RU150686U1 - Ракета-носитель для лёгких нагрузок - Google Patents
Ракета-носитель для лёгких нагрузок Download PDFInfo
- Publication number
- RU150686U1 RU150686U1 RU2014139489/11U RU2014139489U RU150686U1 RU 150686 U1 RU150686 U1 RU 150686U1 RU 2014139489/11 U RU2014139489/11 U RU 2014139489/11U RU 2014139489 U RU2014139489 U RU 2014139489U RU 150686 U1 RU150686 U1 RU 150686U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stage
- tank
- launch vehicle
- compartment
- vehicle according
- Prior art date
Links
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 claims abstract description 28
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 claims abstract description 27
- IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N Atomic nitrogen Chemical compound N#N IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 22
- MHAJPDPJQMAIIY-UHFFFAOYSA-N Hydrogen peroxide Chemical compound OO MHAJPDPJQMAIIY-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 22
- 239000003380 propellant Substances 0.000 claims abstract description 17
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims abstract description 16
- 229910052757 nitrogen Inorganic materials 0.000 claims abstract description 11
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 claims abstract description 10
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 6
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 6
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 claims abstract description 6
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 claims abstract description 6
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims abstract description 6
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims abstract description 5
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 12
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 claims description 3
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 claims description 2
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 claims description 2
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 2
- 230000001590 oxidative effect Effects 0.000 abstract 1
- 239000000306 component Substances 0.000 description 4
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 3
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 2
- 239000003350 kerosene Substances 0.000 description 2
- 239000004033 plastic Substances 0.000 description 2
- 231100000331 toxic Toxicity 0.000 description 2
- 230000002588 toxic effect Effects 0.000 description 2
- 108091092878 Microsatellite Proteins 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 239000002360 explosive Substances 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 239000000725 suspension Substances 0.000 description 1
- 238000005303 weighing Methods 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
1. Ракета-носитель, включающая, по крайней мере, две ступени, отличающаяся тем, что жидкостный реактивный двигатель ракетного блока второй ступени создан на основе камеры сгорания двигателя первой ступени.2. Ракета-носитель по п.1, отличающаяся тем, что ракетный блок первой ступени состоит из переходного отсека, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека.3. Ракета-носитель по п.2, отличающаяся тем, что хвостовой отсек первой ступени включает в себя бак жидкого азота, бак перекиси водорода и маршевый жидкостный реактивный двигатель.4. Ракета-носитель по п.3, отличающаяся тем, что наддув бака окислителя первой ступени осуществляется газифицированным кислородом, бака горючего - газифицированным азотом.5. Ракета-носитель по п.4, отличающаяся тем, что баки окислителя и горючего первой ступени имеют гладкую цилиндрическую поверхность и изготовлены из алюминиевого сплава АМг6.6. Ракета-носитель по п.5, отличающаяся тем, что в качестве жидкостного реактивного двигателя первой ступени используется РД-108А, выполненный по незамкнутой схеме с газогенератором на перекиси водорода.7. Ракета-носитель по пп.1-6, отличающаяся тем, что ракетный блок второй ступени состоит из приборного отсека, бака окислителя, межбакового отсека, бака горючего и хвостового отсека.8. Ракета-носитель по п.7, отличающаяся тем, что баки окислителя и горючего второй ступени подвесные, сферические, из алюминиевого сплава АМг6.9. Ракета-носитель по п.8, отличающаяся тем, что межбаковый и хвостовой отсеки второй ступени имеют коническую форму.10. Ракета-носитель по п.10, отличающаяся тем, что в хвостовом отсеке второй ступени установлен марш
Description
Область техники
Полезная модель относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке ракеты-носителя (РН) для легких нагрузок. Уровень техники
В течение последних 10-ти лет наблюдается тенденция к переходу от тяжелых спутников массой несколько тонн к аппаратам микро и нано-классов. Развитие микро, мини и наноспутниковых платформ наблюдаются по всему миру. В создании аппаратов подобных классов участвуют как частные и государственные компании, так и учебные заведения. Современные отечественные средства выведения легкого класса имеют избыточную полезную нагрузку для выведения на орбиту единичных микро и наноспутников, что приводит к необходимости кластерных пусков. Подобная практика неудобная для заказчиков запусков отдельных аппаратов. С учетом того, что современные наноспутники имеют массу от 1-10 кг, а микроспутники от 10-10 кг, назревает острая необходимость создания легкой и сравнительно недорогого РН для подобных космических аппаратов. В настоящий момент множество стран и частных компаний проводят работы по данному направлению, однако не одна страна или частная фирма не обладает легкой и сравнительно недорогой PH. В случае использования ракет среднего класса для попутного запуска микро и наноспутников, нередко возникает ситуация, когда задержка с созданием основной полезной нагрузки приводит к тому, что сроки запуска попутных нагрузок срываются. Соблюдение графика выведения особенно критично при развертывании орбитальных группировок, состоящих из нескольких аппаратов. Предлагаемая полезная модель решает проблему высокой оперативности и удобства запусков космических аппаратов микро и нано класса.
Из уровня техники известна конверсионная военная трехступенчатая космическая ракета-носитель "Рокот", созданная на базе баллистических ракет УР-100Н УТТХ. Ракета использует высокотоксичные топливные компоненты - НДМГ + AT. Нет унификации двигательной установки на всех ступенях ракеты. Наличие специального разгонного блока для улучшения энергетических характеристик баллистической ракеты для превращения ее в космический носитель, что усложняет конструкцию и снижает надежность всего носителя. Также следует учесть, что МБР УР-100Н УТТХ в настоящий момент не производится. Для справки, у «Рокота» коммерческая стоимость 1 кг на орбите 18261 USD.
Из уровня техники известна конверсионная военная трехступенчатая космическая ракета-носитель "Днепр", созданная на базе подлежащих ликвидации межконтинентальных баллистических ракет РС-20. Ракета использует высокотоксичные топливные компоненты - НДМГ + AT. Наличие специального разгонного блока для улучшения энергетических характеристик баллистической ракеты для превращения ее в космический носитель усложняет конструкцию и снижает надежность всего носителя. Нет унификации двигательной установки на всех ступенях ракеты. Для справки, у "Днепра" коммерческая стоимость 1 кг на орбите 37500 USD.
Из уровня техники известна трехступенчатая ракета-носитель среднего класса «Союз-2.1в». Наиболее близкий аналог полезной модели. На первой ступени используется ракетный двигатель НК-33, который в настоящий момент не производится. В ракете применена сложная конструкция для двигательной установки. Нет унификации двигательной установки на ступенях ракеты, что обуславливает низкое удобство в обслуживании и при запуске. Использование турбонасосных агрегатов (система подачи топлива в ракетный двигатель) на всех двигателях усложняет конструкцию. Для справки, у "Союз-2.1в" коммерческая стоимость 1 кг на орбите 99000 USD.
Техническая задача и технический результат
Технической задачей является повышение отказоустойчивости (надежности) блоков ракеты-носителя, упрощение конструкции, обеспечение возможность серийного производства и запусков. Технический результат совпадает с технической задачей.
Решение
Для решения поставленной технической задачи предлагается ракета-носитель, включающая, по крайней мере, две ступени, при этом, жидкостный реактивный двигатель ракетного блока второй ступени создан на основе камеры сгорания двигателя первой ступени. Ракетный блок первой ступени может состоять из переходного отсека, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека. Хвостовой отсек первой ступени может включать в себя бак жидкого азота, бак перекиси водорода и маршевый жидкостный реактивный двигатель.
Ракета-носитель может быть выполнена таким образом, что наддув бака окислителя первой ступени осуществляется газифицированным кислородом, бака горючего - газифицированным азотом. Баки окислителя и горючего первой ступени могут иметь гладкую цилиндрическую поверхность и быть изготовлены из алюминиевого сплава АМг6.
Ракета-носитель может быть выполнена таким образом, что в качестве жидкостного реактивного двигателя первой ступени используется РД-108А, выполненный по незамкнутой схеме с газогенератором на перекиси водорода. Блок второй ступени может состоять из приборного отсека, бака окислителя, межбакового отсека, бака горючего и хвостового отсека. При этом баки окислителя и горючего второй ступени могут быть подвесные, сферические, из алюминиевого сплава АМг6.
Ракета-носитель может быть выполнена таким образом, что межбаковый и хвостовой отсек второй ступени имеют коническую форму. В хвостовом отсеке второй ступени может быть установлен маршевый жидкостный реактивный двигатель, созданный на основе РД-108А с вытеснительной подачей топлива и углепластикого соплового насадка.
Описание чертежей
Сущность полезной модели поясняется фиг., на которой приведена конструктивно-компоновочная схема ракеты-носителя "Адлер". Введены следующие обозначения
1 - головной обтекатель,
2 - полезная нагрузка,
3 - приборный отсек,
4 - бак окислителя,
5 - межбаковый отсек,
6 - бак горючего,
7 - хвостовой отсек,
8 - ЖРД на базе камеры РД-108,
9 - переходный отсек,
10 - бак окислителя,
11 - приборный отсек,
12 - бак горючего,
13 - бак жидкого азота,
14 - бак перекиси водорода,
15 - ЖРД РД-108А,
16 - хвостовой отсек.
Детальное описание решения
Решение представляет собой ракету-носитель, включающую, по крайней мере, две ступени, отличающаяся тем, что жидкостный реактивный двигатель ракетного блока второй ступени создан на основе камеры сгорания двигателя первой ступени. При этом ракетный блок первой ступени состоит из переходного отсека 9, бака окислителя 4, приборного отсека 3, бака горючего 6 и хвостового отсека 7, включающего в себя бак жидкого азота, бак перекиси водорода и маршевый жидкостный реактивный двигатель (см. фиг.). Наддув бака окислителя первой ступени осуществляется газифицированным кислородом, бака горючего - газифицированным азотом. Для упрощения технологических издержек баки окислителя и горючего первой ступени имеют гладкую цилиндрическую поверхность и изготовлены из алюминиевого сплава АМг6. В качестве жидкостного реактивного двигателя первой ступени используется РД-108А, выполненный по незамкнутой схеме с газогенератором на перекиси водорода. Этот жидкостный ракетный двигатель, с четырьмя рулевыми камерами, использует в качестве топлива экологически чистые компоненты, кислород и керосин, и серийно производится с 1957 года, продемонстрировав высокую надежность. Использование серийного, освоенного в производстве, ракетного двигателя обеспечивает высокую степень надежности (безотказность) и обеспечивает высокую технологичность ракетных двигателей полезной модели.
Ракетный блок второй ступени состоит из приборного отсека 11, бака окислителя 10, межбакового отсека, бака горючего 12 и хвостового отсека 16. Баки окислителя и горючего второй ступени подвесные, сферические, из алюминиевого сплава АМг6, а межбаковый и хвостовой отсек второй ступени имеют коническую форму. При этом в хвостовом отсеке второй ступени установлен маршевый жидкостный реактивный двигатель, созданный на основе РД-108А с вытеснительной подачей топлива и углепластикого соплового насадка.
Создание двухступенчатой ракеты-носителя с использованием для двигателей второй ступени камеры сгорания двигателя первой ступени позволяет значительно упростить и сократить количество элементов, исключив дополнительные разгонные блоки и ступени при незначительном увеличении массы топлива (для справки стоимость топлива составляет порядка 4-5% от стоимости всей ракеты-носителя), и обеспечить возможность серийного производства и запусков.
Пример реализации
В качестве примера реализации приведена ракета-носитель «Адлер», которая состоит из двух ракетных блоков, соединенных по тандемной схеме. На всех ступенях используются ЖРД на экологически безопасных компонентах топлива: окислитель - жидкий кислород, горючее - керосин. Ракетный блок первой ступени состоит из переходного отсека, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека. Баки окислителя и горючего - цилиндрические, гладкие, из алюминиевого сплава АМг6. Хвостовой отсек включает в себя бак жидкого азота, бак перекиси водорода и маршевый ЖРД. ЖРД РД-108А (применяется на центральном блоке РН «Союз») выполнен по незамкнутой схеме с газогенератором на перекиси водорода. Наддув бака окислителя осуществляется газифицированным кислородом, бака горючего - газифицированным азотом. Управление на этапе полета первой ступени осуществляется за счет поворотных рулевых камер маршевого ЖРД по всем трем осям. Ракетный блок второй ступени состоит из приборного отсека, бака окислителя, межбакового отсека, бака горючего и хвостового отсека. Баки окислителя и горючего -подвесные, сферические, из алюминиевого сплава АМг6. Межбаковый и хвостовой отсек - конические. В хвостовом отсеке установлен маршевый ЖРД, созданный на основе одной камеры сгорания серийного двигателя РД-108А с вытеснительной подачей топлива и углепластикого соплового насадка. Управление по каналам курса и тангажа осуществляется за счет установки маршевого ЖРД в кардановом подвесе, по крену - за счет двух поворотных управляющих двигателей. Разделение ступеней происходит по холодной схеме с помощью разрывных пироболтов. В таблице приведены основные параметры и характеристики ракеты.
Claims (10)
1. Ракета-носитель, включающая, по крайней мере, две ступени, отличающаяся тем, что жидкостный реактивный двигатель ракетного блока второй ступени создан на основе камеры сгорания двигателя первой ступени.
2. Ракета-носитель по п.1, отличающаяся тем, что ракетный блок первой ступени состоит из переходного отсека, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека.
3. Ракета-носитель по п.2, отличающаяся тем, что хвостовой отсек первой ступени включает в себя бак жидкого азота, бак перекиси водорода и маршевый жидкостный реактивный двигатель.
4. Ракета-носитель по п.3, отличающаяся тем, что наддув бака окислителя первой ступени осуществляется газифицированным кислородом, бака горючего - газифицированным азотом.
5. Ракета-носитель по п.4, отличающаяся тем, что баки окислителя и горючего первой ступени имеют гладкую цилиндрическую поверхность и изготовлены из алюминиевого сплава АМг6.
6. Ракета-носитель по п.5, отличающаяся тем, что в качестве жидкостного реактивного двигателя первой ступени используется РД-108А, выполненный по незамкнутой схеме с газогенератором на перекиси водорода.
7. Ракета-носитель по пп.1-6, отличающаяся тем, что ракетный блок второй ступени состоит из приборного отсека, бака окислителя, межбакового отсека, бака горючего и хвостового отсека.
8. Ракета-носитель по п.7, отличающаяся тем, что баки окислителя и горючего второй ступени подвесные, сферические, из алюминиевого сплава АМг6.
9. Ракета-носитель по п.8, отличающаяся тем, что межбаковый и хвостовой отсеки второй ступени имеют коническую форму.
10. Ракета-носитель по п.10, отличающаяся тем, что в хвостовом отсеке второй ступени установлен маршевый жидкостный реактивный двигатель, созданный на основе РД-108А с вытеснительной подачей топлива и углепластикого соплового насадка.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014139489/11U RU150686U1 (ru) | 2014-09-30 | 2014-09-30 | Ракета-носитель для лёгких нагрузок |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014139489/11U RU150686U1 (ru) | 2014-09-30 | 2014-09-30 | Ракета-носитель для лёгких нагрузок |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU150686U1 true RU150686U1 (ru) | 2015-02-20 |
Family
ID=53293146
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014139489/11U RU150686U1 (ru) | 2014-09-30 | 2014-09-30 | Ракета-носитель для лёгких нагрузок |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU150686U1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2714573C2 (ru) * | 2018-07-06 | 2020-02-18 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Система охлаждения приборного отсека скоростных летательных аппаратов |
-
2014
- 2014-09-30 RU RU2014139489/11U patent/RU150686U1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2714573C2 (ru) * | 2018-07-06 | 2020-02-18 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Система охлаждения приборного отсека скоростных летательных аппаратов |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Sutton et al. | Rocket propulsion elements | |
| Orloff et al. | Apollo: the definitive sourcebook | |
| Faenza et al. | Getting ready for space: Nammo’s development of a 30 kN hybrid rocket based technology demonstrator | |
| Hunley | US Space Launch-Vehicle Technology: Viking to Space Shuttle | |
| JP2025532208A (ja) | ロケット推進システム、方法、及び宇宙船 | |
| Barr | The aces stage concept: higher performance, new capabilities, at lower recurring cost | |
| RU150686U1 (ru) | Ракета-носитель для лёгких нагрузок | |
| RU2532321C2 (ru) | Одноступенчатая ракета-носитель легкого класса | |
| Ko et al. | Space Launch vehicle development in Korea aerospace research institute | |
| Bae et al. | Development trend of low cost space launch vehicle and consideration of next generation fuel | |
| Naumann et al. | Gelled green propellant rocket motor and gas generator technology at bayern-chemie-status and applications for space systems | |
| Naumann et al. | Green, Highly Throttleable and Safe Gelled Propellant Rocket Motors–Application Potentials for In-Space Propulsion | |
| Suresh | History of Indian launchers | |
| RU161738U1 (ru) | Сверхлегкая двухступенчатая ракета-носитель | |
| Ramakrishnan | Liquid Propulsion Systems in ISRO-Evolution and Perspective | |
| Haemmerli et al. | The Norwegian Initiative for a Satellite Nano-launcher | |
| Schiller | Innovation at united launch alliance | |
| Halstead | The Ultimate High Ground-US intersector cooperation in outer space | |
| Hallion et al. | The Hypersonic Revolution: From Max Valier to Project PRIME, 1924-1967 | |
| RU2254265C9 (ru) | Способ выведения искусственных спутников в качестве основной и попутной полезных нагрузок на геостационарную орбиту и устройство для его осуществления | |
| RU2518499C1 (ru) | Одноступенчатая ракета-носитель | |
| McRight et al. | INSPACE CHEMICAL PROPULSION SYSTEMS AT NASA's MARSHALL SPACE FLIGHT CENTER: HERITAGE AND CAPABILITIES | |
| Lee et al. | Optimal supersonic air-launching rocket design using multidisciplinary system optimization approach | |
| Netoa et al. | Launch vehicle project based on brazilian sounding rockets | |
| Long et al. | Vehicle Architecture Study Using the Aerojet Rocketdyne Bantam Rocket Engine Family |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM9K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20171001 |