RU2482030C2

RU2482030C2 - Carrier rocket

Info

Publication number: RU2482030C2
Application number: RU2011131316/11A
Authority: RU
Inventors: Равиль Нургалиевич Ахметов; Александр Николаевич Кирилин; Михаил Михайлович Минаев; Валентин Николаевич Новиков; Владимир Сергеевич Солунин; Александр Дмитриевич Сторож; Виталий Анатольевич Широков
Priority date: 2011-07-26
Filing date: 2011-07-26
Publication date: 2013-05-20
Also published as: RU2011131316A

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: invention relates to aerospace engineering and may be used in development of carrier rockets. Carrier rocket comprises shuttle booster with jet stabilisation system connected to second stage and reusable elements. Said reusable booster consists of rocket unit with liquid-propellant rocket engines connected with aircraft complex composed of airframe with variable-sweep wings and aerodynamic controls, horizontal stabiliser, undercarriage, air breathers with their fuel tanks and nose compartment. Nose compartment fitted at rocket unit has pilot cabin and controlled swing baffles the number of which corresponds to that of joint points between nose compartment and second stage. Recesses are made at said joints. Air breathers are secured at variable-sweep wing surfaces and furnished with controlled protective shields. Stabiliser is composed of two fins arranged at wings. Even number of throttled air breathers are arranged in reusable rocket booster in symmetry about crosswise axis, parallel with wings, along its lengthwise axis.

EFFECT: increased payload, higher reliability, reparability and portability.

4 cl, 12 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке ракет-носителей.The invention relates to the field of rocket technology and can be used in the development of launch vehicles.

Известен многоразовый ускоритель ракеты-носителя (патент РФ №232 1526), содержащий несущую аэродинамическую поверхность, присоединенную по схеме низкоплан к ракетному блоку, содержащему двигательный блок и головной обтекатель. Несущая аэродинамическая поверхность выполнена в виде платформы-планера, имеющей в плане форму крыла с переменной стреловидностью по передней кромке с площадью (20÷35)×(L/D), где L - длина крыла, a D - диаметр ракетного блока. При этом аэродинамическая поверхность снабжена поворотными консольными частями. Ускоритель предназначен для использования в составе РН, для чего он состыковывается со второй ступенью, которая по окончании работы ускорителя осуществляет выведение полезной нагрузки на требуемую орбиту. Технический облик и особенности функционирования многоразового ускорителя накладывают определенные ограничения на облик всей РН и существенно влияют на ее технические характеристики. При этом следует отметить, что ракета-носитель представляет собой продукт сложной структуры и переменного состава, который изменяется в процессе эксплуатации РН. Полету РН предшествуют наземные этапы эксплуатации, включающие хранение ступеней РН после изготовления, транспортировку ступеней (с выполнением необходимых погрузочно-разгрузочных работ) на космодром, соединение между собой ступеней, установку полезного груза, стыковку первой ступени со стартово-стыковочным блоком (ССБ), входящим в состав РН, доставку связки «РН+ССБ» на стартовую позицию, проведение предстартовых операций, включая заправку. Эксплуатация РН, включающей в свой состав многоразовый ускоритель, заканчивается не доставкой на орбиту полезного груза, а приземлением многоразового ускорителя на аэродроме космодрома после выполнения атмосферного полета.Known reusable booster rocket accelerator (RF patent No. 232 1526), containing a bearing aerodynamic surface, attached according to the scheme of the low-wing to the rocket block containing the propulsion block and the head fairing. The bearing aerodynamic surface is made in the form of a glider platform having a wing shape in the plan with variable sweep along the leading edge with an area of (20 ÷ 35) × (L / D), where L is the wing length, and D is the diameter of the rocket block. In this case, the aerodynamic surface is equipped with rotary cantilever parts. The accelerator is intended for use as a part of the launch vehicle, for which it is docked with the second stage, which, at the end of the accelerator, carries out the payload to the required orbit. The technical appearance and functioning features of the reusable accelerator impose certain restrictions on the appearance of the entire launch vehicle and significantly affect its technical characteristics. It should be noted that the launch vehicle is a product of complex structure and variable composition, which changes during the operation of the launch vehicle. The flight of the LV is preceded by ground-based operation stages, including storage of the LV stages after manufacturing, transportation of the stages (with the necessary loading and unloading operations) to the spaceport, connection of the stages to each other, installation of the payload, docking of the first stage with the launch and docking unit (SSB), which is included to the launch vehicle, delivery of the “LV + SSB” bundle to the launch position, pre-launch operations, including refueling. The launch of the launch vehicle, which includes a reusable accelerator, does not end with the delivery of payload into orbit, but with the landing of a reusable accelerator at the aerodrome of the cosmodrome after atmospheric flight.

Следует отметить, что в состав РН также входят многократно используемые элементы, к которым относятся транспортные кольца, приспособления, заглушки, имитаторы пиросредств, используемые при испытаниях. После проведения подготовительных работ к моменту старта РН имитаторы пиросредств заменены на штатные, а остальные элементы с РН сняты. После запуска РН все повторно используемые элементы отправляются на предприятие-изготовитель, где используются в составе следующей РН. В настоящее время в состав РН включают также такой сложный и крупногабаритный повторно используемый элемент, как стартово-стыковочный блок (ССБ) ракеты-носителя, представляющий собой платформу, на которой в техническом комплексе собирается РН, вместе с которой РН транспортируется на пусковое устройство и с которой РН запускается. После этого ССБ возвращается в технический комплекс для сборки следующей РН.It should be noted that the composition of the PH also includes reusable elements, which include transport rings, devices, plugs, simulators of pyromedicines used in testing. After carrying out preparatory work at the time of launch of the launch vehicle, the simulators of pyromedicines were replaced by regular ones, and the remaining elements from the launch vehicle were removed. After launch, all reusable elements are sent to the manufacturer, where they are used as part of the next launch vehicle. Currently, the structure of the launch vehicle also includes such a complex and bulky reusable element as the launch docking unit (SSB) of the launch vehicle, which is the platform on which the launch vehicle is assembled in the technical complex, with which the launch vehicle is transported to and from the launch device which the launch vehicle. After this, the PRS returns to the technical complex for the assembly of the next LV.

Степень совершенства РН может быть оценена с помощью ряда технических характеристик, к которым в том числе можно отнести транспортабельность, технологичность, ремонтопригодность, надежность, доля массы полезного груза в стартовой массе РН. Для РН, имеющей в составе многоразовый ускоритель, важной характеристикой также является длина пробега многоразового ускорителя после посадки.The degree of perfection of the launch vehicle can be assessed using a number of technical characteristics, which include transportability, manufacturability, maintainability, reliability, the proportion of payload mass in the launch mass of the launch vehicle. For a launch vehicle with a reusable accelerator, the mean free path of the reusable accelerator after landing is also an important characteristic.

Описываемый многоразовый ускоритель имеет низкую транспортабельность. Несмотря на то, что он способен совершать управляемый полет в атмосфере, самостоятельно перелететь с предприятия-изготовителя на космодром ускоритель не в состоянии, поскольку в его составе отсутствуют воздушно-реактивные двигатели и пилотская кабина. Их отсутствие приводит также к снижению надежности ускорителя и соответственно РН в целом, поскольку после проведения регламентных работ, замены неисправных приборов и агрегатов, работоспособность РН в условиях атмосферного полета до стыковки со второй ступенью проверить нельзя. Транспортировка ускорителя железнодорожным транспортом в собранном состоянии невозможна из-за больших продольного и поперечного габаритов. Т.е. необходимо отделение ракетного блока от планера. Кроме того, необходима разборка также и планера. Все это приводит к увеличению числа операций, производимых при наземной эксплуатации, что ухудшает технологичность РН. При этом поперечный габарит ракетного блока (диаметр) ограничивается величиной около 4 м при длине около 26 м. Аналогичная ситуация возникает при использовании для перевозки транспортного самолета. Ограничения в этом случае накладываются габаритами грузового отсека и грузоподъемностью самолета. Такая же ситуация складывается при транспортировке второй ступени РН. Ограничения на габаритные параметры ускорителя и второй ступени накладываются также средствами транспортирования с предприятия-изготовителя на космодром.The reusable accelerator described has low portability. Despite the fact that it is capable of performing a controlled flight in the atmosphere, the accelerator is not able to fly independently from the manufacturer to the cosmodrome, since it does not contain jet engines or a pilot's cabin. Their absence also leads to a decrease in the reliability of the accelerator and, accordingly, the LV as a whole, since after carrying out routine maintenance, replacing faulty devices and assemblies, the LV operability in atmospheric conditions cannot be verified before docking with the second stage. Accelerator transportation by rail in assembled condition is not possible due to the large longitudinal and transverse dimensions. Those. it is necessary to separate the rocket block from the glider. In addition, the glider must also be disassembled. All this leads to an increase in the number of operations performed during ground operation, which impairs the manufacturability of the launch vehicle. In this case, the transverse dimension of the missile block (diameter) is limited to about 4 m and a length of about 26 m. A similar situation occurs when a transport aircraft is used for transportation. Limitations in this case are imposed by the dimensions of the cargo compartment and the carrying capacity of the aircraft. The same situation occurs when transporting the second stage of the launch vehicle. Limitations on the overall parameters of the accelerator and the second stage are also imposed by means of transportation from the manufacturer to the cosmodrome.

Озвученные выше ограничения делают невозможным создание РН тяжелого класса, отвечающей задачам выведения крупных полезных нагрузок на геостационарную орбиту и организацию межпланетных пилотируемых полетов. Кроме того, невозможно достижение высокой доли массы полезной нагрузки в стартовой массе РН. В настоящее время высокий уровень этого показателя обеспечивается использованием в РН топливной пары «жидкий кислород+жидкий водород». Однако в силу малой плотности жидкого водорода его использование возможно только при наличии топливных баков большого диаметра, применение которых невозможно на РН из-за ограничений габаритов по условиям транспортировки.The limitations stated above make it impossible to create a heavy-class LV that meets the tasks of launching large payloads into the geostationary orbit and organizing interplanetary manned flights. In addition, it is impossible to achieve a high proportion of the mass of the payload in the starting mass of the launch vehicle. Currently, a high level of this indicator is ensured by the use of a liquid oxygen + liquid hydrogen fuel pair in the vehicle. However, due to the low density of liquid hydrogen, its use is possible only in the presence of large diameter fuel tanks, the use of which is impossible on the pH due to size limitations on transportation conditions.

Авторы данного изобретения в описании указывают, что предлагаемая ими конструкция ускорителя может быть использована для создания РН как «тандемной», так и «пакетной» схемы. В то же время размещение узлов стыковки ускорителя со второй ступенью не показано. В случае использования «пакетной» схемы это принципиального значения не имеет, поскольку компоновка этих узлов на ракетном блоке так, чтобы обеспечить безударность разделения со второй ступенью и сохранить приемлемые аэродинамические обводы ускорителя, затруднений не вызывает. Одновременно использование ускорителя в РН «тандемной» схемы представляется невозможным.The authors of this invention in the description indicate that their accelerator design can be used to create a LV as a "tandem", and "batch" scheme. At the same time, the placement of the docking nodes of the accelerator with the second stage is not shown. In the case of using a “packet” scheme, this does not matter of principle, since the layout of these units on the rocket block in such a way as to ensure shock-free separation with the second stage and maintain acceptable aerodynamic contours of the accelerator does not cause difficulties. At the same time, the use of the accelerator in the tandem launcher spacecraft seems impossible.

Основания для такого утверждения следующие:The grounds for such a statement are as follows:

1. Для стыковки со второй ступенью в головном обтекателе ракетного блока необходимо выполнить соответствующие площадки.1. For docking with the second stage in the head fairing of the rocket block, it is necessary to perform the appropriate site.

2. Размер этих площадок будет весьма велик, поскольку в процессе разделения ускорителя и второй ступени возможно их некоторое поперечное смещение, а процесс разделения должен быть безударным.2. The size of these sites will be very large, since in the process of separation of the accelerator and the second stage, some transverse displacement is possible, and the separation process should be shock-free.

3. Наличие таких площадок вызовет неприемлемое ухудшение аэродинамики ускорителя, что сделает невозможным возврат к месту старта в режиме планирования.3. The presence of such sites will cause an unacceptable deterioration in the aerodynamics of the accelerator, which will make it impossible to return to the starting point in the planning mode.

Следует отметить, что вариант построения РН с многоразовым ускорителем по схеме «тандем» с точки зрения возможности потери ускорителя после старта выглядит надежнее варианта по схеме «пакет». В варианте «тандем» при отказе двигательной установки ускорителя будет потеряна вся РН. Однако работоспособность двигательной установки второй ступени в данном случае на ситуацию никак не влияет. В варианте «пакет» ситуация выглядит иначе. В случае построения «пакета» путем соединения одного ускорителя со второй ступенью, двигательная установка второй ступени должна начать работать с момента старта вместе с двигательной установкой ускорителя. Это необходимо для обеспечения устойчивого полета РН, который возможен в случае, когда суммарный вектор тяги обоих двигательных установок проходит через центр инерции РН. Полет при этом будет проходить с некоторым углом атаки. Однако в случае отказа после старта двигательной установки второй ступени возникнет действующий на РН со стороны двигательной установки ускорителя вращающий момент, приводящий к потере управляемости РН. Уменьшить этот момент до безопасной величины за счет разворота камеры сгорания ДУ ускорителя невозможно, т.к. углы разворота камеры весьма малы. Поскольку управляемый полет РН далее не может быть реализован, может быть предпринята попытка спасти ускоритель за счет отделения ускорителя от второй ступени и совершения им автономного полета с окончанием его на аэродроме. Однако спасение ускорителя таким образом невозможно. Штатный полет ускорителя после отделения происходит в режиме планирования свободного от топлива ускорителя из точки, находящейся на определенной высоте и дальности от аэродрома при определенной величине и направлении вектора скорости ускорителя. В то же время в ускорителе в момент отказа может находиться значительное количество топлива. Попытка «выжечь» топливо в ходе полета по некоторой траектории неизбежно приведет (при отсутствии второй ступени) к увеличению скорости полета до неприемлемой. Полет с работающим двигателем и одновременным сбросом топлива невозможен в силу неизбежности возникновения пожара.It should be noted that the option of building a launch vehicle with a reusable accelerator according to the “tandem” scheme from the point of view of the possibility of losing the accelerator after launch looks more reliable than the option according to the “package” scheme. In the “tandem” variant, in case of failure of the accelerator propulsion system, all LV will be lost. However, the operability of the second-stage propulsion system in this case does not affect the situation. In the "package" option, the situation looks different. In the case of building a “package” by connecting one accelerator to the second stage, the second stage propulsion system should begin to work from the moment it starts together with the accelerator propulsion system. This is necessary to ensure a stable LV flight, which is possible in the case when the total thrust vector of both propulsion systems passes through the LV inertia center. The flight will take place with a certain angle of attack. However, in the event of a failure after the start of the second-stage propulsion system, a torque acting on the launch vehicle from the accelerator propulsion system will occur, resulting in a loss of control of the launch vehicle. It is impossible to reduce this moment to a safe value due to the reversal of the combustion chamber of the accelerator remote control, because camera turning angles are very small. Since the controlled flight of the LV can no longer be realized, an attempt can be made to save the accelerator by separating the accelerator from the second stage and completing an autonomous flight with it ending at the airport. However, rescue of the accelerator in this way is impossible. The accelerator’s regular flight after separation occurs in the planning mode of the fuel-free accelerator from a point located at a certain height and distance from the airfield at a certain magnitude and direction of the accelerator velocity vector. At the same time, in the accelerator at the time of failure there may be a significant amount of fuel. An attempt to “burn out” fuel during a flight along a certain trajectory will inevitably lead (in the absence of a second stage) to an increase in flight speed to an unacceptable one. Flying with a running engine and simultaneous discharge of fuel is impossible due to the inevitability of a fire.

Кроме того, при прохождении плотных слоев атмосферы с углом атаки в поперечном направлении РН будет подвергаться действию скоростного напора, подвергающего РН изгибу. Это приводит к необходимости упрочнения РН, и, как следствие, к снижению доли массы полезного груза в стартовой массе РН.In addition, during the passage of dense atmospheric layers with an angle of attack in the transverse direction, the launch vehicle will be subjected to the action of high-speed pressure, bending the launch vehicle. This leads to the need to strengthen the launch vehicle, and, as a consequence, to reduce the proportion of the mass of the payload in the starting mass of the launch vehicle.

Необходимость работы двигателя второй ступени с момента старта также приводит к снижению доли массы полезного груза в стартовой массе РН. Наиболее отчетливо это видно в случае использования на второй ступени топливной пары «жидкий кислород+жидкий водород». Удельный импульс ЖРД работающего на этом топливе на поверхности Земли близок к 350 с, в то время как удельный импульс ЖРД работающего на топливе «жидкий кислород+керосин» близок к 320 с. Удельный же импульс для пары «жидкий кислород+жидкий водород» в пустоте близок к 460 с, притом, что удельный импульс для пары «жидкий кислород+керосин» близок к 350 с. Из этого следует, что использование пары «жидкий кислород+жидкий водород» более эффективно за пределами атмосферы.The need for the operation of the second-stage engine from the moment of launch also leads to a decrease in the proportion of the mass of the payload in the starting mass of the launch vehicle. This is most clearly seen when using the liquid oxygen + liquid hydrogen fuel pair in the second stage. The specific impulse of the liquid propellant rocket engine operating on this fuel on the Earth's surface is close to 350 s, while the specific impulse of the liquid propellant liquid fuel engine "liquid oxygen + kerosene" is close to 320 s. The specific impulse for the pair “liquid oxygen + liquid hydrogen” in the void is close to 460 s, while the specific impulse for the pair “liquid oxygen + kerosene” is close to 350 s. From this it follows that the use of a pair of "liquid oxygen + liquid hydrogen" is more effective outside the atmosphere.

Использование в составе РН двух ускорителей, собранных в «пакет» со второй ступенью, снижает надежность РН, поскольку надежность каждого из ускорителей ниже единицы, а отказ одного из ускорителей ведет к потере всей РН вместе с полезным грузом.The use of two accelerators assembled in a “package” with a second stage as a part of the LV reduces the reliability of the LV, since the reliability of each of the accelerators is lower than unity, and the failure of one of the accelerators leads to the loss of the entire pH along with the payload.

Функционирует РН после старта следующим образом.The pH functions after launch as follows.

После окончания работы двигателя происходит отделение ускорителя от состыкованной с ним второй ступени, которая продолжает полет. Это происходит на удалении около 130 км от места старта на высоте 79 км. При этом угол наклона продольной оси и соответственно вектора скорости центра масс ракеты-носителя к местному горизонту составляет 5°. Скорость составляет 2477 м/с.After the engine is finished, the accelerator is separated from the second stage docked with it, which continues to fly. This occurs at a distance of about 130 km from the launch site at an altitude of 79 km. In this case, the inclination angle of the longitudinal axis and, accordingly, the velocity vector of the center of mass of the launch vehicle to the local horizon is 5 °. The speed is 2477 m / s.

Далее происходит полет по баллистической траектории в разряженной атмосфере, в процессе которого производится разворот консольных частей. Затем, после входа в атмосферу, ускоритель, используя аэродинамические органы управления, совершает вираж со снижением и разворотом на 180°. В момент окончания разворота ускоритель находится на высоте около 35 км и удалении примерно 370 км от точки посадки. Скорость составляет 2,1÷1,7 М (634÷515 м/с). Затем происходит планирующий полет до района аэродрома, производится предпосадочный маневр и выполняется посадка в планирующем режиме.Then there is a flight along a ballistic trajectory in a discharged atmosphere, during which the cantilever parts are turned. Then, after entering the atmosphere, the accelerator, using aerodynamic controls, makes a turn with a decrease and a turn of 180 °. At the end of the turn, the accelerator is located at an altitude of about 35 km and at a distance of about 370 km from the landing point. The speed is 2.1 ÷ 1.7 M (634 ÷ 515 m / s). Then there is a planning flight to the area of the aerodrome, a pre-landing maneuver is performed and landing is performed in the planning mode.

Анализ приведенной выше информации дает основания считать, что описанное выше техническое решение в дополнение к уже названным имеет и другие недостатки, к которым можно отнести следующие:Analysis of the above information gives reason to believe that the technical solution described above in addition to the already mentioned has other disadvantages, which include the following:

1. К моменту окончания работы первой ступени РН (в данном случае ускорителя) для обеспечения выведения максимальной полезной нагрузки необходимо выдерживать определенное соотношение между скоростью и углом наклона продольной оси РН к местному горизонту. Так, скорости 2500 м/с соответствует угол примерно 20°, а не 5° («Основы проектирования летательных аппаратов»./ Под ред. В.П.Мишина, М., «Машиностроение», 1985 г., стр.157), как указывалось выше. Таким образом траектория движения РН существенно отлична от оптимальной. Очевидно, что такое искажение траектории сделано с целью обеспечения необходимых начальных условий для движения ускорителя после отделения от второй ступени. Для обеспечения выведения полезной нагрузки на заданную орбиту необходима коррекция траектории второй ступени, для чего понадобится израсходовать дополнительное топливо. В результате масса полезной нагрузки, доставляемой на орбиту, уменьшится.1. By the time the first stage of the launch vehicle (in this case, the accelerator) is finished, it is necessary to maintain a certain ratio between the speed and the angle of inclination of the longitudinal axis of the launch vehicle to the local horizon to ensure maximum payload output. So, the speed of 2500 m / s corresponds to an angle of about 20 °, and not 5 ° ("Fundamentals of designing aircraft" ./ Edited by V.P. Mishin, M., "Engineering", 1985, p. 157) as mentioned above. Thus, the trajectory of the launch vehicle is significantly different from the optimal one. Obviously, such a distortion of the trajectory is made in order to provide the necessary initial conditions for the accelerator to move after separation from the second stage. To ensure the removal of the payload to a given orbit, the correction of the trajectory of the second stage is necessary, for which it will be necessary to use up additional fuel. As a result, the mass of the payload delivered to orbit will decrease.

2. В материалах описания указано, что крыло переменной стреловидности при выполнении заявленных соотношений между длиной крыла, его площадью и диаметром ракетного блока, а также в результате других мероприятий обеспечивает аэродинамическое качество ускорителя на уровне 5. Однако при таком качестве невозможно обеспечить планирующий полет дальностью 370 км с высоты 35 км при начальной скорости 2,1-1,7 М. Основание для такого вывода возникает при ознакомлении с параметрами полета орбитального корабля «Буран». Орбитальный корабль «Буран» также имеет аэродинамическое качество 5, однако у него величина участка планирования с высоты 30 км (всего на 5 км ниже) и при существенно больше скорости (3.5-2 М) составляет около 100 км (http://www.buran.ru).2. The description materials indicate that the variable sweep wing, when fulfilling the stated relationships between the wing length, its area and the diameter of the missile block, and also as a result of other measures, ensures the aerodynamic quality of the accelerator at level 5. However, with such quality it is impossible to ensure a planning flight with a range of 370 km from an altitude of 35 km at an initial speed of 2.1-1.7 M. The basis for this conclusion arises when we familiarize ourselves with the flight parameters of the Buran orbiter. The Buran orbiter also has an aerodynamic quality of 5, however, it has a planning area from a height of 30 km (only 5 km lower) and at a significantly higher speed (3.5-2 M) it is about 100 km (http: // www. buran.ru).

3. Двигательный блок ускорителя оснащен однокамерным жидкостным ракетным двигателем. ЖРД является наиболее конструктивно сложным ракетным агрегатом, работающим в условиях экстремальных механических и тепловых нагрузок. Соответственно в сравнении с другими ракетными агрегатами вероятность его отказа наиболее высока. Если такой отказ произойдет сразу после старта у ускорителя, произойдет падение РН на стартовое устройство, в результате чего произойдет его разрушение. Кроме того, окажутся потерянными многоразовый ускоритель, вторая ступень и полезная нагрузка. Потеря ускорителя, второй ступени и полезной нагрузки произойдет и при отказе ЖРД в полете до момента отделения ускорителя. В этом случае произойдет недобор скорости до требуемой, ускоритель не сможет произвести возврат на аэродром, поскольку лишен воздушно-реактивных двигателей (ВРД), а вторая ступень не обеспечит полезной нагрузке требуемую скорость для осуществления орбитального полета. За исключением разрушения стартового устройства то же произойдет и при использовании двух ускорителей, состыкованных со второй ступенью в пакет. В этом случае за счет работы двигателей второго ускорителя и второй ступени возможен увод всего пакета в сторону от стартового устройства, однако выполнение штатной программы полета невозможно и соответственно будут потеряны оба ускорителя. Таким образом рассматриваемая конструкция многоразового ускорителя, как и РН, в которую он входит, имеют недостаточную надежность.3. The engine block of the accelerator is equipped with a single-chamber liquid rocket engine. LRE is the most structurally complex missile unit operating under extreme mechanical and thermal loads. Accordingly, in comparison with other missile units, the probability of its failure is highest. If such a failure occurs immediately after the start at the accelerator, the LV will fall on the starting device, as a result of which it will be destroyed. In addition, the reusable accelerator, the second stage and the payload will be lost. The loss of the accelerator, the second stage and the payload will occur if the LRE fails in flight until the accelerator separates. In this case, there will be a shortage of speed to the required one, the accelerator will not be able to return to the airfield, since it is deprived of air-jet engines (WFD), and the second stage will not provide the payload with the required speed for performing orbital flight. With the exception of the destruction of the starting device, the same thing will happen when using two accelerators docked with the second stage in a package. In this case, due to the operation of the engines of the second accelerator and the second stage, the entire package can be moved away from the launch device, however, the implementation of the regular flight program is impossible and, accordingly, both accelerators will be lost. Thus, the design of the reusable accelerator under consideration, as well as the pH into which it enters, have insufficient reliability.

4. Описанный выше ускоритель будет иметь большую длину пробега после посадки, т.к. отсутствие ВРД увеличит промах при посадке, а также не даст возможности воспользоваться реверсом тяги ВРД для торможения. Это приводит к необходимости использования посадочной полосы большой длины (для посадки орбитального корабля «Буран» - 4500 м), строительство которой потребует значительных средств (http://www.buran.ru).4. The accelerator described above will have a large path length after landing, because the lack of an air-breathing ramp will increase the miss during landing, and it will also not make it possible to use the reverse of the air-jet propulsion thrust for braking. This leads to the need to use a long landing strip (for landing the Buran orbiter - 4,500 m), the construction of which will require significant funds (http://www.buran.ru).

Известен многоразовый ускоритель ракеты-носителя (патент RU №2053936), содержащий ракетный блок и планер, выполненные в виде отдельных моноблоков, объединенных узлами силовой связи. Ракетный блок снабжен маршевыми двигателями и двигателями реактивной системы управления. Носовая часть ракетного блока закрыта обтекателем. Планер имеет центроплан, две складывающиеся консоли крыла, складывающееся хвостовое оперение, выдвижной аэродинамический щиток и посадочное устройство. Консоли крыла снабжены осями поворота, размещенными в поперечной плоскости, проходящей в районе центра масс конструкции ускорителя. В сложенном положении консоли крыла уложены вперед вдоль центроплана и размещены кромками в его пазах, образуя треугольное крыло малого удлинения с возможностью образования крыла большого удлинения в раскрытом положении. Хвостовое оперение в раскрытом положении имеет V-образную форму и может быть снабжено двумя ВРД для возвратного полета ускорителя до аэродрома вблизи места старта ракеты-носителя. Посадочное устройство состоит из основной опоры, передней опоры и вспомогательных подкрыльевых опор. Этот многоразовый ускоритель также является составной частью соответствующей РН, в состав которой также входят многократно используемые элементы. Данный ускоритель может быть использован только в составе РН, собранной по «пакетной» схеме, недостатки которой описаны выше.Known reusable booster launcher (patent RU No. 2053936), containing a rocket unit and a glider made in the form of separate monoblocks connected by power communication nodes. The missile unit is equipped with marching engines and reactive control system engines. The nose of the rocket block is closed by a fairing. The glider has a center section, two folding wing consoles, a folding tail unit, a retractable aerodynamic shield and a landing device. The wing consoles are equipped with pivot axes located in the transverse plane passing in the region of the center of mass of the accelerator structure. In the folded position, the wing consoles are laid forward along the center section and are placed by the edges in its grooves, forming a triangular wing of small elongation with the possibility of forming a wing of large elongation in the open position. The tail unit in the open position has a V-shape and can be equipped with two WFD for the return flight of the accelerator to the airfield near the launch site of the launch vehicle. The landing gear consists of a main support, a front support and auxiliary underwing supports. This reusable accelerator is also an integral part of the corresponding pH, which also includes reusable elements. This accelerator can be used only as a part of the LV assembled according to the "packet" scheme, the disadvantages of which are described above.

К дополнительному недостатку этого ускорителя можно отнести установку ВРД на консолях хвостового оперения, которая усложняет конструкцию хвостового оперения и требует тепловой защиты самих двигателей, что приводит к увеличению массы ускорителя. Наличие поворотных консолей крыла существенно усложняет балансировку ускорителя во всем диапазоне скоростей полета. Малое расстояние от аэродинамического фокуса оперения до центра масс ускорителя после отделения от ракеты приводит к резкому увеличению площади оперения и соответственно его массы.An additional disadvantage of this accelerator is the installation of the WFD on the tail plumage consoles, which complicates the design of the tail plumage and requires thermal protection of the engines themselves, which leads to an increase in the mass of the accelerator. The presence of rotary wing consoles significantly complicates the balancing of the accelerator in the entire range of flight speeds. The small distance from the aerodynamic focus of the plumage to the center of mass of the accelerator after separation from the rocket leads to a sharp increase in the area of plumage and, accordingly, its mass.

В описании работы этого ускорителя указывается, что в процессе полета ускорителя после отделения от второй ступени разворот консолей производится после гашения скорости ускорителя в атмосфере. Гашение скорости производится за счет установки ускорителя на большие углы атаки (до 40°) в разряженной атмосфере с постепенным уменьшением угла атаки. Ускорение торможения для одинаковой массы зависит от суммарной площади, обтекаемой набегающим потоком. У этого ускорителя в силу того, что консоли крыла сложены, обтекаемая площадь уменьшена, из-за чего эффективное торможение невозможно. В результате этого разворот консолей будет производиться при большой скорости. В процессе разворота консолей в набегающий поток будут вводиться большие площади, центры давлений которых будут находиться далеко впереди центра масс, центр давления ускорителя также сместится вперед, в результате чего он потеряет аэродинамическую устойчивость. Даже при малых углах атаки с (учетом высокой скорости полета) возможно возникновение больших опрокидывающих моментов, что может привести к потере управления и закрутке ускорителя вокруг центра масс. Это снижает надежность ускорителя.The description of the operation of this accelerator indicates that during the flight of the accelerator after separation from the second stage, the consoles are turned after the accelerator’s speed is extinguished in the atmosphere. Speed damping is carried out by installing the accelerator at large angles of attack (up to 40 °) in a rarefied atmosphere with a gradual decrease in the angle of attack. Acceleration of braking for the same mass depends on the total area streamlined by the incident flow. This accelerator due to the fact that the wing consoles are folded, the streamlined area is reduced, due to which effective braking is impossible. As a result of this, the turn of the consoles will be carried out at high speed. During the rotation of the cantilevers, large areas will be introduced into the oncoming flow, the pressure centers of which will be far ahead of the center of mass, the accelerator pressure center will also shift forward, as a result of which it will lose aerodynamic stability. Even with small angles of attack with (taking into account the high flight speed) large tipping moments can occur, which can lead to loss of control and twist of the accelerator around the center of mass. This reduces the reliability of the accelerator.

Так же, как и предыдущий ускоритель, этот ограничен в габаритах. В его конструкции предусмотрена установка двух ВРД. В описании схемы функционирования ускорителя предусматривается возврат ускорителя к месту старта в пилотируемом варианте со вспомогательного аэродрома. Расстояние между вспомогательным аэродромом и местом старта может достигать нескольких сот километров. Следовательно, в состав ступени должен входить топливный бак емкостью, обеспечивающей перелет на указанное выше расстояние, который в конструкции ускорителя почему-то не предусмотрен. Кроме того, в составе ускорителя отсутствует пилотская кабина. Следовательно, авторы подразумевали использование пилота-оператора, находящегося на земле и управляющего полетом по радиоканалу. Такое управление оправдано при использовании беспилотных разведывательных самолетов, поскольку исключает гибель пилота при проведении боевого вылета. Однако отсутствие пилота на борту снижает надежность летательного аппарата, поскольку при отказе в линии связи или в бортовой аппаратуре летательный аппарат окажется потерянным. При эксплуатации дорогостоящих летательных аппаратов, к числу которых безусловно относится многоразовый ускоритель, присутствие пилотов при незначительном риске полета абсолютно оправдано (речь не идет о присутствии пилота на борту ускорителя при его работе в составе ракеты-носителя). Так, несмотря на наличие на борту автоматической системы посадки, в составе экипажей орбитального корабля «Буран» предусматривались пилоты (http://www.buran.ru). Таким образом, автономный перелет ускорителя с предприятия-изготовителя на космодром при отсутствии пилотов на борту и ограниченной емкости топливного бака для ВРД представляется невозможным, а следовательно, на его габариты будут накладываться ограничения, связанные с транспортировкой.Just like the previous accelerator, this one is limited in size. Its design provides for the installation of two WFD. The description of the operation of the accelerator provides for the return of the accelerator to the launch site in a manned version from the auxiliary airfield. The distance between the auxiliary aerodrome and the launch site can reach several hundred kilometers. Consequently, the stage must include a fuel tank with a capacity that provides a flight to the distance indicated above, which for some reason is not provided in the design of the accelerator. In addition, there is no pilot cabin in the accelerator. Therefore, the authors implied the use of a pilot-operator, located on the ground and controlling the flight over the air. Such control is justified when using unmanned reconnaissance aircraft, since it eliminates the death of the pilot during a combat mission. However, the absence of a pilot on board reduces the reliability of the aircraft, since in the event of a failure in the communication line or in the on-board equipment, the aircraft will be lost. When operating expensive aircraft, which certainly includes a reusable accelerator, the presence of pilots at an insignificant risk of flight is absolutely justified (we are not talking about the presence of a pilot on board the accelerator during its operation as part of a launch vehicle). So, despite the presence of an automatic landing system on board, pilots (http://www.buran.ru) were provided for in the crews of the Buran orbiter. Thus, an autonomous flight of the accelerator from the manufacturer to the cosmodrome in the absence of pilots on board and the limited capacity of the fuel tank for the WFD seems impossible, and therefore, transportation restrictions will be imposed on its dimensions.

Известен многоразовый ускоритель ракеты-носителя (патент RU, №2148536), содержащий корпус, включающий баки для окислителя и горючего, носовой отсек с обтекателем, межбаковый и хвостовой отсеки, ракетную двигательную установку, цельноповоротное крыло с устройствами для его поворота и фиксации в положении вдоль ускорителя на этапе выведения и в повернутом на 90° положении на этапе возвратного полета, горизонтальное и вертикальное оперение, трехопорное посадочное устройство, состоящее из двух основных опор, установленных на корпусе ускорителя, и передней опоры, расположенной в носовом отсеке, органы аэродинамического управления и узлы стыковки со второй ступенью ракеты-носителя. Ускоритель снабжен воздушно-реактивной установкой, включающей два двигателя с воздухозаборниками, установленными в носовом отсеке, и топливную систему с основными топливными баками в крыле, расходными и балансировочными баками в носовом отсеке, при этом крыло установлено на верхней поверхности корпуса ускорителя в зоне межбакового отсека, горизонтальное и вертикальное оперения установлены на хвостовом отсеке и выполнены соответственно в виде стабилизатора, состоящего из двух цельноповоротных консолей с малым отрицательным углом V-образности, и киля с рулем направления, двигатели воздушно-реактивной установки снабжены газоводами-удлинителями с выходными соплами, выступающими за обводы внешнего контура носового отсека и закрытыми аэродинамическими обтекателями, указанные выхлопные сопла смещены от поверхности корпуса ускорителя и их оси отклонены от поверхности бака окислителя, а обтекатель носового отсека выполнен в виде части сферы и имеет два входных отверстия под указанные воздухозаборники, закрытые одной поворачивающейся заглушкой, снабженной приводом, установленным в носовом отсеке. Ускоритель входит в состав РН, также включающей в себя многократно используемые элементы.Known reusable booster accelerator (patent RU, No. 2148536), comprising a housing including tanks for oxidizer and fuel, a nose compartment with a cowl, an inter-tank and a tail compartment, a rocket propulsion system, an all-turning wing with devices for its rotation and fixing in position along accelerator at the launching stage and rotated 90 ° at the stage of return flight, horizontal and vertical tail, three-bearing landing device, consisting of two main supports mounted on the accelerator body, and a front support located in the bow compartment, aerodynamic controls and docking nodes with the second stage of the launch vehicle. The accelerator is equipped with an air-reactive installation, including two engines with air intakes installed in the nose compartment, and a fuel system with the main fuel tanks in the wing, consumables and balancing tanks in the nose compartment, while the wing is installed on the upper surface of the accelerator body in the area of the inter-tank compartment, horizontal and vertical tail mounted on the tail compartment and are respectively made in the form of a stabilizer, consisting of two all-rotating consoles with a small negative angle V-o difference, and a keel with a rudder, the engines of the aircraft-jet installation are equipped with extension gas ducts with output nozzles protruding beyond the outer contour of the nose compartment and closed aerodynamic fairings, these exhaust nozzles are offset from the surface of the accelerator body and their axes are deviated from the surface of the oxidizer tank, and the nose cowl is made in the form of part of a sphere and has two inlet openings for the indicated air intakes, closed by one rotating plug equipped with a drive, anovlennym in the nose compartment. The accelerator is part of the PH, which also includes reusable elements.

Этот ускоритель снабжен цельноповоротным крылом. При этом положение оси разворота крыла в исходном положении смещено от положения этой оси в развернутом положении. Для смещения крыла с одновременным разворотом и последующей его фиксацией необходимо использование сложного механизма, имеющего значительные габариты и массу, а это ведет к увеличению габаритов и массы ускорителя и уменьшению массы полезного груза выводимого ракетой-носителем.This accelerator is equipped with an all-turning wing. In this case, the position of the axis of rotation of the wing in the initial position is offset from the position of this axis in the deployed position. To shift the wing with a simultaneous turn and its subsequent fixation, it is necessary to use a complex mechanism that has significant dimensions and mass, and this leads to an increase in the dimensions and mass of the accelerator and a decrease in the mass of the payload launched by the launch vehicle.

При входе ускорителя в плотные слои атмосферы после его отделения от ракеты-носителя прямое крыло этого ускорителя будет подвергаться более интенсивному нагреву в сравнении со стреловидным крылом, что потребует использования для сохранения его работоспособности дополнительной теплозащиты, а это ведет к увеличению массы ускорителя.When the accelerator enters the dense atmospheric layers after it is separated from the launch vehicle, the direct wing of this accelerator will undergo more intense heating in comparison with the swept wing, which will require the use of additional thermal protection to maintain its operability, and this leads to an increase in the mass of the accelerator.

Крыло установлено на корпусе по схеме «высокоплан», поэтому в процессе торможения в атмосфере крыло не экранирует корпус, вследствие чего для сохранения приемлемой температуры корпуса понадобится дополнительное количество теплозащиты, что также ведет к увеличению массы ускорителя.The wing is installed on the body according to the “high-plan” scheme, therefore, during braking in the atmosphere, the wing does not shield the body, as a result of which additional heat protection is required to maintain an acceptable body temperature, which also leads to an increase in the mass of the accelerator.

Ускоритель оснащен одним однокамерным ЖРД, что снижает его надежность. Основания для такого утверждения изложены выше при анализе конструкции ускорителя по патенту №2321526.The accelerator is equipped with one single-chamber rocket engine, which reduces its reliability. The grounds for such a statement are described above in the analysis of the design of the accelerator according to patent No. 2321526.

Размещение ВРД внутри носового отсека ухудшает к ним доступ для проведения регламентных и ремонтно-восстановительных работ. Кроме того, по этой же причине становится невозможным использование этого ускорителя в РН «тандемной» схемы, поскольку отсутствуют зоны для организации узлов стыковки со второй ступенью. В носовой части также отсутствует место для размещения пилотской кабины.The placement of the WFD inside the nasal compartment worsens access to them for routine and repair work. In addition, for the same reason, it becomes impossible to use this accelerator in the LV of the "tandem" scheme, since there are no zones for organizing docking nodes with the second stage. The bow also lacks space for a pilot's cabin.

Конструкция ускорителя имеет низкую технологичность. Все узлы и агрегаты, обеспечивающие возможность «самолетного» полета (носовой отсек с двигателями, крыло, стабилизатор, шасси), которые можно назвать самолетным комплектом, закреплены непосредственно на ракетном блоке. В результате этого невозможны сборка и проверка самолетного комплекта независимо от изготовления ракетного блока, что увеличивает время изготовления ускорителя. Кроме того, существенно ухудшается ремонтопригодность, поскольку при выработке ресурса ракетного блока (ресурс самолетного комплекта существенно выше) для его замены потребуется большой объем сборочно-разборочных работ. Все это ухудшает технологичность и ремонтопригодность РН в целом.The design of the accelerator has a low manufacturability. All components and assemblies that provide the possibility of "airplane" flight (bow compartment with engines, wing, stabilizer, landing gear), which can be called an airplane kit, are mounted directly on the missile block. As a result of this, assembly and testing of the aircraft kit is not possible, regardless of the manufacture of the rocket unit, which increases the accelerator manufacturing time. In addition, maintainability is significantly impaired, since during the development of the resource of a missile unit (the resource of an aircraft kit is significantly higher), a large amount of assembly and disassembly work will be required to replace it. All this affects the manufacturability and maintainability of the launch vehicle as a whole.

Данный ускоритель ограничен в габаритах по условиям транспортировки, поскольку невозможен его автономный перелет с предприятия-изготовителя на космодром, по причине отсутствия дополнительного топливного бака и пилотской кабины. Соответственно его габаритно-массовые характеристики также ограничены возможностями существующих средств транспортировки.This accelerator is limited in terms of transportation conditions, since it is not possible to autonomously fly from the manufacturer to the spaceport, due to the lack of an additional fuel tank and pilot's cabin. Accordingly, its overall mass characteristics are also limited by the capabilities of existing means of transportation.

Задачей этого изобретения является увеличение доли массы полезного груза в стартовой массе РН, повышение надежности, улучшение технологичности, ремонтопригодности, транспортабельности, сокращение длины пробега ускорителя после приземления, возможность исключения падения на Землю отделяемых частей.The objective of this invention is to increase the proportion of the mass of the payload in the starting mass of the launch vehicle, increasing reliability, improving manufacturability, maintainability, transportability, reducing the path length of the accelerator after landing, the possibility of eliminating the fall of the separable parts to Earth.

Поставленная задача решается тем, что в ракете-носителе, включающей в себя соединенный со второй ступенью многоразовый ускоритель с реактивной системой стабилизации, состоящий из ракетного блока с жидкостными ракетными двигателями, соединенного с самолетным комплектом, выполненным в виде планера с крыльями переменной стреловидности с органами аэродинамического управления, соединенного с ракетным блоком по схеме «низкоплан», стабилизатора, шасси, воздушно-реактивных двигателей с их топливным баком, носового отсека, а также содержащей многократно используемые элементы, установленный на ракетном блоке носовой отсек снабжен пилотской кабиной и оснащен управляемыми поворотными козырьками, количество которых равно количеству точек соединения носового отсека со второй ступенью, в местах соединения со второй ступенью в носовом отсеке выполнены карманы, воздушно-реактивные двигатели закреплены на верхних поверхностях крыльев переменной стреловидности и снабжены управляемыми защитными экранами, стабилизатор выполнен в виде двух килей, установленных на крыльях, в ракетном блоке многоразового ускорителя вокруг его продольной оси и симметрично относительно его поперечной оси, параллельной крыльям, установлено четное число дросселируемых ЖРД, соотношение длины ракетного блока к его диаметру находится в пределах от 4 до 6, соотношение объема топливных баков второй ступени к объему топливных баков ракетного блока находится в пределах от 0,6 до 1, число жидкостных ракетных двигателей ракетного блока определяется выражениемThe problem is solved in that in the launch vehicle, which includes a reusable accelerator with a reactive stabilization system connected to the second stage, consisting of a rocket unit with liquid rocket engines, connected to an aircraft kit made in the form of a glider with variable sweep wings with aerodynamic bodies control connected to the missile block according to the "low-wing" scheme, stabilizer, landing gear, air-jet engines with their fuel tank, bow compartment, and also containing reusable elements mounted on the rocket block the nose compartment is equipped with a pilot's cabin and is equipped with controlled swivel visors, the number of which is equal to the number of points of connection of the nose compartment with the second stage, pockets are made in the places of connection with the second stage in the nose compartment, jet engines are mounted on the upper the surfaces of the wings of variable sweep and equipped with controlled protective shields, the stabilizer is made in the form of two keels mounted on the wings, in missiles The reusable accelerator unit around its longitudinal axis and symmetrically relative to its transverse axis parallel to the wings has an even number of throttle rocket engines, the ratio of the length of the rocket block to its diameter is in the range from 4 to 6, the ratio of the volume of the second stage fuel tanks to the volume of the rocket fuel tanks block is in the range from 0.6 to 1, the number of liquid rocket engines of the rocket block is determined by the expression

n≥1, 1Mog/F+2>3,n≥1, 1Mog / F + 2> 3,

где n - количество двигателей;where n is the number of engines;

Mo - стартовая масса ракеты-носителя с полезным грузом;Mo is the launch mass of the launch vehicle with a payload;

F - максимальная тяга одного двигателя на Земле.F is the maximum thrust of one engine on Earth.

Ракетный блок может быть оснащен дополнительными узлами стыковки со второй ступенью, размещенными с противоположных сторон ракетного блока вдоль его продольной оси.The missile block can be equipped with additional docking nodes with a second stage, located on opposite sides of the missile block along its longitudinal axis.

Возможно размещение двигателей второй ступени симметрично относительно продольной оси ступени снаружи ее корпуса в блистерах.It is possible to place the engines of the second stage symmetrically with respect to the longitudinal axis of the stage outside its housing in blisters.

Допустимо дополнение многократно используемых элементов корпусом-имитатором ракетного блока, стыкуемым с самолетным комплектом и представляющим собой разборную конструкцию, состоящую из составных частей, каждая из которых допускает транспортировку железнодорожным и(или) автомобильным транспортом, а также самолетного комплекта, причем самолетный комплект дооснащен устройством увеличения дальности беспосадочного полета, выполненным, например, в виде съемного крыла с дополнительным топливным баком, а вторая ступень оснащена узлами стыковки с самолетным комплектом.It is permissible to supplement reusable elements with a missile-block simulator case that is mated to an aircraft kit and is a collapsible structure consisting of components, each of which can be transported by rail and (or) automobile transport, as well as an aircraft kit, and the aircraft kit is equipped with a magnification device non-stop flight, made, for example, in the form of a removable wing with an additional fuel tank, and the second stage is equipped with units with Pumpkins with an airplane kit.

Суть изобретения иллюстрируется чертежами:The essence of the invention is illustrated by drawings:

на фиг.1 изображена ракета-носитель;figure 1 shows the launch vehicle;

на фиг.2 - многоразовый ускоритель в состоянии перелета с предприятия-изготовителя на космодром;figure 2 - reusable accelerator in a state of flight from the manufacturer to the spaceport;

на фиг.3 - самолетный комплект;figure 3 - aircraft kit;

на фиг.4 - многоразовый ускоритель в полете после отделения второй ступени;figure 4 - reusable accelerator in flight after separation of the second stage;

на фиг.5 - имитатор ракетного блока;figure 5 - simulator rocket unit;

на фиг.6 - схема транспортировки РН с предприятия-изготовителя на космодром;Fig.6 is a diagram of the transportation of LV from the manufacturer to the spaceport;

на фиг.7 - РН в варианте с размещением двигателей второй ступени в блистерах;Fig.7 - PH in the embodiment with the placement of the engines of the second stage in the blisters;

на фиг.8 - вариант построения РН с использованием двух многоразовых ускорителей в качестве первой ступени;on Fig - a variant of the construction of the pH using two reusable accelerators as the first stage;

на фиг.9 - вид на РН со стороны двигательной установки ракетного блока;figure 9 is a view of the launch vehicle from the propulsion system of the rocket unit;

на фиг.10 - стык между ускорителем и второй ступенью в момент начала отделения второй ступени от ускорителя;figure 10 - the joint between the accelerator and the second stage at the time of the start of separation of the second stage from the accelerator;

на фиг.11 - многоразовый ускоритель в момент начала пробега после посадки;figure 11 - reusable accelerator at the beginning of the run after landing;

на фиг.12 - вариант тяжелой РН, сформированной из ракетных блоков, доставляемых на космодром с использованием самолетного комплекта и имитатора ракетного блока.12 is a variant of a heavy launch vehicle formed from rocket blocks delivered to a spaceport using an aircraft kit and a missile block simulator.

Ракета-носитель включает в себя многоразовый ускоритель, состоящий из ракетного блока 1 с жидкостными ракетными двигателями 2, реактивной системой стабилизации 3, соединенный с самолетным комплектом 4, выполненным в виде планера 5 с крыльями переменной стреловидности 6, оснащенного органами аэродинамического управления 7, стабилизатором 8, шасси 9, установленными на крыльях воздушно-реактивными двигателями 10, размещенными в крыльях 6 топливными баками 11 ВРД 10, устройством увеличения дальности беспосадочного полета многоразового ускорителя при его самостоятельном транспортировании, представляющим собой дополнительный топливный бак, выполненный в виде крыла 12, носового отсека 13 с пилотской кабиной 14, причем ВРД 10 имеют защитные козырьки 15, а планер 5 соединен с ракетным блоком 1 по схеме «низкоплан». На носовом отсеке 13 выполнены карманы 16 и установлены поворотные козырьки 17.The booster rocket includes a reusable accelerator, consisting of a rocket block 1 with liquid rocket engines 2, a jet stabilization system 3, connected to an aircraft kit 4, made in the form of a glider 5 with variable sweep wings 6, equipped with aerodynamic control 7, stabilizer 8 , landing gear 9 mounted on the wings by jet engines 10, placed in the wings 6 by fuel tanks 11 of the WFD 10, a device for increasing the range of non-stop flight of a reusable accelerator when it is self-transportation, which is a supplementary fuel tank made as a flange 12, nose module 13, cockpit 14, wherein the SRM 10 have protective visors 15 and is connected to the glider 5 rocket unit 1 according to the "nizkoplan". On the nose compartment 13 pockets 16 are made and rotary visors 17 are installed.

Многоразовый ускоритель соединен со второй ступенью 18, оснащенной двигателями 19. Двигатели 19 могут быть размещены на ступени 18 в блистерах 20.The reusable accelerator is connected to the second stage 18, equipped with engines 19. Engines 19 can be placed on stage 18 in blisters 20.

В состав повторно используемых элементов ракеты-носителя входят дополнительный самолетный комплект 4 и корпус-имитатор 21 ракетного блока 1, состоящий из панелей 22, каждая из которых допускает транспортировку железнодорожным транспортом. Вторая ступень 18 оснащена узлами стыковки 23 с самолетным комплектом 4, а на ракетном блоке 1 выполнены дополнительные узлы стыковки 24 со второй ступенью 18.The composition of the reusable elements of the launch vehicle includes an additional aircraft kit 4 and a housing simulator 21 of the missile unit 1, consisting of panels 22, each of which can be transported by rail. The second stage 18 is equipped with docking units 23 with the aircraft kit 4, and on the rocket block 1 additional docking units 24 with the second stage 18 are made.

Ракета-носитель эксплуатируется следующим образом.The launch vehicle is operated as follows.

После изготовления на предприятии-изготовителе многоразовый ускоритель, собранный из ракетного блока 1 и самолетного комплекта 4, включающего съемное крыло 12, доставляется на заводской аэродром, где с участием пилотов, управляющих ускорителем из пилотской кабины 14, проводятся самолетные приемно-сдаточные самолетные испытания. Затем с участием пилотов производится перелет ускорителя с заводского аэродрома на аэродром технического комплекса космодрома. Перелет осуществляется с использованием существующей в стране аэродромной сети. При этом защитные козырьки 15 ВРД 10 открыты. Поскольку при выбранной форме крыльев с переменной стреловидностью и отношением длины ракетного блока 1 к его диаметру от 4 до 6 (это обеспечивает необходимую эффективность при работе ускорителя в составе РН и после его отделения от РН) величина аэродинамического качества ускорителя не превысит 5, то запас топлива для ВРД 10, который размещен в баках 11, обеспечивает дальность беспосадочного перелета (без режима взлета) на уровне нескольких сотен километров. Этого достаточно для возврата ускорителя к аэродрому технического комплекса после отделения от РН. Однако для обеспечения перелета по аэродромной сети необходима дальность не менее 1000 км вместе с участком взлета. Требуемая дальность беспосадочного перелета осуществляется за счет использования топлива, размещенного в крыле 12. Крыло 12 одновременно увеличивает аэродинамическое качество ускорителя. В то же время могут быть применены и другие виды устройств увеличения беспосадочной дальности полета, например, в виде подкрыльевых подвесных топливных баков или устройства дозаправки в воздухе.After manufacturing at the manufacturing plant, a reusable accelerator assembled from a rocket block 1 and an aircraft kit 4, including a removable wing 12, is delivered to the factory airfield, where airplane acceptance tests are conducted with the participation of pilots controlling the accelerator from pilot cabin 14. Then, with the participation of pilots, the accelerator flies from the factory aerodrome to the aerodrome of the technical complex of the cosmodrome. The flight is carried out using the existing airfield network in the country. In this case, the protective visors 15 WFD 10 are open. Since with the selected shape of the wings with variable sweep and the ratio of the length of the rocket block 1 to its diameter from 4 to 6 (this provides the necessary efficiency when the accelerator is a part of the launch vehicle and after its separation from the launch vehicle) the value of the aerodynamic quality of the accelerator will not exceed 5, then the fuel reserve for the WFD 10, which is located in the tanks 11, provides a non-stop flight range (without take-off mode) at the level of several hundred kilometers. This is enough to return the accelerator to the airfield of the technical complex after separation from the launch vehicle. However, to ensure flight over the aerodrome network, a range of at least 1000 km is required along with the take-off section. The required non-stop flight range is through the use of fuel placed in the wing 12. The wing 12 simultaneously increases the aerodynamic quality of the accelerator. At the same time, other types of devices for increasing non-stop flight range can be used, for example, in the form of underwing suspended fuel tanks or air refueling devices.

После приземления ускорителя на аэродроме технического комплекса ускоритель доставляется в технический комплекс, где с него снимается крыло 12, после чего он перемещается в зону сборки РН.After the accelerator lands at the airfield of the technical complex, the accelerator is delivered to the technical complex, where wing 12 is removed from it, after which it moves to the PH assembly area.

Вторая ступень 18 с предприятия-изготовителя транспортируются на технический комплекс следующим образом. На предприятии-изготовителе производится стыковка второй ступени 18 с дополнительным самолетным комплектом 4 через узлы стыковки 23, в результате чего образуется транспортный самолет, роль фюзеляжа в котором играет вторая ступень 18. Затем транспортный самолет доставляется на заводской аэродром, где с участием пилотов производятся летные проверки самолета. После этого осуществляется пилотируемый перелет транспортного самолета с заводского аэродрома на аэродром технического комплекса, с которого самолет доставляется в технический комплекс, где вторая ступень 18 отделяется от дополнительного самолетного комплекта и перемещается в зону сборки РН. В то же время изготовленный на заводе-изготовителе корпус-имитатор 21 в разобранном на панели 22 состоянии средствами железнодорожного транспортирования доставляется в технический комплекс, где производится его сборка. После этого производится стыковка дополнительного самолетного комплекта 4 с корпусом-имитатором 21, вследствие чего вновь образуется транспортный самолет, который после доставки его на аэродром технического комплекса осуществляет пилотируемый перелет на аэродром предприятия, откуда доставляется в предприятие-изготовитель, где производятся отделение корпуса-имитатора 21 от дополнительного самолетного комплекта 4 и разборка корпуса-имитатора 21 на панели 22. Доставка к техническому комплексу следующей второй ступени 18 осуществляется по описанной выше схеме.The second stage 18 from the manufacturer is transported to the technical complex as follows. At the manufacturing plant, the second stage 18 is docked with the additional aircraft kit 4 through the docking nodes 23, resulting in the formation of a transport aircraft, in which the second stage plays the role of the fuselage 18. Then, the transport aircraft is delivered to the factory airfield, where flight inspections are performed with the participation of pilots the plane. After that, a manned flight of the transport aircraft from the factory airfield to the airfield of the technical complex is carried out, from which the aircraft is delivered to the technical complex, where the second stage 18 is separated from the additional aircraft kit and moved to the PH assembly area. At the same time, the simulator case manufactured at the factory in the disassembled state on panel 22 by means of railway transportation is delivered to the technical complex, where it is assembled. After that, the additional aircraft kit 4 is docked with the simulator body 21, as a result of which a transport aircraft is formed again, which, after it is delivered to the airfield of the technical complex, makes a manned flight to the enterprise airfield, from where it is delivered to the manufacturer, where the simulator body 21 is made from an additional aircraft kit 4 and disassembly of the simulator housing 21 on the panel 22. Delivery to the technical complex of the next second stage 18 is carried out by Scheme mentioned above.

После стыковки в техническом комплексе многоразового ускорителя со второй ступенью 18 и присоединения к созданной РН соответствующего полезного груза РН доставляется на стартовое устройство, где производится ее заправка и проводятся предстартовые проверки. Пилоты в пилотской кабине 14 отсутствуют. Перед стартом защитными козырьками 15 закрываются воздухозаборники ВРД 10 для защиты от воздействия набегающего потока воздуха внутреннего объема ВРД 10 в зоне повышенных скоростных напоров. Поворотные козырьки 17 ориентированы вдоль подольной оси РН. Затем запускаются ЖРД 2 ракетного блока 1 ускорителя и РН начинает полет по заданной программе. При выполнении соотношения n≥1, 1Mog/F+2>3 количество ЖРД 2 не может быть меньше 4. При нормальной работе двигателей 2 полет РН проходит по штатной программе. В случае отказа одного из двигателей 2 даже сразу после старта производится отключение диаметрально противоположного двигателя. При этом на 100%-й тяге продольная перегрузка окажется не ниже 1,1. Таким образом, РН в состоянии продолжать полет, который будет происходить с меньшей тяговооруженностью, но большее время, что обеспечит выведение полезной нагрузки на расчетную орбиту. Поскольку в описанной ситуации топливо расходуется из общих баков и эксцентриситет тяги отсутствует, потери управляемости РН также не происходит. Резервирование по двигателям 2 на многоразовом ускорителе совершенно оправдано не только потому, что они используются многократно, но и вследствие того, что при нормальной работе всех двигателей 2 перегрузка величиной 1,1 достигается при тяге существенно более низкой, чем максимальная. Так, для 6 двигателей 2, установленных в изображенном в материалах заявки варианте ускорителя эта тяга не превысит 67% от максимальной. Это приводит к резкому увеличению ресурса двигателей 2, который при снижении тяги возрастает существенно нелинейно.After docking in the technical complex of the reusable accelerator with the second stage 18 and attaching the corresponding payload to the created LV, the LV is delivered to the launch device, where it is refueled and pre-launch checks are carried out. Pilots in the pilot's cabin 14 are absent. Before starting the protective visors 15 closes the air intakes of the WFD 10 to protect against the influence of the incoming air flow of the internal volume of the WFD 10 in the area of high speed pressure. The rotary visors 17 are oriented along the PH axis. Then, the LRE 2 of the rocket block 1 of the accelerator are launched and the launch vehicle begins to fly according to a given program. When the ratio n≥1, 1Mog / F + 2> 3 is fulfilled, the number of liquid propellant rocket engines 2 cannot be less than 4. During normal operation of engines 2, the LV flight proceeds according to the standard program. In the event of a failure of one of the engines 2, even immediately after the start, the diametrically opposite engine is switched off. In this case, at 100% thrust, the longitudinal overload will be not lower than 1.1. Thus, the LV is able to continue the flight, which will occur with less thrust-weight ratio, but more time, which will ensure that the payload is brought into the calculated orbit. Since in the described situation the fuel is consumed from common tanks and there is no traction eccentricity, the loss of control of the vehicle also does not occur. Redundancy for engines 2 on a reusable accelerator is completely justified not only because they are used repeatedly, but also because during normal operation of all engines 2 overload of 1.1 is achieved with a thrust significantly lower than the maximum. So, for 6 engines 2 installed in the accelerator variant shown in the application materials, this thrust will not exceed 67% of the maximum. This leads to a sharp increase in the resource of engines 2, which, with a decrease in thrust, increases substantially nonlinearly.

В то же время поскольку центр инерции самолетного комплекта 4 смещен по оси У относительно оси X, в этом направлении будет смещен и центр инерции всей РН. Кроме того, в этом направлении будет смещена и равнодействующая аэродинамических сил. Для того чтобы РН могла совершать полет без угла атаки, необходимо, чтобы суммарный вектор тяги всех двигателей 2 был параллелен продольной оси РН и лежал на одной линии с равнодействующей от сил инерции и аэродинамических сил. Это достигается тем, что двигатели 2 установлены двумя группами, симметричными относительно оси X. Поскольку двигатели 2 дросселируемы, то за счет соответствующего увеличения суммарной тяги двигателей 2, расположенных ниже оси X, относительно суммарной тяги двигателей 2, размещенных выше оси X, суммарный вектор всех двигателей 2 может быть направлен требуемым образом.At the same time, since the center of inertia of the aircraft kit 4 is shifted along the Y axis relative to the X axis, the center of inertia of the entire PH will be shifted in this direction. In addition, the resultant aerodynamic forces will be shifted in this direction. In order for the launch vehicle to be able to fly without an angle of attack, it is necessary that the total thrust vector of all engines 2 be parallel to the longitudinal axis of the launch vehicle and lie on the same line as the resultant of inertia and aerodynamic forces. This is achieved by the fact that the engines 2 are installed in two groups symmetrical about the X axis. Since the engines 2 are throttled, due to the corresponding increase in the total thrust of the engines 2 located below the X axis, relative to the total thrust of the engines 2 located above the X axis, the total vector of all engines 2 can be directed as required.

После выработки топлива ракетного блока 1 происходит выключение двигателей 2. Одновременно поворотные козырьки 17 разворачиваются на некоторый угол, обеспечивающий безударное отделение второй ступени 18 от ускорителя. Этому же способствует наличие карманов 16 в носовом отсеке 13. Затем вторая ступень 18 отделяется от ускорителя и продолжает дальнейший полет, который завершается выведением на орбиту полезного груза. Сразу после разделения поворотные козырьки 17 разворачиваются в положение, когда они закрывают карманы 16, благодаря чему обеспечиваются нужный уровень аэродинамического качества ускорителя, а также соответствующая защита от тепловых нагрузок. Полет ускорителя после отделения осуществляется в автоматическом режиме. Соотношением между объемом топливных баков второй ступени и объемом топливных баков ускорителя в пределах от 0,6 до 1 введено ограничение по распределению масс в составе РН, при выполнении которого в момент разделения скорость ускорителя не будет превышать 1600 м/с, а высота 60 км. После разделения ускоритель продолжает двигаться по баллистической траектории. При этом вследствие уменьшения скоростных напоров требуемая ориентация ускорителя обеспечивается работой реактивной системы стабилизации 3. На нисходящей части траектории ускоритель выставляется на угол атаки, обеспечивающий оптимальный режим торможения с учетом ограничений по величине перегрузок. По мере нарастания скоростных напоров угол атаки изменяется, и в работу включаются также аэродинамические органы управления 7. В процессе торможения ракетный блок 1 «экранируется» планером 5, благодаря чему отпадает необходимость в теплозащите, что снижает массу ускорителя. В то же время ограничение скорости и высоты ускорителя в момент разделения, позволяет обеспечить необходимый тепловой режим планера 5 и носового отсека 13 за счет использования в наиболее теплонапряженных местах обшивки из стальных или титановых сплавов. Благодаря этому достигается экономия массы, исключается необходимость послеполетного обслуживания обшивки. Кроме ракетного блока 1 «экранируются» также ВРД 10, что позволяет обеспечить им приемлемый тепловой режим без дополнительной теплозащиты.After the fuel is developed for the rocket block 1, the engines 2 are turned off. At the same time, the rotary visors 17 are turned to a certain angle, providing shock-free separation of the second stage 18 from the accelerator. The presence of pockets 16 in the bow compartment 13 contributes to this. Then, the second stage 18 is separated from the accelerator and continues the further flight, which ends with putting the payload into orbit. Immediately after separation, the rotary visors 17 are deployed to the position when they close the pockets 16, which ensures the desired level of aerodynamic quality of the accelerator, as well as appropriate protection against thermal loads. The flight of the accelerator after separation is carried out automatically. The ratio between the volume of fuel tanks of the second stage and the volume of fuel tanks of the accelerator in the range from 0.6 to 1 introduced a restriction on the distribution of masses in the composition of the launch vehicle, at which at the moment of separation the accelerator speed will not exceed 1600 m / s and the height is 60 km. After separation, the accelerator continues to move along a ballistic trajectory. In this case, due to a decrease in the pressure head, the required orientation of the accelerator is ensured by the operation of the reactive stabilization system 3. On the descending part of the trajectory, the accelerator is set at the angle of attack, which ensures the optimal braking mode, taking into account restrictions on the magnitude of overloads. As the pressure head increases, the angle of attack changes, and aerodynamic controls 7 are also included in the work. During braking, the missile unit 1 is “screened” by the glider 5, which eliminates the need for thermal protection, which reduces the mass of the accelerator. At the same time, limiting the speed and height of the accelerator at the time of separation makes it possible to provide the necessary thermal regime for the airframe 5 and nose section 13 due to the use of steel or titanium alloy sheathing in the most heat-stressed places. Due to this, mass savings are achieved, eliminating the need for after-flight maintenance of the casing. In addition to the missile unit 1, the WFD 10 is also “screened”, which allows them to provide an acceptable thermal regime without additional thermal protection.

На высотах порядка 20 км производится отключение реактивной системы стабилизации 3 и в дальнейшем управление полетом ускорителя осуществляется с помощью аэродинамических органов управления 7.At altitudes of the order of 20 km, the reactive stabilization system 3 is turned off and the accelerator flight is subsequently controlled by aerodynamic control elements 7.

При достижении высоты около 6 км при скорости 500÷600 км/час раскрываются защитные козырьки 15 и запускаются ВРД 10, получающие топливо из баков 11. К этому моменту расстояние от ускорителя до аэродрома технического комплекса будет составлять не более 300 км. Дальнейший полет в направлении аэродрома технического комплекса, включая посадку, также осуществляется в автоматическом режиме, с возможностью перехода на ручное управление наземным пилотом-оператором. Сразу после приземления поворотные козырьки 17 разворачиваются на угол, обеспечивающий создание значительных аэродинамических сил торможения, за счет чего резко сокращается длина пробега ускорителя после приземления. Вслед за посадкой ускоритель доставляется в технический комплекс, где производится его послеполетное обслуживание, после которого ускоритель перемещается в зону сборки РН для стыковки со следующей второй ступенью 18.When reaching an altitude of about 6 km at a speed of 500 ÷ 600 km / h, the protective visors 15 open and the WFD 10 is launched, receiving fuel from the tanks 11. At this point, the distance from the accelerator to the airfield of the technical complex will be no more than 300 km. Further flight in the direction of the airfield of the technical complex, including landing, is also carried out in automatic mode, with the possibility of switching to manual control of the ground pilot-operator. Immediately after landing, the rotary visors 17 are rotated at an angle that provides the creation of significant aerodynamic braking forces, due to which the accelerator path length after landing is sharply reduced. After landing, the accelerator is delivered to the technical complex, where it is serviced after flight, after which the accelerator is moved to the PH assembly area for docking with the next second stage 18.

Следует отметить следующее обстоятельство. В РН, изображенной на фиг.1, вторая ступень 18 стыкуется с ускорителем через цилиндрический переходный отсек. Этот отсек после отделения второй ступени 18 должен быть сброшен, чтобы не осуществлять помех работе двигателей 19 второй ступени 18. Соответственно возникает необходимость в появлении зон «отчуждения» для падения отсека, что связано с определенными экономическими потерями. В то же время размещение двигателей второй ступени 18 снаружи ее корпуса в блистерах 20 позволяет обойтись без переходного отсека, благодаря чему уменьшается высота РН и отпадает необходимость в зонах «отчуждения».The following circumstance should be noted. In the PH, shown in figure 1, the second stage 18 is connected to the accelerator through a cylindrical transition compartment. This compartment after separation of the second stage 18 should be reset so as not to interfere with the operation of the engines 19 of the second stage 18. Accordingly, there is a need for the appearance of "exclusion" zones for the compartment to fall, which is associated with certain economic losses. At the same time, the placement of the engines of the second stage 18 outside its housing in blisters 20 allows you to do without a transition compartment, which reduces the height of the launch vehicle and eliminates the need for "exclusion" zones.

В ходе осуществления ряда запуска полезных грузов, по мере выработки ресурса многоразового ускорителя, может возникнуть необходимость проведения ремонтно-восстановительных работ в предприятии-изготовителе, например для замены выработавших ресурс двигателей 2 или ракетного блока 1 целиком (ресурс самолетного комплекта 4 существенно более велик). Для этого, как описывалось выше, ускоритель осуществит перелет от технического комплекса к предприятию-изготовителю и обратно.During the implementation of a series of launching payloads, as the resource of a reusable accelerator is exhausted, it may be necessary to carry out repair and restoration work at the manufacturer, for example, to replace exhausted engines 2 or missile unit 1 as a whole (the resource of an aircraft kit 4 is significantly larger). For this, as described above, the accelerator will fly from the technical complex to the manufacturer and vice versa.

Описанная выше конструкция многоразового ускорителя и количественные соотношения предполагают использование в качестве компонентов топлива ракетного блока 1 пары «кислород+керосин» или «кислород+метан». В то же время в паре с ускорителем предпочтительно использовать вторую ступень 18 с компонентами «кислород+водород». При этом благодаря большому диаметру второй ступени увеличивается доля топливной пары «кислород+водород» в общей массе топлива, за счет чего возрастает доля полезного груза в стартовой массе РН.The design of the reusable accelerator described above and the quantitative ratios imply the use of oxygen + kerosene or oxygen + methane pairs as fuel components of the rocket block 1. At the same time, paired with the accelerator, it is preferable to use the second stage 18 with the components of "oxygen + hydrogen". Moreover, due to the large diameter of the second stage, the proportion of the “oxygen + hydrogen” fuel pair in the total mass of fuel increases, due to which the proportion of the payload in the starting mass of the launch vehicle increases.

С использованием этой же базы, благодаря наличию на ракетном блоке 1 дополнительных узлов стыковки 24 со второй ступенью 18, возможно создание тяжелой трехступенчатой РН с использованием двух ускорителей, установленных в «пакет», а также второй ступени 18 из состава РН, изображенной на фиг.1, в качестве как второй, так и третьей ступени (фиг.7).Using the same base, due to the presence on the missile unit 1 of additional docking nodes 24 with the second stage 18, it is possible to create a heavy three-stage launch vehicle using two accelerators installed in the “package”, as well as the second stage 18 of the launch vehicle shown in FIG. 1, as both the second and third stages (Fig. 7).

Используя входящие в состав ускорителей ракетные блоки и соответствующие им вторые ступени, и отказавшись от ограничения по распределению масс, можно создать РН сверхтяжелого класса (фиг.9). Доставка ракетных блоков и вторых ступеней в технический комплекс осуществима с использованием корпуса-имитатора и самолетного комплекта по описанной выше схеме.Using the rocket blocks that are part of the accelerators and the second stages corresponding to them, and abandoning the restrictions on the distribution of masses, it is possible to create super-heavy launch vehicles (Fig. 9). Delivery of rocket blocks and second stages to the technical complex is feasible using a simulator hull and an aircraft kit according to the scheme described above.

Благодаря использованию РН предлагаемой конструкции обеспечивается увеличение доли массы полезного груза в стартовой массе РН. Этому способствует ограничение на распределение масс в составе РН, благодаря которому ограничивается скорость ускорителя в момент разделения, за счет чего уменьшается расстояние до аэродрома технического комплекса, которое ускоритель должен преодолеть в режиме самолетного полета, что ведет к снижению массы топлива для ВРД. Кроме того, снижаются тепловые нагрузки на ускоритель, за счет чего экономится масса, расходуемая на обеспечение требуемого теплового режима. Одновременно, благодаря экранированию планером ракетного блока и ВРД, также снижается масса теплозащиты. Благодаря возможности транспортирования второй ступени большого диаметра с помощью самолетного комплекта и корпуса-имитатора ракетного блока, появляется возможность использования в составе РН значительной массы топливной пары «кислород+водород», что существенно увеличивает долю массы полезного груза в стартовой массе РН. Увеличение доли массы полезного груза в стартовой массе РН достигается также благодаря возможности построения РН по «тандемной» схеме при обеспечении возможности совершать полет без угла атаки.Through the use of the launch vehicle of the proposed design, an increase in the proportion of the mass of the payload in the launch mass of the launch vehicle is provided. This is facilitated by the restriction on the mass distribution in the composition of the launch vehicle, due to which the accelerator speed at the moment of separation is limited, due to which the distance to the airfield of the technical complex, which the accelerator must overcome in airplane flight mode, is reduced, which leads to a decrease in the fuel mass for the WFD. In addition, thermal loads on the accelerator are reduced, due to which the mass spent on providing the required thermal regime is saved. At the same time, due to the glider screening the missile block and the WFD, the mass of thermal protection is also reduced. Due to the possibility of transporting the second stage of a large diameter using an aircraft kit and a missile-block simulator body, it becomes possible to use a significant mass of the oxygen + hydrogen fuel pair in the launch vehicle, which significantly increases the payload mass fraction in the launch vehicle mass. The increase in the proportion of the payload mass in the launch mass of the launch vehicle is also achieved due to the possibility of constructing the launch vehicle according to the “tandem” scheme while ensuring the ability to fly without an angle of attack.

Повышение надежности РН обеспечивается резервированием ЖРД ускорителя, который при отказе одного ЖРД способен выполнить свою задачу, а также работой ЖРД при штатном полете в режиме глубокого дросселирования, за счет чего резко увеличивается надежность самих ЖРД. Высокая надежность делает предлагаемую РН привлекательной при осуществлении выведения на орбиту пилотируемых космических аппаратов.Improving the reliability of the launch vehicle is provided by redundancy of the rocket engine accelerator, which, if one LRE fails, is capable of fulfilling its task, as well as by the operation of the rocket engine during normal flight in the deep throttle mode, thereby dramatically increasing the reliability of the rocket engine itself. High reliability makes the proposed launch vehicle attractive when launching manned spacecraft into orbit.

Увеличение ресурса работы ЖРД, как наиболее сложных и эксплуатационно наиболее напряженных агрегатов ускорителя, увеличивает и его ресурс (увеличивается количество запусков, в которых может быть задействован ускоритель), что приводит к снижению стоимости пуска РН.An increase in the life of the rocket engine, as the most complex and operationally most intense accelerator assemblies, also increases its service life (the number of launches in which the accelerator can be involved) increases, which reduces the cost of launching the launch vehicle.

Способность ускорителя самостоятельно перелетать с завода-изготовителя на технический комплекс и обратно позволяет отказаться от создания в техническом комплексе специальных производственных площадей и оборудования для замены агрегатов ракетного блока или целиком ракетного блока и позволяет сэкономить значительные средства. Возможность транспортировки с предприятия-изготовителя на технический комплекс второй ступени большого диаметра с использованием корпуса-имитатора ракетного блока и самолетного комплекта позволяет не вкладывать большие денежные средства в разработку, изготовление и испытания специализированного самолета-транспортировщика. Использование в стыковке с ускорителем вторых ступеней большого диаметра позволяет увеличить массу полезного груза, что в сочетании со сниженной стоимостью запуска обеспечивает высокую конкурентоспособность РН при доставке полезных грузов на геопереходную орбиту даже с достаточно высоких широт. Многоразовость ускорителя в сочетании с ограничениями по распределению масс на РН делает экономически выгодным запуск полезных грузов, значительно меньших максимального, без дополнительной нагрузки, что позволит увеличить количество заказчиков и соответственно сократить срок окупаемости затрат на разработку РН. Все сказанное выше увеличивает экономический эффект от использования РН. Этому же способствует возможность использования для эксплуатации ускорителя короткой взлетно-посадочной полосы.The ability of the accelerator to independently fly from the manufacturer to the technical complex and vice versa allows you to refuse to create special production facilities and equipment in the technical complex to replace the units of the missile unit or the entire missile unit and can save significant funds. The possibility of transportation from the manufacturer to the technical complex of the second stage of a large diameter using the shell simulator of the missile unit and the aircraft kit allows you not to invest a lot of money in the development, manufacture and testing of a specialized carrier aircraft. The use of large diameter second stages in docking with the accelerator allows increasing the mass of the payload, which, combined with the reduced launch cost, ensures high competitiveness of the launch vehicle when delivering payloads to the geo-transition orbit even from fairly high latitudes. The reusability of the accelerator, combined with restrictions on the distribution of masses on the LV, makes it economically viable to launch payloads that are much smaller than the maximum without additional load, which will increase the number of customers and, accordingly, reduce the payback period for the development of the LV. All of the above increases the economic effect of the use of pH. The possibility of using a short runway for operation of the accelerator also contributes to this.

Предлагаемая конструкция РН вполне реализуема с использованием современного научно-технического задела авиационной и ракетно-космической техники.The proposed design of the launch vehicle is quite feasible using modern scientific and technical groundwork for aviation and rocket and space technology.

Claims

1. The launch vehicle, which includes a reusable accelerator with a jet stabilization system connected to the second stage, consisting of a rocket unit with liquid rocket engines, connected to an aircraft kit made in the form of a glider with variable sweep wings with aerodynamic control elements connected to the rocket a block according to the “low-wing” scheme, a stabilizer, a chassis, air-jet engines with their fuel tank, a nose compartment, and also containing reusable elements about characterized by the fact that the nose compartment mounted on the rocket block is equipped with a pilot's cabin and is equipped with controlled swivel visors, the number of which is equal to the number of points of connection of the nose compartment with the second stage, pockets are made in the places of connection with the second stage in the nose compartment, and jet engines are mounted on the upper the surfaces of the wings of variable sweep and are equipped with controlled protective shields, the stabilizer is made in the form of two keels mounted on the wings, in a multi-rocket unit the accelerator around its longitudinal axis and symmetrically relative to its transverse axis parallel to the wings, an even number of throttle rocket engines is installed, the ratio of the length of the rocket block to its diameter is in the range from 4 to 6, the ratio of the volume of the fuel tanks of the second stage to the volume of the fuel tanks of the rocket block is in the range from 0.6 to 1, the number of liquid rocket engines of the rocket block is determined by the expression n≥1,1Mog / F + 2> 3,
where n is the number of engines;
Mo is the launch mass of a launch vehicle with a payload;
F is the maximum thrust of one engine on Earth.

2. The launch vehicle according to claim 1, characterized in that the missile unit is equipped with additional docking nodes with a second stage, located on opposite sides of the missile unit along its longitudinal axis.

3. The launch vehicle according to claim 1, characterized in that the engines of the second stage are placed symmetrically with respect to the longitudinal axis of the stage outside its housing in blisters.

4. The launch vehicle according to claims 1 and 2, characterized in that the reusable elements are supplemented with a housing - a missile unit simulator, which is mated to an aircraft kit and is a collapsible structure consisting of components, each of which allows transportation by rail and (or ) automobile transport, as well as an aircraft kit, and the aircraft kit is equipped with a device for increasing the range of non-stop flight, made, for example, in the form of a removable wing with an additional fuel tank com, and the second stage is equipped with docking units with an aircraft kit.