусковые клапаны.
3. Ракета-носитель по п. 1, отличающаяся тем, что баки боковых модулей, содержащие компонент дополнительного количества топлива, аналогичный размещённому в нижнем баке центрального модуля, имеют обратное расположение относительно расположения баков центрального модуля, а межмодульные топливные магистрали компонента, расположенного в верхнем баке центрального модуля, соединены с выходящей из этого бака топливной магистралью, на которой выше мест соединения установлен пусковой клапан.
4. Ракета-носитель по п. 2 или 3, отличающаяся тем, что на ней в промежутках между боковыми ракетными модулями установлены дополнительные ракетные модули, которые сопряжены боковыми сторонами с центральным модулем, оснащены средствами отделения во время полёта и имеют автономную топливную систему.
5. Ракета-носитель по пп. 2 или 3, отличающаяся тем, что все боковые модули разных ступеней, содержащие указанное дополнительное количество окислителя, кроме отделяющихся первыми, на собственных магистралях окислителя выше мест соединения с межмодульными магистралями окислителя имеют пусковые клапаны.
6. Ракета-носитель по пп. 2 или 3, отличающаяся тем, что все боковые модули разных ступеней, содержащие указанное дополнительное количество горючего, кроме отделяющихся первыми, на собственных магистралях горючего выше мест соединения с межмодульными магистралями горючего имеют пусковые клапаны.
7. Ракета-носитель модульного типа на жидких компонентах топлива, включающая головную часть, расположенный соосно с ней центральный ракетный модуль, и не менее двух боковых ракетных модулей, сопряженных с центральным модулем боковыми сторонами и оборудованых средствами отделения во время полёта, систему перелива компонентов топлива между ракетными модулями, включающую топливные магистрали, проложенные между боковыми и центральным модулями и имеющие отрывные гидроразъёмы и отсечные клапаны, расположенные с обеих сторон от разъёмных соединений, отличающаяся тем, что в ней не менее, чем два боковых ракетных модуля выполнены однобаковыми, из которых по меньшей мере один модуль содержит иной компонент топлива, чем остальные модули, межмодульные топливные магистрали каждого компонента объединены в общий коллектор, через который топливные объёмы однобаковых модулей, включающие баки и соединяющие их с двигателями топливные магистрали, содержащие один компонент, соединены с входными топливными патрубками двигателей в однобаковых модулях, содержащих другой компонент, а также с топливными объёмами соответствующего компонента центрального модуля.
8. Ракета-носитель по п. 7, отличающаяся тем, что коллектор межмодульных магистралей компонента, размещённого в верхнем баке центрального модуля, соединён с выходящей из этого бака топливной магистралью, на которой выше мест соединения установлен пусковой клапан.
9. Ракета-носитель по п. 7, отличающаяся тем, что коллектор компонента, размещённого в нижнем баке центрального модуля, соединён с выходящей из этого бака топливной магистралью, на которой выше мест соединения установлен пусковой клапан.
10. Ракета-носитель по любому из пп. 7-9, отличающаяся тем, что на ней в промежутках между однобаковыми боковыми ракетными модулями дополнительно установлены ракетные модули с автономными топливными системами, которые сопряжены боковыми сторонами с центральным ракетным модулем и оборудованы средствами отделения во время полёта.
11. Ракета-носитель по любому из пп. 7-9, отличающаяся тем, что все однобаковые ракетные модули разных ступеней, содержащие окислитель, кроме отделяющихся первыми, на топливных магистралях между их топливными баками и их двигателями, выше мест соединения с коллектором межмодульных магистралей окислителя имеют пусковые клапаны.
12. Ракета-носитель по любому из пп. 7-9, отличающаяся тем, что все однобаковые ракетные модули разных ступеней, содержащие горючее, кроме отделяющихся первыми, на топливных магистралях между их топливными баками и их двигателями, выше мест соединения с коллектором межмодульных магистралей горючего имеют пусковые клапаны.
13. Ракета-носитель по любому из пп. 7-9, отличающаяся тем, что в ней не менее двух боковых однобаковых ракетных модулей попарно объединены в связки, в которых ракетные модули содержат разные компоненты топлива, сопряжены боковыми сторонами друг с другом, скреплены между собой силовыми связями с возможностью одновременного отделения этих модулей без разрыва силовых связей между ними, причём топливные объёмы каждого из модулей соединены с входными патрубками соответствующего компонента топлива блока двигателей другого модуля при помощи межмодульных топливных магистралей, имеющих разъёмы в межмодульном пространстве.
14. Ракета-носитель по п. 13, отличающаяся тем, что в одном из модулей каждой связки над основным топливным баком установлен дополнительный бак с иным, чем в основном баке, компонентом, причём из дополнительного бака в бак другого модуля связки проложена топливная магистраль, имеющая разъём в межмодульном пространстве.
15. Ракета-носитель по п. 13, отличающаяся тем, что силовые связи в связках модулей, а также разъёмы на топливных магистралях, проложенных между модулями связок, выполнены с возможностью разрыва в полёте, на топливных магистралях, проложенных между модулями связок, с обеих сторон от разъёмных соединений установлены отсечные клапаны, а сами модули оборудованы средствами разведения в полёте и средствами обеспечения мягкой посадки.
16. Ракета-носитель по п. 13, отличающаяся тем, что каждая связка боковых ракетных модулей сгруппирована с дополнительно установленным однобаковым ракетным модулем так, что он сопряжён боковой стороной с одним из модулей связки, а его топливный объём, а также входной патрубок его блока двигателей компонента топлива, не содержащегося в нём, соединены с топливными объёмами соответствующих компонентов связок модулей, включающими топливные баки, собственные и межмодульные топливные магистрали, расположенные в модулях, межмодульными топливными магистралями, имеющими межмодульные отрывные гидроразъёмы и отсечные клапаны с обеих сторон от разъёмных соединений, при этом дополнительно установленные модули оборудованы средствами отделения во время полёта.
17. Ракета-носитель по п. 16, отличающаяся тем, что на собственной топливной магистрали каждого модуля, входящего в связку и содержащего в основном баке тот же компонент топлива, что и дополнительные модули, выше мест соединения с межмодульными топливными магистралями установлен пусковой клапан.
18. Ракета-носитель модульного типа на жидких компонентах топлива, включающая головную часть, расположенный соосно с ней центральный ракетный модуль, и два боковых двухбаковых ракетных модуля, сопряженных с центральным модулем боковыми сторонами и оборудованых средствами отделения во время полёта, систему перелива компонентов между ракетными модулями, включающую топливные магистрали, проложенные между боковыми и центральным модулями и имеющие межмодульные отрывные гидроразъёмы и отсечные клапаны, расположенные с обеих сторон от разъёмных соединений, отличающаяся тем, что в ней между боковыми двухбаковыми модулями установлены связки из двух однобаковых ракетных модулей, сопряженных боковыми сторонами друг с другом, содержащих разные компоненты топлива и скреплённых между собой силовыми связями с возможностью отделения этих связок модулей без разрыва силовых связей, при этом топливный объём каждого из модулей связки соединён с входным патрубком соответствующего компонента топлива блока двигателей другого модуля связки при помощи межмодульных топливных магистралей, имеющих разъёмы в межмодульном пространстве.
19. Ракета-носитель по п. 18, отличающаяся тем, что топливный объём каждого из модулей связки соединён и с топливным объёмом соответствующего компонента соседнего двухбакового бокового модуля при помощи межмодульной топливной магистрали, имеющей отрывные гидроразъёмы и отсечные клапаны с обеих сторон от разъёмного соединения, при этом межмодульные топливные магистрали компонента топлива, размещённого в верхних баках боковых двухбаковых модулей, соединены с выходящими из этих баков топливными магистралями, на которых выше мест соединения установлены пусковые клапаны.
20. Ракета-носитель по п. 19, отличающаяся тем, что топливные магистрали между двухбаковыми и однобаковыми модулями компонента топлива, размещённого в нижних баках боковых двухбаковых модулей, соединены с выходящими из этих баков топливными магистралями, на которых выше мест соединения установлены пусковые клапаны.
21. Ракета-носитель по п. 19 или 20, отличающаяся тем, что топливные магистрали между боковыми и центральным двухбаковыми модулями, соединены с собственными топливными магистралями центрального модуля, на которых выше мест соединения установлены пусковые клапаны.
-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
Патент на изобретение № 2299160, приоритет до 13 февраля 2023 года.
Реферат
Изобретения относятся к ракетно-космической технике, преимущественно к средствам и методам снабжения водой низкоорбитальных космических аппаратов (КА). Предлагаемый способ предусматривает использование энергии образования сырьвого продукта, в частности, воды из компонентов топлива для повышения эффективности средства его доставки на орбиту. Предлагаемая ракетная двигательная установка имеет химический реактор, в котором образуется данный продукт, а также теплообменный агрегат, в котором тепло химической реакции передаётся компонентам топлива. Последнее ведёт к возрастанию удельного импульса двигательной установки. Продукт реакции охлаждается, и получается конденсат (вода), который собирается в баке-накопителе. Предлагаемая ракета может использовать один из освободившихся топливных баков для сбора конденсата. Предлагаемая транспортная система включает в себя предлагаемую ракету, орбитальную станцию, оснащённую системой переработки воды в компоненты топлива, и средства доставки на станцию КА вместе с незаправленным разгонным блоком. Предлагаемая транспортно-заправочная система включает в себя, кроме того, орбитальный заправочный комплекс. Там могут дозаправляться КА, выводимые на высокие орбиты, в частности, геостационарную орбиту (ГСО), а также возвращаемые на землю КА. При выведении КА на ГСО существенно уменьшается (в2-3 раза) зависимость эффективности выведения от широты расположения космодрома. Техническим результатом изобретений является уменьшение стоимости снабжения орбитальных станций и стоимости выведения КА на ГСО, а также на другие траектории, уменьшение зависимости стоимости выведения КА на ГСО от широты размещения космодрома.
(51)МПК
B64G 1/16 (2006.01)
F02K 9/42 (2006.01)
B64G 1/26 (2006.01)
B64G 1/66 (2006.01)
ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ
1. Способ доставки на орбиту сырьевого продукта, например, воды, с использованием ракеты, заключающийся в том, что воду получают во время полёта на борту ракеты из части компонентов топлива путём химического взаимодействия между ними с последующим охлаждением продуктов химического взаимодействия, отличающийся тем, что продукты химического взаимодействия охлаждают компонентами топлива, направляемыми в камеры сгорания двигательной установки ракеты.
2. Ракетная двигательная установка, имеющая не менее, чем один ракетный двигатель с насосной системой подачи топлива, в котором не менее, чем для одного компонента топлива в тракт высокого давления, соединяющий выход насоса этого компонента с входом в камеру сгорания, встроен не менее, чем один теплообменный агрегат, включающий теплообменник, контур нагреваемого тела которого совмещён с частью тракта высокого давления этого компонента, и химический реактор, имеющий подводящие магистрали для подачи исходных компонентов, внутренний объём которого соединён с контуром теплоносителя теплообменника, отличающаяся тем, что в ней установлен не менее чем один бак-накопитель, а конструкция теплообменного агрегата содержит устройство для отвода охлаждённого продукта химического реактора из контура теплоносителя теплообменника в бак-накопитель.
3 . Ракетная двигательная установка по п. 2, отличающаяся тем, что в её теплообменном агрегате устройство для отвода охлаждённого продукта химического реактора включает отводящий трубопровод и установленный в нём регулируемый понижающий клапан.
4 . Ракетная двигательная установка по п. 2, отличающаяся тем, что в ней не менее, чем для одного теплообменного агрегата проложен обводный дополнительный тракт высокого давления, имеющий соединения с основным до и после этого теплообменного агрегата, при этом в местах соединения установлены переключатели потока компонента топлива, а химические реакторы теплообменных агрегатов установлены с возможностью запуска во время полёта.
5 . Ракетная двигательная установка по п. 2, отличающаяся тем, что в ней по крайней мере одна подводящая магистраль химического реактора соединена с топливной системой одного из компонентов топлива.
6 . Ракетная двигательная установка по п. 3, отличающаяся тем, что в ней по крайней мере одна подводящая магистраль химического реактора соединена с трактом высокого давления одного из компонентов топлива, а часть отводящего трубопровода, расположенная между теплообменником и регулируемым понижающим клапаном, соединена с трактом высокого давления горючего обратным трубопроводом, в тракте высокого давления в месте соединения с обратным трубопроводом установлен смеситель, а в месте соединения отводящего и обратного трубопроводов установлен переключатель потока охлаждённого продукта.
7 . Ракетная двигательная установка по п. 6, отличающаяся тем, что на обратном трубопроводе установлен обратный клапан, имеющий пропускную способность в направлении тракта высокого давления.
8 . Ракетная двигательная установка по любому из пп. 2 - 5, отличающаяся тем, что конструкция теплообменного агрегата содержит конденсатор продукта, образующегося в химическом реакторе, сепаратор газовой и жидкой фазы этого продукта, а устройство для отвода охлаждённого продукта реактора из контура теплоносителя теплообменника в бак-накопитель выполнено с возможностью работы в качестве конденсатоотводчика.
9 . Ракетная двигательная установка по п. 2 или 6 или 7 , отличающаяся тем, что конструкция теплообменного агрегата содержит конденсатор продукта, образующегося в химическом реакторе, сепаратор газовой и жидкой фазы этого продукта, а устройство для отвода охлаждённого продукта реактора из контура теплоносителя теплообменника за пределы двигателя выполнено с возможностью работы в качестве конденсатоотводчика.
10 . Ракетная двигательная установка по п. 9, отличающаяся тем, что на отводящем трубопроводе установлен дополнительный сепаратор газовой и жидкой фазы, а его выход газовой фазы соединён трубопроводом с трактом высокого давления горючего, на котором в месте соединения установлен смеситель.
11 . Ракетная двигательная установка по п. 9, отличающаяся тем, что переключатель потока конденсата продукта химического реактора, расположенный в месте соединения отводящего и обратного трубопроводов, снабжён дополнительным сепаратором газовой и жидкой фазы, при этом выход газовой фазы дополнительного сепаратора соединён с обратным трубопроводом в обход переключателя потока конденсата.
12 . Ракета, имеющая ракетную двигательную установку, содержащую не менее трёх топливных баков, включающих не менее одного топливного бака, опорожняющегося в полёте раньше двух топливных баков, опорожняющихся последними, отличающаяся тем, что не менее, чем один топливный бак, опорожняющийся раньше двух топливных баков, опорожняющихся последними, выполнен баком двойного назначения с возможностью размещения в нём как топлива, так и сырьевого продукта, а ракетная двигательная установка выполнена по любому из п. п. 2 - 11 , при этом в ней в качестве баков-накопителей использованы баки двойного назначения, а на топливных магистралях, соединяющих баки двойного назначения с ракетными двигателями, установлены отсечные клапаны, кроме того, в ракете установлены дренажные клапаны, отделяющие объёмы этих баков, ограниченные отсечными клапанами, от внешней среды, а устройства для отвода охлаждённого продукта химического реактора соединены с этими баками и снабжены пусковыми клапанами.
13 . Ракета по п. 12 , отличающаяся тем, что бак двойного назначения снабжён устройством для выемки сырьевого продукта в условиях орбитального полёта, включающим герметичный стыковочный узел.
14 . Ракета по п. 12 или 13 , отличающаяся тем, что она снабжена двигательными установками системы ориентации и коррекции орбиты, управляемыми и неуправляемыми аэродинамическими поверхностями, теплозащитным покрытием, средствами управления орбитальным полётом, спуском в атмосфере и мягкой посадки.
15 . Ракета по п. 12 или 13 , отличающаяся тем, что топливные баки, не используемые для сбора сырьевого продукта, выполнены отдельным от остальной части ракеты блоком топливных баков, соединённым с ней разрывными силовыми связями, а также топливными магистралями и электрическими кабелями, оснащёнными отрывными разъёмами.
16 . Ракета по п. 15 , отличающаяся тем, что её часть, не содержащая топливные баки, размещённые в блоке топливных баков, выполнена в виде цельного блока, оснащённого двигательными установками системы ориентации и коррекции орбиты, управляемыми и неуправляемыми аэродинамическими поверхностями, теплозащитным покрытием, средствами управления орбитальным полётом, спуском в атмосфере и мягкой посадки.
17 . Способ выведения космических аппаратов на геостационарную орбиту, заключающийся в доставке ракетойносителем космического аппарата вместе с незаправленным разгонным блоком на орбитальный заправочный комплекс, расположенный на низкой орбите, заправке этого разгонного блока топливом, вырабатываемым на орбитальном заправочном комплексе с использованием сырьевого продукта, доставляемого ракетой, и дальнейшем перелёте на геостационарную орбиту, отличающийся тем, что доставляемый на орбитальный заправочный комплекс сырьевой продукт получают во время полёта на борту ракеты из части компонентов топлива путём химического взаимодействия между ними с последующим охлаждением продуктов химического взаимодействия компонентами топлива, направляемыми в камеры сгорания двигательной установки ракеты, и декомпрессированием этих продуктов.
18 . Транспортная система для выведения космических аппаратов на геостационарную орбиту, включающая орбитальный заправочный комплекс, оборудованный для приёма сырьевых продуктов, переработки их в компоненты топлива, а также для приёма, обслуживания и дозаправки космических аппаратов и разгонных блоков, не менее одного типа ракет, предназначенных для снабжения орбитального заправочного комплекса сырьевыми продуктами, не менее одного типа ракет- носителей, последняя ступень которых оснащена средствами для межорбитального перелёта к орбитальному заправочному комплексу и средствами обеспечения дозаправки в условиях орбитального полёта, отличающаяся тем, что ракеты, предназначенные для снабжения орбитального заправочного комплекса сырьевыми продуктами, выполнены по любому из п. 12 - 16.
19 . Транспортно-заправочная система для заправки на орбите космических аппаратов и ракетных блоков, включающая орбитальный заправочный комплекс, оборудованный для приёма сырьевых продуктов, переработки их в компоненты топлива, а также для приёма, обслуживания и дозаправки космических аппаратов и ракетных блоков, не менее одного типа ракет, предназначенных для снабжения орбитального заправочного комплекса сырьевыми продуктами, отличающаяся тем, что ракеты, предназначенные для снабжения орбитального заправочного комплекса сырьевыми продуктами, выполнены по любому из п. 14 или 16, их корректирующие двигательные установки совместимы не менее, чем с одним компонентом топлива, получаемым на орбитальном заправочном комплексе из доставляемых ракетами сырьевых продуктов, а баки корректирующих двигательных установок ракет, содержащие совместимый компонент топлива, снабжены устройствами, приспособленными для дозаправки этих баков в условиях орбитального полёта, включающими герметичные стыковочные узлы.