RU2456215C1

RU2456215C1 - Spaceship

Info

Publication number: RU2456215C1
Application number: RU2011121094/11A
Authority: RU
Inventors: Николай Борисович Болотин (RU); Николай Борисович Болотин
Original assignee: Николай Борисович Болотин
Priority date: 2011-05-25
Filing date: 2011-05-25
Publication date: 2012-07-20

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: invention relates to rocketry, namely, to rockets for interstellar flights equipped with closed-type liquid-propellant rocket engines with afterburning of gas-producer gas. Spaceship (multistage modular rocket) comprises central module of the first stage 1 with lateral modules of the first stage 2, and second-stage central module 3 with second-stage lateral modules 4. Lateral modules 2, 4 are connected with central modules 1, 3 via connection bars 34 that may be uncoupled. All modules comprises housing, oxidiser and fuel tanks, liquid-propellant engines, fuel component control systems to feed fuel components from lateral modules into central modules. Extra lateral modules 10, 11 are attached to lateral modules of all stages.

EFFECT: higher safety.

7 cl, 14 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к ракетам для межзвездных перелетов с жидкостными ракетными двигателями, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, и к средствам управления ракетой по крену, и предназначено для управления вектором тяги двигателя и ракетой по тангажу, рысканию и крену.The invention relates to rocket technology, specifically to rockets for interstellar flights with liquid rocket engines, made in a closed circuit, with afterburning of gas generator, and to means for controlling the rocket along the roll, and is intended to control the thrust vector of the engine and the rocket in pitch, yaw and roll .

Известны технические решения, предусматривающие использование в многоступенчатой РН однобаковых ракетных модулей (РМ). Примером применения однобаковых РМ может служить первая ступень ракеты-носителя "Протон" [1], в которой шесть однобаковых РМ крепятся к центральному топливному баку (ТБ). Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) каждого модуля получает один компонент топлива из бака собственного блока, другой - из центрального топливного бака при помощи межмодульной топливной магистрали (ТМ). Применение такой схемы позволило уменьшить длину ступени и размерность баков, что, в свою очередь, дало возможность транспортировать ее поблочно по железной дороге. Недостатком РН является невысокое энергомассовое совершенство первой ступени, обусловленное ее конструктивной схемой и типом применяемого топлива. Для того чтобы РН была эффективной, на ней устанавливаются еще две ступени, соединенные с первой по схеме "тандем". Двигатели этих ступеней запускаются в полете, что отрицательно сказывается на надежности носителя. Кроме того, размерность верхних ступеней потребовала установки на них двигателей другого класса тяги, чем на первой, т.е. носитель оказался неунифицированным по ЖРД. Статистика аварий РН "Протон" показывает, что значительная их доля была связана с работой двигателей верхних ступеней.Known technical solutions for the use of multi-stage launcher single-tank missile modules (RM). An example of the use of single-tank RMs is the first stage of the Proton launch vehicle [1], in which six single-tank RMs are attached to the central fuel tank (TB). The liquid propellant rocket engine (LRE) of each module receives one component of fuel from the tank of its own unit, the other from the central fuel tank using the inter-module fuel line (TM). The use of such a scheme made it possible to reduce the length of the step and the dimension of the tanks, which, in turn, made it possible to transport it block by rail. The disadvantage of the launch vehicle is the low energy-mass perfection of the first stage, due to its structural design and the type of fuel used. In order for the launch vehicle to be effective, two more stages are connected to it, connected to the first one according to the tandem scheme. The engines of these stages start in flight, which negatively affects the reliability of the carrier. In addition, the dimension of the upper stages required the installation of engines of a different thrust class on them than on the first, i.e. the carrier turned out to be unified by LRE. Accident statistics of the Proton rocket show that a significant proportion of them were related to the operation of the upper stage engines.

Известно применение объединенных в связки пар однобаковых блоков ([2] - "ОТ-РАГ"), в котором ракета составлялась из пар однобаковых блоков, имеющих собственный двигатель и единственный топливный бак и применявшая вытеснительную систему подачи топлива. В качестве топлива использовались керосин и концентрированная азотная кислота. Во время полета между блоками в паре происходил обмен недостающими компонентами топлива. Основной недостаток такой схемы - требуемая высокая ступенчатость для компенсации низких энергомассовых характеристик ракеты (до 6 ступеней у носителей "ОТРАГ"), результатом чего явилось большое - от нескольких десятков до 600 - количество пар блоков. Следствием такого количества элементов явилась низкая расчетная надежность ракеты. Кроме того, в ракете отсутствовал центральный, стержневой элемент при том, что полезный груз устанавливался тандемно с ней. Отсутствие такого элемента в конструкции РН способствует развитию неустойчивостей в полете и приводит к повышенным вибровоздействиям на полезный груз и саму конструкцию ракеты.It is known to use pairs of single-tank units combined in bundles ([2] - "OT-RAG"), in which the rocket was composed of pairs of single-tank blocks having their own engine and a single fuel tank and using a fuel displacement system. Kerosene and concentrated nitric acid were used as fuel. During the flight, the missing fuel components were exchanged between the blocks in pairs. The main drawback of such a scheme is the required high staging to compensate for the low energy-mass characteristics of the rocket (up to 6 steps for carriers "HAG"), which resulted in a large - from several tens to 600 - the number of pairs of blocks. The consequence of this number of elements was the low design reliability of the rocket. In addition, the central missile element was absent in the rocket, while the payload was mounted in tandem with it. The absence of such an element in the design of the launch vehicle contributes to the development of instabilities in flight and leads to increased vibration effects on the payload and the design of the rocket itself.

Известен проект технологического ряда РН "Ангара" [3], первая ступень которых имеет в своей основе унифицированные двухбаковые РМ, собранные по схеме "пакет". Один из модулей является центральным, остальные располагаются симметрично вокруг него. В семействе РН "Ангара" все модули имеют высокую степень унификации - используют одинаковые компоненты топлива, однотипные двигатели, топливные баки одинакового диаметра и объема. Это позволяет сократить затраты на разработку ракет-носителей и создание производственной базы.The project of the technological series of the Angara launch vehicle [3] is known, the first stage of which is based on unified two-tank RM assembled according to the "package" scheme. One of the modules is central, the rest are symmetrically around it. In the Angara launch vehicle family, all modules have a high degree of unification — they use the same fuel components, engines of the same type, and fuel tanks of the same diameter and volume. This reduces the cost of developing launch vehicles and creating a production base.

Но эти носители имеют следующие недостатки. Для повышения эффективности на последнем участке работы первой ступени проводят дросселирование ЖРД центрального РМ (ЦРМ). Это позволяет к окончанию работы боковых ракет-носителей иметь некоторый остаток топлива в баках ЦРМ. Сброс боковых РМ и автономный полет центрального РМ повышают грузоподъемность носителя, но глубокое дросселирование двигателя невозможно без ухудшения его характеристик и уменьшения надежности. Умеренное дросселирование без существенных последствий позволяет добиться относительно небольшого, около 20%, остатка топлива в баках центрального ракетного модуля. Таким образом, связка из нескольких унифицированных блоков оказывается слабоэффективной для запусков искусственных спутников. Установленная на РН вторая ступень - дополнительный ракетный блок, расположенный соосно с центральным ракетным модулем, существенно повышает массу выводимого полезного груза. Но этот блок вносит в ракету-носитель два существенных недостатка. Во-первых, запуск его двигателя производится в полете, что не дает возможности в случае невключения остановить пуск. Во-вторых, блок второй ступени не унифицирован с блоками первой ступени, что требует организации для него отдельного производства. Еще одним недостатком носителя является то, что отказ в полете двигателя любого из блоков первой ступени на всем протяжении его работы, за исключением самых последних секунд, неизбежно приводит к невыполнению задачи полета РН. Это вызвано неиспользуемым остатком топлива в аварийном блоке, который не позволяет носителю набрать достаточную скорость.But these media have the following disadvantages. To increase efficiency in the last section of the first stage, throttle the liquid propellant rocket engine of the central Republic of Moldova (TsRM). This allows the end of the side launch vehicles to have some fuel remaining in the tanks of the CRM. The discharge of the side RMs and the autonomous flight of the central RM increase the carrying capacity of the carrier, but deep throttling of the engine is impossible without deterioration of its characteristics and a decrease in reliability. Moderate throttling without significant consequences allows you to achieve a relatively small, about 20%, fuel residue in the tanks of the central rocket module. Thus, a bunch of several unified blocks is ineffective for launching artificial satellites. The second stage installed on the launch vehicle - an additional missile unit located coaxially with the central missile module, significantly increases the mass of the payload. But this unit introduces two significant drawbacks into the launch vehicle. Firstly, it starts the engine in flight, which makes it impossible to stop the start-up if it is not turned on. Secondly, the second stage unit is not unified with the first stage units, which requires the organization of a separate production for it. Another disadvantage of the carrier is that failure to fly the engine of any of the first-stage units throughout its operation, with the exception of the very last seconds, inevitably leads to failure to fulfill the LV mission. This is caused by the unused fuel remaining in the emergency unit, which prevents the carrier from gaining sufficient speed.

Известны также РН пакетной схемы, в которой оба компонента из двухбаковых ракетных блоков (модулей) передаются в блоки последующих ступеней в процессе их совместной работы с тем, чтобы к моменту разделения ступеней обеспечить максимальное заполнение баков модулей работающей компоновки [4]. Носитель состоит из нескольких двухбаковых ракетных модулей, собранных по схеме "пакет", и головной части, содержащей полезный груз. Головная часть может также содержать ракетный блок - дополнительную верхнюю ступень. Пакетная компоновка может содержать различное количество РМ, которые являются модулями не менее чем двух ступеней. Последняя ступень состоит из одного блока, на который сверху устанавливается головная часть. Ракетные модули всех ступеней до предпоследней включительно оборудованы средствами отделения в полете от основной компоновки. Ракета-носитель снабжена системой перелива компонентов топлива между модулями, состоящей из межмодульных топливных магистралей, которыми соединены собственные топливные магистрали модулей каждой предыдущей и последующей ступеней. На межмодульных топливных магистралях установлены отрывные гидроразъемы и по два отсечных клапана с обеих сторон от них. Кроме того, на каждой собственной топливных магистралях модулей, за исключением модулей первой ступени, выше мест соединения с межмодульными топливными магистралями установлены пусковые клапаны.Also known is the PH of a packet scheme in which both components from two-tank rocket blocks (modules) are transferred to blocks of subsequent stages in the process of their joint work so as to ensure the maximum filling of the tanks of the modules of the working layout by the time the stages are separated [4]. The carrier consists of several two-tank missile modules assembled according to the "package" scheme and a warhead containing the payload. The head part may also contain a missile block - an additional upper stage. Batch layout may contain a different number of PM, which are modules of at least two stages. The last step consists of one block, on which the head is mounted on top. Missile modules of all stages up to the penultimate inclusive are equipped with means of separation in flight from the main layout. The booster rocket is equipped with a system of overflow of fuel components between the modules, consisting of inter-module fuel lines, which connect their own fuel lines of the modules of each previous and subsequent stages. Separate hydraulic connectors and two shut-off valves on both sides of them are installed on the intermodular fuel lines. In addition, on each of its own fuel lines of the modules, with the exception of the modules of the first stage, starting valves are installed above the junction with the intermodular fuel lines.

Ракета-носитель может быть изготовлена в нескольких модификациях, отличающихся количеством боковых РМ, их расположением относительно центрального ракетного модуля, количеством РМ в каждой ступени.The launch vehicle can be made in several modifications, differing in the number of side PM, their location relative to the central missile module, the number of PM in each stage.

Согласно [4] схема системы перелива компонентов топлива выглядит следующим образом. На топливных магистралях модулей последующей ступени, соединяющих их топливные баки с блоками ЖРД, установлены пусковые клапаны. Между модулями предшествующей и последующей ступеней проложены топливные магистрали, соединяющие топливные магистрали модулей предшествующей ступени с топливными магистралями соответствующего компонента модулей последующей ступени ниже установленных на них пусковых клапанов. На межмодульных топливных модулях в межмодульном пространстве установлены отрывные гидроразъемы, а с обеих сторон от них - отсечные клапаны. Последней ступенью является ЦРМ, из которого топливо не переливается.According to [4], the scheme of the overflow system of the fuel components is as follows. On the fuel lines of the modules of the next stage, connecting their fuel tanks with the blocks of the rocket engine, starting valves are installed. Between the modules of the previous and subsequent stages, fuel lines are laid connecting the fuel lines of the modules of the previous stage with the fuel lines of the corresponding component of the modules of the next stage below the start valves installed on them. Separate hydraulic connectors are installed on the inter-module fuel modules in the inter-module space, and shut-off valves are installed on both sides of them. The last step is the CRM, from which the fuel does not overflow.

Всего в ракете-носителе имеется по две межмодульных топливные магистрали на каждый боковой блок.In total, the launch vehicle has two intermodular fuel lines for each side unit.

Представленная ракета-носитель [4] наиболее близка предлагаемой и выбрана в качестве прототипа.Presents a launch vehicle [4] is the closest to the proposed and selected as a prototype.

Недостатком прототипа является возрастающая сложность при увеличении количества составляющих блоков: с каждым дополнительным ракетным модулем, начиная со второго, ракета-носитель получает два топливных бака с обеспечивающими их работу системами и две межмодульные ТМ, каждая из которых содержит два отсечных клапана и один отрывной гидроразъем. Кроме того, ракетный модуль второй и последующих ступеней содержат два пусковых клапана на собственных топливных магистралях модуля. Наличие этих устройств неблагоприятно влияет на надежность ракеты-носителя, так как все они срабатывают в процессе полета, а отказ большинства из них вызывает аварию ракеты-носителя. По крайней мере, авария произойдет при нерасстыковке отрывных гидроразъемов и незакрытии отсечных клапанов со стороны работающей ступени.The disadvantage of the prototype is the increasing complexity with an increase in the number of component blocks: with each additional missile module, starting from the second, the launch vehicle receives two fuel tanks with the systems that support them and two intermodular TMs, each of which contains two shut-off valves and one tear-off hydraulic connector. In addition, the rocket module of the second and subsequent stages contain two starting valves on the module’s own fuel lines. The presence of these devices adversely affects the reliability of the launch vehicle, since all of them are triggered during the flight, and the failure of most of them causes a launch vehicle accident. At least, an accident will occur when the disconnect hydraulic connectors are not undocked and the shut-off valves are not closed from the side of the working stage.

Возрастающее количество межмодульных топливных модулей с отрывными гидроразъемами отражается на массе и стоимости изготовления конструкции. Большое количество баков также увеличивает сухую массу и стоимость изготовления РН. Это связано не только с необходимостью установки в каждом баке систем контроля состояния компонента, но и с объемом внутрибаковых работ, после которых должна быть обеспечена его высокая чистота. В процессе производства баков требуется и очистка изнутри их стенок. Объем этой работы пропорционален суммарной площади внутренней поверхности баков, которая пропорциональна количеству ракетных модулей.An increasing number of intermodular fuel modules with tear-off hydraulic connectors is reflected in the weight and cost of manufacturing the structure. A large number of tanks also increases the dry weight and the cost of manufacturing pH. This is due not only to the need to install component monitoring systems in each tank, but also to the volume of internal tank work, after which its high purity must be ensured. In the process of production of tanks, cleaning is also required from the inside of their walls. The volume of this work is proportional to the total area of the inner surface of the tanks, which is proportional to the number of missile modules.

Особенно сложен контроль внутреннего состояния баков у многоразовых модулей. Дополнительную сложность вносит трубопровод компонента, расположенного в верхнем баке блока, обычно прокладываемый через нижний бак. Он целиком или частично подвешен в положении, близком к вертикальному, и при возвращении испытывает поперечные нагрузки, в несколько раз превышающие нагрузки при транспортировке и выведении. Производство ракетных блоков в многоразовом варианте потребует укрепления внутрибакового топливопровода или прокладке его по внешней поверхности бака, что приведет к увеличению их сухой массы.Particularly difficult is the control of the internal state of tanks in reusable modules. An additional complication is the piping of the component located in the upper tank of the unit, usually laid through the lower tank. It is fully or partially suspended in a position close to vertical, and upon return it experiences transverse loads several times higher than the loads during transportation and removal. The production of reusable rocket blocks will require the strengthening of the internal fuel line or laying it along the outer surface of the tank, which will lead to an increase in their dry weight.

Известна также ракета-носитель по патенту РФ №2291817 (прототип ракеты-носителя). Эта ракета-носитель содержит несколько ступеней, каждая из которых, в свою очередь, содержит центральный и боковые модули. Каждый модуль содержит корпус, баки окислителя и горючего и систему перелива одного из компонентов топлива. Топливо, предназначенное для перелива в другие блоки, распределяется покомпонентно по двухбаковой ракете-носителю так, что в каждом из них только один компонент включает долю, предназначенную для перелива. Кроме того, это достигается обратным расположением баков в модулях разных ступеней и тем, что межмодульные топливные магистрали компонента верхних баков предыдущей ступени соединяются непосредственно с баками того же компонента последующей ступени, имеющими нижнее расположение в модулях. Это позволит вдвое сократить количество межмодульных топливные магистрали, а также сократить число пусковых клапанов и тем самым увеличить надежность и уменьшить стоимость изготовления ракеты-носителя.Also known is the launch vehicle according to the patent of the Russian Federation No. 2291817 (prototype launch vehicle). This booster contains several stages, each of which, in turn, contains a central and side modules. Each module contains a housing, oxidizer and fuel tanks, and an overflow system for one of the fuel components. Fuel intended for overflow into other blocks is distributed component-wise along a two-tank launch vehicle so that in each of them only one component includes a fraction intended for overflow. In addition, this is achieved by the reverse arrangement of the tanks in the modules of different stages and by the fact that the intermodular fuel lines of the component of the upper tanks of the previous stage are connected directly to the tanks of the same component of the next stage, which have a lower arrangement in the modules. This will halve the number of intermodular fuel lines, as well as reduce the number of starting valves and thereby increase reliability and reduce the cost of manufacturing a launch vehicle.

Решение указанных задач достигнуто в ракете для межпланетных полетов, содержащей центральный модуль первой ступени с боковыми модулями первой ступени и центральный блок второй ступени с боковыми модулями второй ступени, боковые модули соединены с центральными соединительными штангами, имеющими возможность расстыковки, при этом все модули имеют корпус, баки окислителя и горючего внутри корпусов, и, по меньшей мере, по одному жидкостному ракетному двигателю в каждом ракетном блоке и системы перелива одного из компонентов топлива из боковых модулей в центральный, отличающейся тем, что она содержит блоки сопел крена, содержащие по два оппозитно установленных сопла крена, блоки сопел крена установлены на внешней уделенной от оси ракеты-носителя поверхности корпусов боковых модулей всех ступеней.The solution of these problems was achieved in an interplanetary missile containing a central module of the first stage with side modules of the first stage and a central block of the second stage with side modules of the second stage, the side modules are connected to the central connecting rods that can be undocked, while all modules have a housing, oxidizer and fuel tanks inside the hulls, and at least one liquid rocket engine in each rocket block and a system for overfilling one of the fuel components from the side output modules to the central one, characterized in that it contains blocks of roll nozzles containing two opposed roll nozzles, blocks of roll nozzles are installed on the outer surface of the housing of the side modules of all stages allocated from the axis of the launch vehicle.

Ракета по п.1, отличающаяся тем, что применено четное число боковых модулей первой ступени, а блоки сопел крена первой ступени установлены на двух диаметрально противоположных боковых ракетных блоках первой ступени. Применено нечетное число боковых модулей первой ступени, а блоки сопел крена первой ступени установлены на всех боковых ракетных блоках первой ступени. Количество боковых модулей второй ступени соответствует количеству боковых ракетных блоков первой ступени. Количество ракетных блоков третьей ступени соответствует количеству боковых ракетных блоков первой ступени. Боковые ракетные блоки всех трех ступеней установлены в одинаковых продольных плоскостях, проходящих через продольную ось ракеты-носителя.The rocket according to claim 1, characterized in that an even number of side modules of the first stage are used, and the nozzle blocks of the roll of the first stage are mounted on two diametrically opposite side rocket blocks of the first stage. An odd number of side modules of the first stage are used, and blocks of nozzles of a roll of the first stage are installed on all side rocket blocks of the first stage. The number of side modules of the second stage corresponds to the number of side rocket blocks of the first stage. The number of missile blocks of the third stage corresponds to the number of lateral missile blocks of the first stage. Lateral rocket blocks of all three stages are installed in the same longitudinal planes passing through the longitudinal axis of the launch vehicle.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1…14, где:The invention is illustrated in figure 1 ... 14, where:

- на фиг.1 и 2 приведена схема звездолета,- figure 1 and 2 shows a diagram of a starship,

- на фиг.3 приведена схема отстыковки дополнительных боковых модулей,- figure 3 shows a diagram of undocking additional side modules,

- на фиг.4 приведена схема отстыковки боковых модулей,- figure 4 shows the undocking of the side modules,

- на фиг.5…10 приведен вид А, фиг.1,- figure 5 ... 10 shows a view of figure 1,

- на фиг.13 приведена схема бокового модуля,- Fig.13 shows a diagram of a side module,

- на фиг.14 - схема жидкостного ракетного двигателя.- Fig.14 is a diagram of a liquid rocket engine.

Звездолет (фиг.1…14) выполнен модульной конструкции и содержит сколь угодно большое количество ступеней. В дальнейшем описан пример трехступенчатого звездолета модульной схемы. При выполнении модульной схемы возможно собрать из одного или двух (трех) модулей сколь угодно большое количество ракет носителей любого назначения и с любой энерговооруженностью.The spaceship (figure 1 ... 14) is made of modular design and contains an arbitrarily large number of steps. The following describes an example of a three-stage modular spaceship. When executing a modular scheme, it is possible to assemble from one or two (three) modules an arbitrarily large number of launch vehicles of any purpose and with any power ratio.

Конкретно описан звездолет на примере (фиг.1…14) трехступенчатой модульной ракеты (звездолета). Звездолет содержит три ступени (фиг.1…4), а именно центральный модуль первой ступени 1, боковые модули первой ступени 2, центральный модуль второй ступени 3 с боковыми модулями второй ступени 4, центральный модуль третьей ступени 5 с боковыми модулями третьей ступени 6 и головную часть 7 (полезную нагрузку). Центральный модуль второй ступени 3 соединен с центральным модулем первой ступени 1 при помощи фермы 8, а центральный модуль второй ступени 3 и центральный модуль третьей ступени 5 соединены фермой 9. Кроме того, к боковым модулям первой ступени 2 присоединены дополнительные боковые модули первой ступени 10, к боковым модулям второй ступени 4 присоединены дополнительные боковые модули второй ступени 11, к боковым модулям третьей ступени 6 присоединены дополнительные боковые модули третьей ступени 12.A spaceship is specifically described by the example (Fig. 1 ... 14) of a three-stage modular rocket (spaceship). The spaceship contains three stages (Figs. 1 ... 4), namely the central module of the first stage 1, the side modules of the first stage 2, the central module of the second stage 3 with the side modules of the second stage 4, the central module of the third stage 5 with the side modules of the third stage 6 and head part 7 (payload). The central module of the second stage 3 is connected to the central module of the first stage 1 via a truss 8, and the central module of the second stage 3 and the central module of the third stage 5 are connected by the truss 9. In addition, additional side modules of the first stage 10 are connected to the side modules additional side modules of the second stage 11 are connected to the side modules of the second stage 4; additional side modules of the third stage 12 are connected to the side modules of the third stage 6.

Центральный модуль первой ступени 1 имеет корпус 13, бак окислителя 14, бак горючего 15 и жидкостный ракетный двигатель 16. Боковые модули первой ступени 2 содержат корпус 17, бак окислителя 18, бак горючего 19.The central module of the first stage 1 has a housing 13, an oxidizer tank 14, a fuel tank 15, and a liquid propellant engine 16. The lateral modules of the first stage 2 comprise a housing 17, an oxidizer tank 18, and a fuel tank 19.

Все жидкостные ракетные двигатели 16 могут быть выполнены одинаковой конструкции или отличаться только степенью расширения сопла. Боковых модулей первой ступени 2 может быть применено либо четное число (фиг.6, 7 и 11) или нечетное (фиг.5, 8 и 12).All liquid-propellant rocket engines 16 can be made of the same design or differ only in the degree of expansion of the nozzle. The lateral modules of the first stage 2 can be applied either an even number (Fig.6, 7 and 11) or odd (Fig.5, 8 and 12).

В свою очередь, центральный модуль второй ступени 3 имеет корпус 20, бак окислителя 21, бак горючего 22 и жидкостный ракетный двигатель 16. К центральному модулю второй ступени 3 присоединено несколько (не менее двух) боковых модулей 4, содержащих корпус 23, бак окислителя 24, бак горючего 25.In turn, the central module of the second stage 3 has a housing 20, an oxidizer tank 21, a fuel tank 22, and a liquid propellant engine 16. Several (at least two) side modules 4 comprising a housing 23 and an oxidizer tank 24 are connected to the central module of the second stage 3 fuel tank 25.

Аналогично, центральный модуль третьей ступени 5 имеет корпус 26, бак окислителя 27, бак горючего 28 и жидкостный ракетный двигатель 16. К центральному модулю второй ступени 3 присоединено несколько (не менее двух) боковых модулей третьей ступени 6, содержащих корпус 29, бак окислителя 30, бак горючего 31.Similarly, the central module of the third stage 5 has a housing 26, an oxidizer tank 27, a fuel tank 28 and a liquid rocket engine 16. Several (at least two) side modules of the third stage 6 are connected to the central module of the second stage 3, comprising a housing 29, an oxidizer tank 30 fuel tank 31.

Боковых модулей третьей ступени 6, второй ступени 4, так же как и первой 2, может быть применено либо четное число или нечетное, но наиболее предпочтительный вариант, когда число боковых модулей третьей ступени 6 и второй ступени 4 соответствует числу боковых модулей первой ступени 2 (фиг.1).The side modules of the third stage 6, the second stage 4, as well as the first 2, can be applied either an even number or an odd, but the most preferred option when the number of side modules of the third stage 6 and the second stage 4 corresponds to the number of side modules of the first stage 2 ( figure 1).

Головная часть 7 прикреплена к центральному модулю третьей ступени 5 соединительными элементами 32, выполненными с возможностью отделения в полете, например, при помощи пироболтов. На центральных модулях 1, 3 и 5 установлено не менее двух блоков сопел крена 33, а на всех боковых модулях 2, 4 и 6 или на некоторых из них (не менее двух) также установлены блоки сопел крена 33, содержащие по два оппозитно установленных сопла.The head part 7 is attached to the Central module of the third stage 5 by connecting elements 32, made with the possibility of separation in flight, for example, using pyro-bolts. At least two blocks of roll nozzles 33 are installed on the central modules 1, 3 and 5, and on all side modules 2, 4 and 6, or on some of them (at least two), there are also blocks of roll nozzles 33 containing two opposite mounted nozzles .

Звездолет выполнен с отделяемыми боковыми модулями 2, 4 и 6, которые прикреплены к соответствующему центральному модулю 1, или 3, или 5 каждый двумя соединительными штангами 34 (фиг.1 и 2). Соединительные штанги 34 выполнены с возможностью расстыковки в полете, при помощи средства отстыковки 35 и содержат внутри канал перелива окислителя 36 и канал перелива горючего 37. Звездолет может быть оборудован силовыми штангами 38 (фиг.2), например, установленными под углом к центральным модулям 1, 3 и 5. Кроме того, звездолет может быть оборудован дополнительными штангами 39 (фиг.6), соединяющими боковые модули 2, 4 и 6 между собой для повышения жесткости конструкции звездолета. Кроме того, боковые модули 2, 4 и 6 соединены с дополнительными боковыми модулями 10, 11 и 12, соответственно средствами отстыковки 35 (фиг.1).The starship is made with detachable side modules 2, 4 and 6, which are attached to the corresponding central module 1, 3, or 5 each with two connecting rods 34 (Figs. 1 and 2). The connecting rods 34 are made with the possibility of undocking in flight, using the undocking means 35 and contain inside the channel overflow oxidizer 36 and the channel overflow fuel 37. The spaceship can be equipped with power rods 38 (figure 2), for example, installed at an angle to the Central modules 1 , 3 and 5. In addition, the spaceship can be equipped with additional rods 39 (6), connecting the side modules 2, 4 and 6 with each other to increase the rigidity of the spaceship. In addition, the side modules 2, 4 and 6 are connected to additional side modules 10, 11 and 12, respectively, by means of undocking 35 (figure 1).

Как отмечено ранее, на трехступенчатой ракете на боковых модулях 2, 4 и 6 установлено не менее двух блоков сопел крена 33 (фиг.1, 5-12).As noted earlier, on a three-stage rocket on the side modules 2, 4 and 6, at least two blocks of roll nozzles 33 are installed (Figs. 1, 5-12).

В этом случае компоновка установки блоков сопел крена 33 может быть выполнена, как это указано на фиг.6, 7 и 11, т.е. при четном числе боковых модулей 2, 4 и 6 может быть применено только два блока сопел крена 33, а при нечетном - число блоков сопел крена 33 равно числу боковых модулей 2, или 4, или 6 (фиг.5, 8, 9 и 12). Каналы перелива окислители 33 и горючего 34 (фиг.1 и 12), предназначенные для перелива обоих компонентов топлива из боковых модулей 2, 4 и 6 - в центральные модули 1, 3 и 5 в аварийной ситуации для боковых модулей 2, 4 и 6.In this case, the installation arrangement of the nozzle blocks of the roll 33 can be performed as indicated in Figs. 6, 7 and 11, i.e. with an even number of side modules 2, 4 and 6, only two blocks of roll nozzles 33 can be used, and with an odd number of blocks of roll nozzles 33 is equal to the number of side modules 2, 4, or 6 (Figs. 5, 8, 9 and 12 ) Overflow channels of oxidizing agents 33 and fuel 34 (FIGS. 1 and 12), designed to overfill both fuel components from side modules 2, 4 and 6 to central modules 1, 3 and 5 in an emergency for side modules 2, 4 and 6.

Жидкостный ракетный двигатель 16 (фиг.13 и 14) содержит камеру сгорания 40, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, газогенератор 41 и турбонасосный агрегат 42, подстыкованный к камере сгорания 40 посредством газовода 43, содержащий, в свою очередь, турбину 44, насос окислителя 45, насос горючего 46. Турбонасосный агрегат 42 может содержать дополнительный насос горючего 47.The liquid-propellant rocket engine 16 (FIGS. 13 and 14) comprises a combustion chamber 40, capable of swinging in two planes, a gas generator 41 and a turbopump assembly 42 coupled to the combustion chamber 40 by means of a gas duct 43, which in turn contains a turbine 44, a pump oxidizer 45, fuel pump 46. Turbopump assembly 42 may include an additional fuel pump 47.

Выход из насоса горючего 46 соединен трубопроводом 48 с входом в дополнительный насос горючего 47. Камера сгорания 40 содержит головку 49, цилиндрическую часть 50 и сопло 51. Газогенератор 41 и ТНА 42 закреплены на камере сгорания 40 при помощи двух шарнирных тяг 52. В верхней части жидкостного ракетного двигателя 16 установлен узел подвески 53 камеры сгорания 40. Он обеспечивает качание камеры сгорания 40 в одной плоскости относительно центра узла подвески 53 для управления вектором тяги R, с целью управления ракетой по углам тангажа и рыскания.The exit from the fuel pump 46 is connected by a pipe 48 to the entrance to the additional fuel pump 47. The combustion chamber 40 includes a head 49, a cylindrical part 50 and a nozzle 51. The gas generator 41 and the TNA 42 are mounted on the combustion chamber 40 using two hinged rods 52. In the upper part of the liquid-propellant rocket engine 16, a suspension assembly 53 of the combustion chamber 40 is mounted. It provides the swing of the combustion chamber 40 in one plane relative to the center of the suspension assembly 53 to control the thrust vector R, in order to control the rocket in pitch and yaw angles.

Для этого каждый жидкостный ракетный двигатель 16 содержит привода 54, выполненные, например, в виде гидроцилиндров 55, прикрепленных к силовой раме 56 и имеющих штоки 57. На камере сгорания 40, на ее цилиндрической части 50, выполнены верхнее и нижнее силовые кольца 58 и 59, соответственно. К нижнему силовому кольцу 59 шарнирно прикреплены штоки 57 приводов 54. Приводы 54 служат для управления ракетой по углам тангажа и рыскания. К верхнему силовому кольцу 58 прикреплена промежуточная рама 60, к которой крепится узел подвески 53, обеспечивающий качание камеры сгорания 40 в двух плоскостях.To this end, each liquid-propellant rocket engine 16 comprises actuators 54 made, for example, in the form of hydraulic cylinders 55 attached to a power frame 56 and having rods 57. On the combustion chamber 40, on its cylindrical part 50, upper and lower power rings 58 and 59 are made , respectively. The rods 57 of the actuators 54 are pivotally attached to the lower power ring 59. The actuators 54 are used to control the missile at pitch and yaw angles. An intermediate frame 60 is attached to the upper power ring 58, to which a suspension unit 53 is mounted, which allows the combustion chamber 40 to swing in two planes.

Возможная пневмогидравлическая схема ЖРД приведена на фиг.13 и 14 и содержит трубопровод горючего 61, подсоединенный одним концом к выходу из насоса горючего 46, содержащий пускоотсечной клапан 62. Выход этого трубопровода соединен с главным коллектором 63 камеры сгорания 40. Выход из насоса окислителя 45 трубопроводом окислителя 64, содержащим пускоотсечной клапан окислителя 65, соединен с газогенератором 41. Также выход из дополнительного насоса горючего 47 трубопроводом горючего 66, содержащим пускоотсечной клапан горючего 67 и регулятор расхода 68, соединен с газогенератором 41. На газогенераторе 41 и на камере сгорания 40 установлены, по меньшей мере, по одному запальному устройству 69.A possible pneumohydraulic scheme of the liquid propellant rocket engine is shown in FIGS. 13 and 14 and contains a fuel pipe 61 connected at one end to the outlet of the fuel pump 46, containing a start-off valve 62. The output of this pipeline is connected to the main manifold 63 of the combustion chamber 40. The output of the oxidizer pump 45 is the oxidizer 64, containing the start-off valve of the oxidizer 65, is connected to the gas generator 41. Also, the output of the additional fuel pump 47 by the fuel pipe 66 containing the start-off valve of the fuel 67 and the flow regulator 68 is connected to a gas generator 41. At least one ignition device 69 is installed on the gas generator 41 and on the combustion chamber 40.

Двигатель оборудован блоком управления 70 (фиг.3), который электрическими связями 71 соединен с запальными устройствами 69 и с пускоотсечными клапанами 62, 67 и регулятором расхода 68.The engine is equipped with a control unit 70 (Fig. 3), which is connected by electrical connections 71 to the ignition devices 69 and to the shut-off valves 62, 67 and the flow regulator 68.

Особенностью двигателя (фиг.1, 13 и 14) является то, что ТНА 42 жестко прикреплен к камере сгорания 40 при помощи газовода 43 и не менее чем двух шарнирных тяг 52, и камера сгорания 40 имеет возможность поворачиваться относительно центра узла подвески 53 в обеих плоскостях вместе с ТНА 42. Для того, чтобы обеспечить эту возможность, на входе в насос окислителя 45 установлены в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях сильфоны 72 и 73, а на входе в насос горючего 47 - сильфоны 74 и 75. Для питания горючим блоков сопел крена 33 предусмотрены трубопроводы отбора горючего 76 с сильфоном 77. Для питания блоков сопел крена 33 кислым (газогенераторным газом) предусмотрен трубопровод отбора 78 с сильфоном 79. Все модули 1…6 содержат магистрали окислителя 80 и горючего 81. Магистраль окислителя 80 проходит через туннель 82 в баке горючего 19 (фиг.13) и теплоизолирована теплоизоляционным покрытием 83.A feature of the engine (FIGS. 1, 13 and 14) is that the TNA 42 is rigidly attached to the combustion chamber 40 by means of a gas duct 43 and at least two articulated rods 52, and the combustion chamber 40 is able to rotate relative to the center of the suspension assembly 53 in both planes together with TNA 42. In order to provide this possibility, at the inlet to the oxidizer pump 45, bellows 72 and 73 are installed in two mutually perpendicular planes, and at the inlet to the fuel pump 47, bellows 74 and 75 are installed. For powering the nozzle blocks with fuel roll 33 are provided pipelines 76 with a bellows 77. To feed the block of nozzles of the roll 33 with acid (gas-generating gas), a sampling pipe 78 with a bellows 79 is provided. All modules 1 ... 6 contain the lines of oxidizer 80 and fuel 81. The line of oxidizer 80 passes through tunnel 82 in the fuel tank 19 ( 13) and is thermally insulated with a heat-insulating coating 83.

На фиг.14 приведена конструкция жидкостного ракетного двигателя 16. Следует иметь в виду, что не все жидкостные ракетные двигатели 16 могут быть выполнены одинаковой конструкции, одинаковой схемы и размерности.On Fig shows the design of the liquid rocket engine 16. It should be borne in mind that not all liquid rocket engines 16 can be made of the same design, the same layout and dimension.

Силовые рамы 56 закреплены на основных силовых кольцах 84 (фиг.12 и 13) звездолета, а блоки сопел крена 33 - на нижних силовых кольцах 85 звездолета.Power frames 56 are mounted on the main power rings 84 (Figs. 12 and 13) of the starship, and the nozzle blocks of the roll 33 are on the lower power rings 85 of the starship.

Запуск звездолета и его полет осуществляются следующим образом. В первую очередь запускаются жидкостные ракетные двигатели 16 центрального модуля первой ступени 1 и боковых модулей первой ступени 2. Жидкостный ракетный двигатель 16 (ЖРД) запускается следующим образом (фиг.1…14).The launch of the starship and its flight are as follows. First of all, liquid-propellant rocket engines 16 of the central module of the first stage 1 and side modules of the first stage 2 are launched. The liquid-propellant rocket engine 16 (LRE) is started as follows (Figs. 1 ... 14).

В исходном положении все клапаны двигателя закрыты. При запуске ЖРД 16 на горючем с блока управления 70 по электрическим каналам связи 71 подается команда на ракетный клапаны окислителя и горючего (ракетные клапаны на фиг.1…14, они не показаны). После заливки насосов окислителя 45, насоса горючего 46 и дополнительного насоса горючего 47 открывают пускоотсечные клапаны 62, 65 и 67 (фиг.12 и 13), установленные за насосом окислителя 45, после насоса горючего 46 и после дополнительного насоса горючего 47. Окислитель и горючее поступают в газогенератор 41, где воспламеняются при помощи запального устройства 69. Газогенераторный газ и горючее подается в камеру сгорания 40. Горючее охлаждает камеру сгорания 40, проходя через зазор, между оболочками ее сопла 51 и цилиндрической части 50, образующими регенеративный тракт охлаждения (фиг.12 и 13), выходит во внутреннюю полость камеры сгорания 40 для дожигания газогенераторного газа, идущего из газогенератора 41. Воспламенение этих компонентов осуществляется также запальным устройством 69, установленным на камере сгорания 40.In the initial position, all engine valves are closed. When starting the liquid propellant rocket engine 16 with fuel from the control unit 70, the command is sent to the oxidizer and fuel rocket valves (the rocket valves in FIGS. 1 ... 14, they are not shown) via electric communication channels 71. After filling the oxidizer pumps 45, the fuel pump 46 and the additional fuel pump 47, the start-off valves 62, 65 and 67 (FIGS. 12 and 13) are installed, installed behind the oxidizer pump 45, after the fuel pump 46 and after the additional fuel pump 47. The oxidizing agent and fuel enter the gas generator 41, where they are ignited using the ignition device 69. The gas generator gas and fuel are supplied to the combustion chamber 40. The fuel cools the combustion chamber 40, passing through the gap, between the shells of its nozzle 51 and the cylindrical part 50 forming regene ativnost cooling path (12 and 13) goes into the inner cavity 40 of the combustion chamber for afterburning of gasification gas coming from the gasifier 41. The ignition of these components is also carried ignition device 69 mounted on the combustion chamber 40.

После запуска турбонасосного агрегата 42 (фиг.4) газогенераторный газ подается из газогенератора 42 в турбину 44, раскручивается ротор ТНА 42 (на фиг.1…14, ротор не показан), давление на выходах насосов 45, 46 и 47 возрастает. Далее по газоводу 43 и через узел подвески 53 газогенераторный газ подается в головку 49 камеры сгорания 40. Часть газогенераторного газа отбирается по трубопроводу отбора газа 78 (фиг.13) и далее через сильфон 79 поступает в блоки сопел крена 33. В блоки сопел крена 33 поступает и горючее по трубопроводу 76 через сильфон 77 и происходит его воспламениенение при помощи электрозапальника (на фиг.1…14, электрозапальники не показаны).After the start of the turbopump unit 42 (Fig. 4), the gas-generating gas is supplied from the gas-generator 42 to the turbine 44, the rotor TNA 42 is untwisted (in Figs. 1 ... 14, the rotor is not shown), the pressure at the outputs of the pumps 45, 46 and 47 increases. Next, through the gas duct 43 and through the suspension assembly 53, the gas-generating gas is supplied to the head 49 of the combustion chamber 40. Part of the gas-generating gas is taken through the gas sampling pipe 78 (Fig. 13) and then through the bellows 79 it enters the nozzle blocks of the heel 33. To the blocks of the heel nozzles 33 fuel enters through the pipeline 76 through the bellows 77 and it ignites with the help of an electric igniter (in figures 1 ... 14, electric ignitors are not shown).

Для управления вектором тяги R при помощи привода 54 (фиг.13), воздействуя штоком 57 на нижнее силовое кольцо 59, поворачивают камеру сгорания 40 вместе с газогенератором 41 и ТНА 42 относительно точки центра узла подвески 53 на угол 7…11°. При этом направление вектора тяги R₁ отклоняется относительно первоначального положения R₀ продольной оси симметрии камеры сгорания 40 и относительно ракеты, на которой этот жидкостный ракетный двигатель 16 установлен.To control the thrust vector R using the actuator 54 (Fig.13), acting on the rod 57 of the lower power ring 59, the combustion chamber 40 is rotated together with the gas generator 41 and TNA 42 relative to the center point of the suspension unit 53 by an angle of 7 ... 11 °. The direction of the thrust vector R ₁ deviates from the initial position R _{0 of the} longitudinal axis of symmetry of the combustion chamber 40 and relative to the rocket on which this liquid rocket engine 16 is mounted.

Для управления ракетой, на которой установлены жидкостные ракетные двигатели 16, по крену подают команду с блока управления 70 (фиг.12) на включение блоков сопел крена 33, точнее по одному соплу крена из каждой пары, и их реактивная тяга создает крутящий момент, который через нижнее силовое кольцо ракеты 85 передается на звездолет (фиг.14), т.е. на корпус 17 бокового модуля первой ступени 2 звездолета (то же самое касается модулей второй и третьей ступеней 4 и 6). После разъединения узлов соединения 35 (фиг.8) боковые модули первой ступени 2 отбрасываются. Далее полет выполняет только центральный модуль первой ступени 1, при этом управление по крену осуществляют блоки сопел крена 33, установленные на его корпусе 13.To control a rocket on which liquid rocket engines 16 are installed, a command is sent from the control unit 70 (Fig. 12) to turn on the nozzle blocks of the roll 33, more precisely, one roll nozzle from each pair, and their jet thrust creates a torque that through the lower power ring of the rocket 85 it is transmitted to the spaceship (Fig. 14), i.e. to the housing 17 of the lateral module of the first stage 2 of the starship (the same applies to the modules of the second and third stages 4 and 6). After disconnecting the connection nodes 35 (Fig. 8), the side modules of the first stage 2 are discarded. Further, the flight is performed only by the central module of the first stage 1, while the roll control is carried out by the roll nozzle blocks 33 installed on its body 13.

Следующим этапом отделяется центральный модуль первой ступени 1, для этого отсоединяется ферма 8. Потом запускаются двигатели 16 центрального модуля второй ступени 3 и боковых модулей второй ступени 4. Потом отбрасываются боковые модули второй ступени 4 и полет продолжает центральный модуль второй ступени 3 с вышестоящим модулем третьей ступеним 5 и головной частью 7. (Фиг.9). Потом отсоединяется ферма 9 и отстыковывается центральный модуль второй ступени 3, запускаются все двигатели 16 центрального модуля 5 и боковых модулей 6 и т.д. Перед отстыковкой боковых модуле 2, 4 и 6 излишки компонентов топлива, в данном примере - окислителя и горючего переливаются по каналам перелива окислителя 36 и каналам перелива горючего 37 (фиг.1 и 13) в центральные модули 1,3 и 5 для дальнейшего применения.The next stage separates the central module of the first stage 1, for this the farm is disconnected 8. Then the engines 16 of the central module of the second stage 3 and the side modules of the second stage 4 are started. Then the side modules of the second stage 4 are discarded and the central module of the second stage 3 continues with the higher module of the third step 5 and the head part 7. (Fig.9). Then the farm 9 is disconnected and the central module of the second stage 3 is undocked, all the engines 16 of the central module 5 and side modules 6 are started. Before undocking the side modules 2, 4 and 6, the surplus fuel components, in this example, the oxidizer and fuel, are poured over the oxidizer overflow channels 36 and the fuel overflow channels 37 (Figs. 1 and 13) into the central modules 1,3 and 5 for further use.

При аварийной ситуации на одном из боковых модулей 2, 4 или 6 с блока управления 70 подается команда на средство отстыковки 35 и боковой модуль 2 (или 4, или 6) отстыковывается и отбрасывается на безопасное расстояние.In an emergency on one of the side modules 2, 4 or 6 from the control unit 70, a command is issued for the undocking tool 35 and the side module 2 (or 4, or 6) is undocked and discarded to a safe distance.

Применение изобретения позволило:The application of the invention allowed:

1. Повысить безопасность полета за счет возможности отстыковки и отделения неисправных боковых модулей и за счет того, что боковые модули значительно отдалены от центральных модулей, и аварии на них не повлияют на работоспособность центральных модулей.1. To increase flight safety due to the possibility of undocking and separation of faulty side modules and due to the fact that the side modules are significantly remote from the central modules, and accidents will not affect the performance of the central modules.

2. Обеспечить надежное управление вектором тяги ЖРД и управление ракетой по углам тангажа, рыскания и крена за счет применения качающихся жидкостных ракетных двигателей и не менее двух блоков сопел крена, содержащих по два оппозитно установленных сопла крена и рационального крепления их корпусов на ракете на нижних силовых кольцах.2. To ensure reliable thrust vector control of the rocket engine and rocket control in pitch, yaw and roll angles due to the use of swinging liquid rocket engines and at least two blocks of roll nozzles containing two opposed roll nozzles and rational mounting of their bodies on the rocket on the lower power rings.

3. Значительно повысить надежность работы системы управления ракетой по крену за счет применения не менее двух блоков сопел крена. Такая конструкция предотвращает невыполнение управления ракетой по крену, например, вследствие отказа пускоотсечного клапана горючего.3. Significantly improve the reliability of the rocket control system roll by using at least two blocks of roll nozzles. This design prevents rocket roll control failure, for example, due to a failure of the fuel shutoff valve.

4. Облегчить сборку и доводку составных частей ракеты за счет применения ее модульной схемы.4. Facilitate the assembly and refinement of rocket components through the use of its modular scheme.

5. Провести унификацию составных частей ракеты, за счет ее модульности.5. To unify the components of the rocket, due to its modularity.

6. Обеспечить быстрое проектирование и сборку ракет различного назначения, энерговооруженности и конструкции за счет изменения числа боковых модулей.6. To ensure the rapid design and assembly of missiles for various purposes, power supply and design by changing the number of side modules.

ЛитератураLiterature

1. С.П.Уманский "Ракеты-носители. Космодромы". Москва: издательство "Рестарт +", 2001 г.1. SP Umansky "Launch vehicles. Cosmodromes". Moscow: Restart + Publishing House, 2001

2. "Космонавтика", энциклопедия. 1985 г., Москва: издательство "СЭ", - "ОТРАГ"2. "Cosmonautics", encyclopedia. 1985, Moscow: publishing house "SE", - "OTRAG"

3. Журнал "Новости Космонавтики", №3, 1999 г., с.48.3. The journal "News of Cosmonautics", No. 3, 1999, p. 48.

4. Патент США №5143328 от 01.09.1992, В64G 1/00, В64G 1/40.4. US patent No. 5143328 from 01.09.1992, B64G 1/00, B64G 1/40.

Claims

1. A starship containing a central module of the first stage with side modules of the first stage and a central module of the second stage with side modules of the second stage, the side modules are connected to the central connecting rods that can be undocked, while all modules have a housing, oxidizer and fuel tanks inside the buildings , and at least one liquid rocket engine in each rocket block and a system for transferring one of the fuel components from the side modules to the central one, characterized in that it comprises INH extra side modules attached to the side of the module at all levels.

2. The starship according to claim 1, characterized in that an even number of side modules of the first stage are used, and the nozzle blocks of the roll of the first stage are mounted on two diametrically opposite side rocket modules of the first stage.

3. The starship according to claim 1, characterized in that an odd number of side modules of the first stage are used, and the nozzle blocks of the roll of the first stage are installed on all side rocket modules of the first stage.

4. The starship according to claim 1, or 2, or 3, characterized in that the number of side modules of the second stage corresponds to the number of side rocket modules of the first stage.

5. The starship according to claim 1, or 2, or 3, characterized in that the number of side modules of the third stage corresponds to the number of side rocket modules of the first stage.

6. The spaceship according to claim 1, or 2, or 3, characterized in that the side modules of all three stages are installed in the same longitudinal planes passing through the longitudinal axis of the launch vehicle.

7. The starship according to claim 1, or 2, or 3, characterized in that the additional side modules are attached to the side modules in pairs.