Изобретение относится к области космонавтики, а именно к многоступенчатым космическим ракетам, преимущественно транспортным, и может быть использовано для доставки на орбиту Земли как различных полезных грузов, так и конструктивных элементов для строительства космических станций.The invention relates to the field of astronautics, in particular to multi-stage space rockets, mainly transport ones, and can be used to deliver various useful cargoes as well as structural elements for the construction of space stations into the Earth’s orbit.
Известны многоступенчатые космические ракеты, в которых при движении в плотных слоях атмосферы с целью экономии топлива используются прямоточные воздушно-реактивные двигатели (Патент RU №2492417, а также кн. Интегральные прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твердых топливах, под редакцией Л.С. Яновского, авт. В.Н. Александров и др., Москва, ИКЦ «Академкнига», 2006, с. 192, рис. 4.1). Но в этих ракетах прямоточные воздушно-реактивные двигатели являются дополнительными и не несут конструктивной нагрузки, что снижает эффективность их применения. Кроме того, применение этих двигателей не приводит к снижению аэродинамического сопротивления движению ракеты (в плотных слоях атмосферы, при сверхзвуковых скоростях весьма значительного).Multistage space rockets are known in which ramjet engines are used for moving fuel in order to save fuel (Patent RU No. 2492417, as well as the book. Integrated ramjet engines using solid fuels, edited by L. S. Yanovsky , author V.N. Aleksandrov et al., Moscow, Akademkniga Research and Development Center, 2006, p. 192, Fig. 4.1). But in these missiles, ramjet engines are optional and do not carry a structural load, which reduces the effectiveness of their use. In addition, the use of these engines does not lead to a decrease in aerodynamic resistance to the movement of the rocket (in dense layers of the atmosphere, at supersonic speeds it is very significant).
Целью изобретения является устранение этих недостатков, что позволит этому принципу (использование прямоточного воздушно-реактивного двигателя) стать практически привлекательным.The aim of the invention is to eliminate these disadvantages, which will allow this principle (the use of a ramjet engine) to become practically attractive.
Технически результат достигается тем, что в двухступенчатой космической ракете, содержащей разгонный блок, оснащенный жидкостными или твердотопливными реактивными двигателями, и космический модуль с полезным грузом, по изобретению космическому модулю придана торообразная форма с наружным корпусом, выполненным в виде цилиндра, и с внутренним продольным каналом, имеющим форму гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (далее ГПВРД). При этом воздухозаборный диффузор ГПВРД на время работы разгонного блока закрыт отделяемым головным обтекателем. Задняя часть космического модуля в границах сопла ГПВРД также является отделяемой. В межкорпусном пространстве космического модуля помещаются дополнительные жидкостные или твердотопливные двигатели.Technically, the result is achieved in that in a two-stage space rocket containing an accelerating unit equipped with liquid or solid propellant rocket engines and a space module with a payload, according to the invention, the space module is given a toroidal shape with an outer casing made in the form of a cylinder and with an internal longitudinal channel having the form of a hypersonic ramjet engine (hereinafter GPVRD). At the same time, the scramjet intake diffuser is closed by a detachable head fairing for the duration of the acceleration unit. The back of the space module within the boundaries of the scramjet nozzle is also detachable. In the inter-space space of the space module, additional liquid or solid fuel engines are placed.
На фиг. изображена двухступенчатая космическая ракета в продольном разрезе.In FIG. shows a two-stage space rocket in longitudinal section.
Двухступенчатая космическая ракета содержит разгонный блок - «Р» и космический модуль - «К», с цилиндрическим корпусом 1 и продольным каналом в виде ГПВРД - «Д». ГПВРД включает в себя воздухозаборный диффузор 2, камеру сгорания 3, выходное сопло 4, топливные форсунки 5 и средства воспламенения воздушно-топливной смеси (вар. факельного типа) 6. Воздухозаборный диффузор 2 закрывается головным обтекателем 7. В межкорпусном пространстве космического модуля - «К» помещаются твердотопливные реактивные двигатели (вар.) 8. Там же, выше твердотопливных реактивных двигателей 8 располагается полезный груз и рабочее оборудование ракеты 9, а ниже - топливо для ГПВРД 10.A two-stage space rocket contains an accelerating block - “R” and a space module - “K”, with a cylindrical body 1 and a longitudinal channel in the form of a scramjet - “D”. The scramjet engine includes an air intake diffuser 2, a combustion chamber 3, an output nozzle 4, fuel nozzles 5 and means for igniting the air-fuel mixture (var. Flare type) 6. The air intake diffuser 2 is closed by the head fairing 7. “K to the interstitial space of the space module "Placed solid-fuel rocket engines (var.) 8. There, above the solid-fuel rocket engines 8 is the payload and working equipment of the rocket 9, and below is the fuel for the scramjet 10.
Двухступенчатая космическая ракета действует следующим образом. С помощью разгонного блока - «Р» космический модуль - «К» обретает скорость 3÷5 М, после чего происходит отстыковка и отделение разгонного блока - «Р» и головного обтекателя 7 (вар. с помощью встроенных твердотопливных реактивных двигателей) и запускается в работу ГПВРД. Для этого насосом (не показан) топливо (вар. жидкий водород) из емкости 10 подается к форсункам 5, расположенным в передней части воздухозаборного диффузора 2, и в смеси со встречным воздухом воспламеняется «факелами» 6 (вар.). Пройдя камеру сгорания 3, продукты сгорания покидают ГПВРД через сопло 4, обеспечивая разгон космического модуля-«К» до предельной для ГПВРД скорости (10÷12 М). Далее происходит отделение освободившейся от топлива нижней части космического модуля - «К» (по линии А-А), высвобождая при этом сопла твердотопливных реактивных двигателей 8. С их помощью космический модуль - «К» достигает первой космической скорости и выходит на орбиту Земли.A two-stage space rocket operates as follows. With the help of the booster unit - “R”, the space module - “K” acquires a speed of 3 ÷ 5 M, after which there is undocking and separation of the booster unit - “P” and the head fairing 7 (var. Using the built-in solid-propellant jet engines) and starts scramjet work. To do this, a pump (not shown) fuel (var. Liquid hydrogen) from the tank 10 is fed to the nozzles 5 located in front of the air intake diffuser 2, and in a mixture with the oncoming air is ignited by “torches” 6 (var.). Having passed the combustion chamber 3, the combustion products leave the scramjet through the nozzle 4, providing acceleration of the space module “K” to the speed limit for the scramjet (10 ÷ 12 M). Then, the lower part of the space module “K” freed from fuel is separated (along line A-A), releasing the nozzles of solid propellant jet engines 8. With their help, the space module “K” reaches the first space velocity and enters the Earth’s orbit.
Положительный эффект от такого использования ГПВРД (повышение экономичности космических транспортных операций) может быть еще большим, если в качестве разгонного блока - «Р» использовать не ракету с жидкостным или твердотопливным реактивным двигателем, а пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (ПуВРД) (Заявка №2015123744, дата поступления 18.06.2015).The positive effect of such use of the scramjet engine (increasing the efficiency of space transport operations) can be even greater if the accelerating unit - “R” is not a rocket with a liquid or solid propellant rocket engine, but a pulsating air-jet engine (PuVRD) (Application No. 2015123744 , date of receipt 06/18/2015).
