RU2092384C1

RU2092384C1 - Method of injection of payload into space and multi-stage space rocket system for realization of this method

Info

Publication number: RU2092384C1
Application number: RU93054197A
Authority: RU
Inventors: Валерий Васильевич Иваник; Игорь Алексеевич Клепиков; Борис Иванович Каторгин; Александр Олегович Величенков; Анатолий Михайлович Хабаров; Вадим Владимирович Улитин; Олег Александрович Душенко
Original assignee: Валерий Васильевич Иваник; Игорь Алексеевич Клепиков; Борис Иванович Каторгин; Александр Олегович Величенков; Анатолий Михайлович Хабаров; Вадим Владимирович Улитин; Олег Александрович Душенко
Priority date: 1993-12-10
Filing date: 1993-12-10
Publication date: 1997-10-10

Abstract

FIELD: payload injections systems. SUBSTANCE: launch of multi-stage space rocket system and payload carrier module is effected at successive separation of stage used cryogenic components as propellant. Propellant reservoirs are filled with these components but for reservoir of last stage; in course of flight gaseous propellant is formed for last stage forced delivery of residues of liquid cryogenic components from the stage next to the last to propellant reservoirs of last stage and separate gasification of these components. Separable stages of multi-stage space rocket system but for the last stage are provided with reservoirs for liquid cryogenic components of propellant; last stage is provided with gas jet engine; high-pressure reservoirs to be filled with gaseous components of the same cryogenic propellant and high-lift detachable propellant lines which connect high-pressure reservoirs of last stage with reservoirs of liquid cryogenic components of propellant of stage next to the last are provided with liquid propellant gasifiers. EFFECT: enhanced efficiency. 3 cl, 6 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники, а более точно к способу выведения полезного груза в космическое пространство и многоступенчатой ракетно-космической системе для его осуществления, которые могут использоваться для запуска широкого спектра спутников для обеспечения научных исследований, спутниковой связи, навигации, наблюдения Земли в целях исследования природных ресурсов, геодезии, метеорологии и других задач. The invention relates to the field of rocket technology, and more specifically to a method of introducing a payload into outer space and a multi-stage rocket-space system for its implementation, which can be used to launch a wide range of satellites for scientific research, satellite communications, navigation, Earth observation in order to research of natural resources, geodesy, meteorology and other tasks.

Известен способ выведения полезного груза в космическое пространство с помощью многоступенчатой ракеты-носителя, включающий перекачку топлива в последующую ступень из предыдущей ступени перед ее отделением [1, 2]
Из того же аналога известна многоступенчатая ракетно-космическая система, содержащая последовательно состыкованные между собой отделяемые ступени, каждая из которых включает емкость для компонентов жидкого топлива, жидкостные ракетные двигатели, системы подачи компонентов жидкого топлива в реактивные двигатели, органы и аппаратуру управления полетом и последовательным отделением ступеней.A known method of putting payload into outer space using a multi-stage launch vehicle, including pumping fuel to the next stage from the previous stage before its separation [1, 2]
From the same analogue, a multi-stage space-rocket system is known that contains detachable stages sequentially connected to each other, each of which includes a container for liquid fuel components, liquid rocket engines, systems for supplying liquid fuel components to jet engines, organs and flight and sequential separation control equipment steps.

Однако использование жидкого топлива требует наличия в каждой ступени топливных емкостей больших объемов и массы. Кроме того, технология использования компонентов жидкого топлива в процессе их подачи в жидкостные реактивные двигатели предусматривает обязательное наличие в емкостях некоторых остатков компонентов топлива при отделении ступеней, в результате многоступенчатая ракета-носитель несет определенный излишек топлива как бесполезный груз, который вместе с отделяемой ступенью возвращается на землю, что в совокупности наносит вред окружающей среде (при токсичных компонентах топлива) и в то же время снижает массу полезного груза, доставляемого на заданную орбиту. However, the use of liquid fuel requires the presence of large volumes and masses in each stage of fuel tanks. In addition, the technology of using liquid fuel components in the process of their supply to liquid-propellant engines provides for the mandatory presence in the tanks of some residual fuel components when separating the stages, as a result, a multi-stage launch vehicle carries a certain surplus of fuel as a useless cargo, which, together with the detached stage, returns to land, which collectively harms the environment (with toxic fuel components) and at the same time reduces the mass of the payload delivered go to a given orbit.

Наличие остатков компонентов топлива в емкости увеличивает массу каждой ступени, увеличивает их размеры и в целом габариты многоступенчатой ракетно-космической системы, что в свою очередь снижает грузоподъемность ракеты и увеличивает относительную (удельную) стоимость выведения 1 кг массы полезного груза. Эти и другие особенности эксплуатации современных многоступенчатых ракетно-космических систем, работающих на жидком топливе, требуют стационарных космодромов, оснащенных сложным оборудованием и специальными техническими сооружениями. The presence of residual fuel components in the tank increases the mass of each stage, increases their size and, in general, the dimensions of the multi-stage rocket-space system, which in turn reduces the carrying capacity of the rocket and increases the relative (specific) cost of removing 1 kg of payload mass. These and other features of the operation of modern multi-stage space-rocket systems operating on liquid fuel require stationary spaceports equipped with sophisticated equipment and special technical facilities.

Задачей изобретения является создание такого способа выведения полезного груза в космическое пространство и такой многоступенчатой ракетно-космической системы, в которых путем использования экологически безопасного топлива и усовершенствования топливной системы достигается максимальное использование в полете компонентов жидкого топлива для создания тяговой реактивной силы с одновременным уменьшением конечной массы отделяемых в полете ракетных блоков, что в конечном итоге уменьшит массу конструкции ракетно-космической системы, приходящейся на единицу полезного груза. The objective of the invention is the creation of such a method of introducing payload into outer space and such a multi-stage rocket and space system, in which by using environmentally friendly fuel and improving the fuel system, the maximum use of liquid fuel components in flight is achieved to create traction reactive force while reducing the final mass of the separated in flight of rocket blocks, which ultimately will reduce the mass of the structure of the rocket and space system, rihodyascheysya per unit of payload.

Поставленная задача решается тем, что в способе выведения полезного груза в космическое пространство с помощью многоступенчатой ракеты-носителя, включающем перекачку жидкого топлива в последующую ступень из по меньшей мере предпоследней ступени перед ее отделением, согласно изобретению в качестве компонентов жидкого топлива двигательной установки каждой ступени за исключением последней используют жидкие криогенные компоненты, в том числе сжиженный природный газ и кислород, остатки которых в процессе перекачки в последнюю ступень преобразуют в парогазовые или газообразные компоненты топлива. The problem is solved in that in the method of introducing payload into space using a multi-stage launch vehicle, including pumping liquid fuel to the next stage from at least the next to last stage before its separation, according to the invention as components of liquid fuel of a propulsion system of each stage beyond With the exception of the latter, liquid cryogenic components are used, including liquefied natural gas and oxygen, the remainders of which during pumping to the last stage of eobrazuyut in steam and gas or gaseous propellants.

В топливных емкостях с жидкими криогенными компонентами создают газовые подушки в основном из тех же криогенных компонентов, и газообразные компоненты образованных подушек после выработки в емкостях жидких криогенных компонентов топлива принудительно подают под давлением в емкости последней ступени и используют как газообразное топливо. In fuel tanks with liquid cryogenic components, gas pads are created mainly from the same cryogenic components, and the gaseous components of the formed pads after forcing liquid cryogenic components in the tanks are forcibly supplied under pressure to the tanks of the last stage and used as gaseous fuel.

Поставленная задача решается также тем, что в многоступенчатой ракетно-космической системе для доставки полезного груза в космическое пространство, содержащей модуль полезного груза и последовательно состыкованные между собой отделяемые ступени ракетно-космической системы, каждая из которых включает емкости для компонентов жидкого топлива, жидкостные реактивные двигатели, системы подачи компонентов жидкого топлива в реактивные двигатели, органы и аппаратуру управления полетом и последовательным отделением ступеней, согласно изобретению емкости всех ступеней ракетно-космической системы кроме последней выполнены с возможностью заправки в них жидких криогенных компонентов, а емкости последней ступени выполнены в виде емкостей высокого давления для заправки газообразными компонентами того же криогенного топлива, при этом последняя ступень снабжена газовыми реактивными двигателями, трубопроводами подачи компонентов газообразного топлива из емкостей высокого давления в газовые реактивные двигатели и высоконапорными разъемными топливными магистралями, соединяющими емкости высокого давления последней ступени с емкостями для жидких криогенных компонентов топлива по меньшей мере предпоследней ступени, на которой размещены газификаторы жидкого топлива, средства подачи жидких криогенных компонентов в газификаторы и в емкости высокого давления через высоконапорные разъемные топливные магистрали последней ступени. The problem is also solved by the fact that in a multi-stage rocket-space system for delivering payload to outer space containing a payload module and detachable stages of the rocket-space system sequentially connected to each other, each of which includes containers for liquid fuel components, liquid propellant engines , systems for supplying liquid fuel components to jet engines, organs and flight control equipment and sequential separation of stages, according to The capacities of all stages of the space-rocket system except the last are made with the possibility of refueling liquid cryogenic components in them, and the tanks of the last stage are made in the form of high-pressure tanks for refueling with gaseous components of the same cryogenic fuel, while the last stage is equipped with gas jet engines, supply pipelines components of gaseous fuels from high-pressure tanks to gas jet engines and high-pressure split fuel lines, connecting yuschimi capacity high-pressure last stage with containers for cryogenic liquid fuel components at least the penultimate stage at which the liquid fuel gasifiers are arranged, means for supplying cryogenic liquid components in gasifiers and into the pressure vessel through separable high-pressure fuel lines of the last stage.

Использование жидких криогенных компонентов (например жидкого метана и жидкого кислорода) в качестве жидкого топлива создало возможность в процессе полета перевести его в другое агрегатное состояние газообразное топливо. Возможность перевода топлива из одного агрегатного состояния в другое позволяет использовать в виде газообразного топлива остатки жидкого топлива, обычно неиспользуемые в отделяемых ступенях из-за технических условий работы жидкостных реактивных двигателей. Возможность получения в процессе полета газообразного топлива из жидкого позволяет отправить ракетно-космическую систему в полет с пустыми топливными емкостями (или частично заправленными) в последней ступени, предназначенными для накопления в них газообразного топлива, полученного в полете из остатков жидкого топлива предыдущих ступеней после окончания их работы. The use of liquid cryogenic components (for example, liquid methane and liquid oxygen) as liquid fuel created the possibility of transferring gaseous fuel to another state of aggregation during the flight. The possibility of transferring fuel from one state of aggregation to another allows the use of liquid fuel residues, usually not used in separated stages, in the form of gaseous fuel due to the technical conditions of operation of liquid-propellant engines. The possibility of receiving gaseous fuel from liquid during the flight allows you to send the rocket-space system into flight with empty fuel tanks (or partially filled) in the last stage, designed to accumulate gaseous fuel in them, obtained in flight from the remnants of liquid fuel of the previous stages after their completion work.

Кроме того, использование криогенных компонентов топлива в двух агрегатных состояниях позволило наряду с обеспечением высоких энергетических характеристик ракеты-носителя на таком топливе уменьшить относительные размеры и массу топливных емкостей для хранения компонентов жидкого и газообразного топлива, а это позволило уменьшить габариты как каждой ступени путем уменьшения расстояния между емкостями для хранения почти равнотемпературных компонентов топлива, так и в целом всей ракетно-космической системы. В результате многоступенчатая ракетно-космическая система имеет относительно меньшие габариты и массу, приходящиеся на единицу массы полезного груза, что создает условия для увеличения дальности (высоты) полета и/или увеличения массы доставляемого на заданную орбиту полезного груза. In addition, the use of cryogenic fuel components in two aggregate states allowed, along with ensuring high energy characteristics of the launch vehicle with such fuel, to reduce the relative sizes and mass of fuel tanks for storing components of liquid and gaseous fuels, and this made it possible to reduce the dimensions of each stage by reducing the distance between tanks for storing almost equal-temperature fuel components, and in the whole space-rocket system as a whole. As a result, the multistage space-rocket system has relatively smaller dimensions and mass per unit mass of the payload, which creates the conditions for increasing the range (height) of flight and / or increasing the mass of the payload delivered into a given orbit.

Использование компонентов газовых подушек для получения газообразного топлива позволяет повысить коэффициент полезного использования криогенного топлива, что также позволяет увеличить дальность (высоту) полета или массу полезного груза. The use of components of gas pads to obtain gaseous fuel allows you to increase the efficiency of cryogenic fuel, which also allows you to increase the range (height) of the flight or the mass of the payload.

Таким образом, предложенное изобретение практически полностью позволяет использовать жидкое топливо ракетно-космической системы и значительно уменьшить количество вредных примесей, выбрасываемых в окружающую среду вместе с отработанными ступенями. Уменьшение размеров и массы каждой отделяемой ступени позволяет уменьшить материалоемкость всей системы, стоимость ее изготовления, а также осуществить ее запуск не только со стационарных космодромов, но и при необходимости и с самоходного автотранспортного средства, то есть так же, как и ракеты-носителя типа "Старт", работающей на твердом топливе. Thus, the proposed invention almost completely allows the use of liquid fuel of the space-rocket system and significantly reduce the amount of harmful impurities emitted into the environment along with the spent steps. Reducing the size and weight of each detachable stage allows you to reduce the material consumption of the entire system, the cost of its manufacture, as well as launch it not only from stationary spaceports, but also, if necessary, from a self-propelled vehicle, that is, the same as a launch vehicle of the type " Start "solid fuel.

На фиг. 1 изображен схематично общий вид многоступенчатой ракетно-космической системы с частичным продольным разрезом; на фиг. 2 - положение многоступенчатой ракетно-космической системы в момент заправки компонентами жидкого топлива; на фиг. 3 6 показаны схематично запуск и полет многоступенчатой ракетно-космической системы с последовательным отделением ступеней. In FIG. 1 is a schematic general view of a multi-stage space-rocket system with a partial longitudinal section; in FIG. 2 - the position of the multi-stage rocket and space system at the time of refueling with liquid fuel components; in FIG. 3 to 6 show schematically the launch and flight of a multi-stage space-rocket system with sequential separation of stages.

Предлагаемая многоступенчатая ракетно-космическая система включает в себя ракету-носитель 1 (фиг. 1), состоящую, например, из трех ступеней 2, 3, 4, головной части 5 с модулем 6 полезного груза и органы и аппаратуру 7 управления полетом и последовательным отделением ступеней 2 4, выполненные известной конструкции и широко применяемые в космической технике. Ступени 2 - 4, соединены между собой по тандемной схеме стыковочными узлами 8 известной конструкции. The proposed multi-stage space-rocket system includes a launch vehicle 1 (Fig. 1), consisting, for example, of three stages 2, 3, 4, the head part 5 with a payload module 6, and organs and flight control equipment 7 and sequential separation steps 2 4, made of known design and widely used in space technology. Steps 2 to 4 are interconnected in a tandem pattern by docking nodes 8 of known design.

В ракете-носителе 1 для создания тяговых реактивных сил используют жидкое топливо на первых двух ступенях 2 и 3, в качестве которого используют жидкие криогенные компоненты, например сжиженные метан и кислород, а для последней отделяемой ступени 4 используют газообразное топливо из тех же криогенных компонентов метана и кислорода, причем газообразное топливо получают для последней ступени 4 в процессе полета из неиспользованных остатков жидкого криогенного топлива последовательно отделяемых ступеней, например из предпоследней ступени, то есть из ступени 3. In the launch vehicle 1, to create traction reactive forces, liquid fuel is used in the first two stages 2 and 3, which use liquid cryogenic components, for example, liquefied methane and oxygen, and for the last detachable stage 4, gaseous fuel from the same cryogenic components of methane is used and oxygen, and gaseous fuel is obtained for the last stage 4 during the flight from unused residues of liquid cryogenic fuel of successively separated stages, for example, from the penultimate stage, to eat from step 3.

Каждая ступень 2 и 3 включает в себя топливные емкости 9 и 10, выполненные по несущей схеме, что обеспечивает возможность размещения в них жидких криогенных компонентов топлива, жидкостный реактивный двигатель 11, закрепленный на силовой ферме 12, и систему подачи компонентов жидкого топлива в реактивный двигатель 11, включающую в себя трубопроводы 13, турбонасосный агрегат 14, турбину 15 и клапанные устройства 16 и 17 для подачи компонентов криогенного топлива соответственно окислителя и горючего. В топливной емкости 10 размещен сжиженный кислород, являющийся окислителем, а в топливной емкости 9 размещен сжиженный метан, являющийся горючим. При закачке в емкости 9 и 10 компонентов криогенного топлива в последних предусматривают свободное пространство 18 и 19 для газовых подушек, создаваемых из тех же криогенных компонентов топлива и обеспечивающих подачу топлива в реактивный двигатель 11 под давлением. Each stage 2 and 3 includes fuel tanks 9 and 10, made according to the carrier scheme, which makes it possible to place liquid cryogenic fuel components in them, a liquid jet engine 11 mounted on the power farm 12, and a system for supplying liquid fuel components to the jet engine 11, including pipelines 13, a turbopump assembly 14, a turbine 15, and valve devices 16 and 17 for supplying cryogenic fuel components, respectively, of an oxidizer and a fuel. In the fuel tank 10 is placed liquefied oxygen, which is an oxidizing agent, and in the fuel tank 9 is placed liquefied methane, which is combustible. When the cryogenic fuel components are injected into the tanks 9 and 10, the latter provide a free space 18 and 19 for gas cushions created from the same cryogenic fuel components and supplying fuel to the jet engine 11 under pressure.

Последняя отделяемая ступень 4 ракеты-носителя 1 включает емкости 20 и 21 высокого давления для заправки газовыми компонентами того же криогенного топлива соответственно кислорода и метана, газовый реактивный двигатель, трубопроводы 23 и 24 для подачи компонентов газового топлива из емкостей соответственно 20 и 21 в газовый реактивный двигатель 22 и высоконапорные разъемные топливные магистрали 25. The last detachable stage 4 of the launch vehicle 1 includes high-pressure tanks 20 and 21 for refueling oxygen and methane, respectively, with gas components of the same cryogenic fuel, a gas engine, pipelines 23 and 24 for supplying gas fuel components from the tanks 20 and 21, respectively, to the gas engine 22 and high pressure split fuel lines 25.

Для получения газообразного топлива из остатков жидких криогенных компонентов, например, предпоследней ступени 3 эта ступень 3 снабжена газификаторами 26 и 27 сжиженных компонентов соответственно горючего (метана) и окислителя (кислорода) и средством подачи жидких криогенных компонентов в газификаторы 26 и 27 и в емкости 21 и 20 высокого давления, выполненными в виде лифтовых соединительных трубопроводов 28, соединенных с клапанами устройствами 16 и 17 и через разъемные топливные колодки 29 и 30 с высоконапорными топливными магистралями 25. Трубопроводы 28 и магистрали 25 соединяют емкости 20 и 21 высокого давления с емкостями 10 и 9 для жидких криогенных компонентов. В трубопроводы 24 и 23 вмонтированы пневмоагрегаты (насосы) 31 и 32. Высоконапорные топливные магистрали 25 и трубопроводы 28 размещены в гаргроутах 33. To obtain gaseous fuel from the remains of liquid cryogenic components, for example, the penultimate stage 3, this stage 3 is equipped with gasifiers 26 and 27 of liquefied components of fuel (methane) and oxidizing agent (oxygen) and means for supplying liquid cryogenic components to gasifiers 26 and 27 and in tank 21 and 20 high pressure, made in the form of elevator connecting pipelines 28 connected to valves by devices 16 and 17 and through split fuel pads 29 and 30 with high-pressure fuel lines 25. Pipeline water 28 and line 25 connect the high-pressure tanks 20 and 21 with tanks 10 and 9 for liquid cryogenic components. Pneumatic units (pumps) 31 and 32 are mounted in pipelines 24 and 23. High-pressure fuel lines 25 and pipelines 28 are placed in garrouts 33.

Пространственное размещение топливных емкостей 9, 10, 20, 21 в ступенях соответственно 2 4 может быть различным в том числе и так, как показано на фиг. 1, причем для нормальной работы ступеней 2 и 3 в емкостях 9 и 10 размещены средства контроля уровня жидких компонентов, датчики давления в газовых подушках, а также другое известное оборудование и средства контроля для обеспечения нормальной работы ступеней и всей ракетно-космической системы в автоматическом режиме. The spatial arrangement of fuel tanks 9, 10, 20, 21 in steps 2-4, respectively, may be different, including as shown in FIG. 1, and for the normal operation of stages 2 and 3 in tanks 9 and 10 there are means for monitoring the level of liquid components, pressure sensors in gas pads, as well as other known equipment and controls for ensuring the normal operation of the stages and the entire space-rocket system in automatic mode .

Запуск предлагаемой многоступенчатой ракетно-космической системы осуществляется следующим образом. The launch of the proposed multi-stage space rocket system is as follows.

Ракета-носитель 1 (фиг. 2) многоступенчатой ракетно-космической системы устанавливается вертикально в положение запуска на пусковом столе 34 между заправочными кабель-мачтами 35 и 36 для подачи компонентов жидкого криогенного топлива, например окислителя (кислорода) и горючего (метана). Затем осуществляют заправку емкостей 9 и 10 ступеней 2 и 3 сжиженными компонентами горючего и окислителями через магистрали 37 и 38 из наземных емкостей соответственно 39 и 40. При этом емкости 20 и 21 последней ступени 4 топливом не заправляют (или заправляют частично газообразными компонентами того же криогенного топлива). The launcher 1 (Fig. 2) of the multi-stage space-rocket system is mounted vertically in the launch position on the launch pad 34 between the refueling cable masts 35 and 36 for supplying components of liquid cryogenic fuel, for example, an oxidizer (oxygen) and fuel (methane). Then, tanks 9 and 10 of stages 2 and 3 are refilled with liquefied fuel components and oxidizing agents through lines 37 and 38 from ground tanks respectively 39 and 40. In this case, tanks 20 and 21 of the last stage 4 are not filled with fuel (or partially filled with gaseous components of the same cryogenic fuel).

После завершения заправки ступеней 2 и 3 ракеты-носителя 1 топливом и проведения других предпусковых операций, типичных для ракетно-космических систем, осуществляют ее пуск известным образом (фиг. 3). After completing the refueling of stages 2 and 3 of the launch vehicle 1 with fuel and other pre-launch operations typical of space rocket systems, it is launched in a known manner (Fig. 3).

При движении ракетно-космической системы из точки 41 (фиг. 4) старта по траектории 42 работают жидкостные ракетные двигатели 11 ступени 2, в которые подаются жидкие компоненты криогенного топлива из емкостей 9 и 10, при сгорании которого создается тяговая реактивная сила. По достижении расчетной точки 43 траектории полета и выработки топлива в первой ступени 2 происходит ее отделение от ракеты-носителя 1 и падение по траектории 44 в заданную зону, одновременно включаются реактивные двигатели 11 второй ступени 3 и осуществляется дальнейшее перемещение ракетно-космической системы известным образом по траектории 45. When the space-rocket system moves from launch point 41 (Fig. 4) along trajectory 42, liquid-propellant rocket engines 11 of stage 2 operate, into which liquid components of cryogenic fuel from capacities 9 and 10 are supplied, during the combustion of which a traction reactive force is generated. Upon reaching the calculated point 43 of the flight path and fuel generation in the first stage 2, it is separated from the launch vehicle 1 and falls along the path 44 into the specified zone, the jet engines 11 of the second stage 3 are simultaneously turned on and the space-rocket system is further moved in a known manner trajectory 45.

После выработки топлива второй ступени 3 и достижения заданной расчетной точки 46 (фиг. 5) траектории 45 полета реактивные двигатели этой ступени 3 отключаются и включается система подачи остатков жидких компонентов криогенного топлива из емкостей 9 и 10 ступени 3 в емкости 21 и 20 последней ступени 4, при этом каждый из компонентов принудительно подается через газификаторы 26 и 27 (фиг. 1), где переходят в газообразное состояние и под давлением через трубопроводы 28 и высоконапорные топливные магистрали 25 попадают в емкости 21 и 20, причем после подачи остатков жидких компонентов топлива в емкости 20 и 21 подают газовые компоненты воздушных подушек из емкостей 10 и 9. Затем происходит отделение ступени 3 (фиг. 6) от ракеты-носителя традиционным образом с одновременным разъединением топливных магистралей 25 с трубопроводами 28 и включается газовый реактивный двигатель 22 ступени 4. После этого головная часть 5 ракеты-носителя с модулем 6 полезного груза и ступенью 4 перемещается по траектории 47, а отдельная ступень 3 по траектории 48 падает в расчетную зону. В процессе работы газового реактивного двигателя 22 газовые компоненты криогенного топлива подаются в двигатель 22 по трубопроводам 23 (фиг. 1) и 24 через пневмоагрегаты 32 и 31. При выработке всего объема газового топлива и достижении заданных кинематических параметров в заданной точке 49 (фиг. 6) доставки полезного груза 6 происходит отделение ступени 4 от головного отсека 5 с модулем 6 полезного груза, которые перемещаются в пространстве в соответствии с заданной программой. After fuel generation of the second stage 3 and reaching a predetermined calculated point 46 (Fig. 5) of the flight path 45, the jet engines of this stage 3 are turned off and the system for supplying the remaining liquid components of cryogenic fuel from the tanks 9 and 10 of the stage 3 to the tanks 21 and 20 of the last stage 4 , each of the components is forcibly supplied through gasifiers 26 and 27 (Fig. 1), where they pass into a gaseous state and under pressure through pipelines 28 and high-pressure fuel lines 25 enter tanks 21 and 20, and after supplying about of gas liquid components in containers 20 and 21, the gas components of airbags from containers 10 and 9 are supplied. Then stage 3 (Fig. 6) is separated from the launch vehicle in the traditional way with simultaneous separation of the fuel lines 25 with pipelines 28 and the gas jet engine is turned on 22 stages 4. After that, the head part 5 of the launch vehicle with the payload module 6 and stage 4 moves along the path 47, and a separate stage 3 along the path 48 falls into the calculation area. During the operation of the gas jet engine 22, the gas components of the cryogenic fuel are supplied to the engine 22 through pipelines 23 (Fig. 1) and 24 through pneumatic units 32 and 31. When the total volume of gas fuel is generated and the specified kinematic parameters are reached at a given point 49 (Fig. 6 ) the delivery of the payload 6 is the separation of the stage 4 from the head compartment 5 with the module 6 of the payload, which move in space in accordance with a given program.

Таким образом, предложенное конструктивное решение позволяет решить поставленную задачу максимального использования компонентов жидкого топлива для увеличения дальности (высоты) полета и/или грузоподъемности многоступенчатой ракетно-космической системой. Thus, the proposed constructive solution allows us to solve the problem of maximizing the use of liquid fuel components to increase the range (height) of flight and / or carrying capacity of a multi-stage space-rocket system.

Claims

1. A method of removing a payload into outer space using a multi-stage launch vehicle, including pumping fuel to the next stage from at least the next to the last stage before separation, characterized in that liquid cryogenic components are used as fuel for the propulsion system of each stage except the last , including liquefied natural gas and oxygen, the remains of which are converted into the gas-vapor or gaseous components of the fuel during pumping to the last stage.

2. The method according to claim 1, characterized in that in the fuel tanks with liquid cryogenic components create gas cushions mainly from the same cryogenic components and the gaseous components of the formed cushions after generating liquid cryogenic components of the fuel in the tanks are forcibly supplied under pressure to the tanks of the last stage and used as gaseous fuel.

3. A multi-stage space-rocket system for delivering payloads into outer space, containing a payload module and detachable stages sequentially connected to each other, each of which includes containers for liquid fuel components, liquid propellant engines, systems for supplying liquid propellant components to jet engines, organs and equipment for controlling flight and sequential separation of steps, characterized in that the capacities of all steps except the last are made with the possibility refueling liquid cryogenic components in them, and the tanks of the last stage are made in the form of high-pressure tanks for refueling with gaseous components of the same cryogenic fuel, while the last stage is equipped with gas jet engines, pipelines for supplying gaseous fuel components from high pressure tanks to gas jet engines and high-pressure detachable fuel lines connecting the high-pressure tanks of the last stage with tanks for liquid cryogenic components fuel of at least the penultimate stage, on which gasifiers of liquid fuel are placed, means for supplying liquid cryogenic components to gasifiers and in a high-pressure tank through high-pressure split fuel lines of the last stage.