RU2810340C1

RU2810340C1 - Unified small-sized upper stage of platform configuration with wide-range orbital maneuvering

Info

Publication number: RU2810340C1
Application number: RU2023103794A
Authority: RU
Inventors: Дмитрий Павлович Шматов; Алексей Сергеевич Игнатов; Константин Владимирович Кружаев; Сергей Николаевич Лымич; Василий Сергеевич Левин; Татьяна Александровна Башарина; Данил Алексеевич Чернышов; Георгий Сергеевич Провоторов; Анастасия Витальевна Левина; Сергей Евгеньевич Глебов; Иван Васильевич Акользин
Filing date: 2023-02-20
Publication date: 2023-12-27

Abstract

FIELD: spacecraft.

SUBSTANCE: design of upper stages (US) for payloads (PL) launched into space. The proposed US of a modular structure includes a permanent (platform) and variable (adapted to the PL) part of the structure. The platform contains a propulsion system with shut-off and control valves, systems: orientation and stabilization, provision of thermal conditions, control and power supply, prediction and regulation of abnormal and emergency conditions. The variable part contains oxidizer and fuel tanks, a gas balloon-cylinder of the tank pressurization system, a power frame, a PL adapter, a device for separating and docking with the launch vehicle.

EFFECT: unification of a predominantly small-sized US in relation to the types of PL and their achievable target orbits, as well as in increasing its energy-mass perfection.

1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции разгонных блоков, предназначенных для применения в составе ракет-носителей сверхлегких, средних и тяжелых классов. The invention relates to rocket and space technology, namely to the design of upper stages intended for use in ultra-light, medium and heavy class launch vehicles.

Известен ракетный разгонный блок, содержащий корпус, сферический бак окислителя, тороидальный бак горючего, внутри которого расположен маршевый двигатель, смещенный от оси, и двигательную установку системы ориентации и обеспечения запуска, верхний, средний и нижний переходники, составляющие корпус, тороидальный приборный отсек. Технический эффект направлен на создание универсального разгонного блока, обеспечивающего температурный режим приборов без существенного утяжеления и усложнения приборного отсека и эксплуатацию в любых климатических условиях, на повышение надежности и безопасности (см. патент RU № 2153447 от 27.07.2000 г., кл. МПК B64G 1/40, B64G 1/00, B64G 1/16). A rocket upper stage is known, containing a housing, a spherical oxidizer tank, a toroidal fuel tank, inside of which there is a propulsion engine offset from the axis, and a propulsion system for the orientation and launch support system, upper, middle and lower adapters that make up the housing, and a toroidal instrument compartment. The technical effect is aimed at creating a universal accelerating unit that ensures the temperature conditions of devices without significantly weighing and complicating the instrument compartment and operation in any climatic conditions, increasing reliability and safety (see RU patent No. 2153447 dated July 27, 2000, IPC class B64G 1/40, B64G 1/00, B64G 1/16) .

Недостатком изобретения является не осевое расположение маршевого двигателя, что существенно усложняет процесс маневрирования и ориентации космического разгонного блока в пространстве, смещая центр тяжести от оси, что повышает вероятность возникновения нештатных и аварийных режимов работы. The disadvantage of the invention is the non-axial location of the main engine, which significantly complicates the process of maneuvering and orienting the space upper stage in space, shifting the center of gravity from the axis, which increases the likelihood of abnormal and emergency operating conditions.

Известен ракетный разгонный блок и способ его сборки, содержащий криогенные тороидальные баки окислителя и горючего с торцевыми днищами, двухконтурную ферму, маршевый ракетный двигатель, верхний шпангоут, прикрепленный к адаптеру полезной нагрузки, нижний шпангоут, пристыкованный к корпусному отсеку, к которому шарнирными регулируемыми тягами закреплены топливные баки (см. патент RU № 2584045 от 10.09.2015 г., кл. МПК B64G 1/00). Бак горючего выполнен в виде сегментов полового тора. К техническому результату изобретения относится создание ракетного разгонного блока, который обеспечивает выведение полезных грузов на целевые обиты в составе сверхлёгких ракет-носителей, при этом создание разгонного блока осуществляется с минимальными затратами за счет использования освоенных промышленностью конструктивных элементов и известных способов технологии изготовления. A rocket upper stage and a method for assembling it are known, containing cryogenic toroidal oxidizer and fuel tanks with end bottoms, a double-circuit truss, a propulsion rocket engine, an upper frame attached to the payload adapter, a lower frame docked to the hull compartment, to which the hinged adjustable rods are attached. fuel tanks(see RU patent No. 2584045 dated September 10, 2015, IPC class B64G 1/00).Fuel tank completed in the form of segments of the genital torus. TO The technical result of the invention is the creation of a rocket upper stage, which ensures the launch of payloads to target habitats as part of ultra-light launch vehicles, while the creation of the upper stage is carried out at minimal cost through the use of industrially mastered structural elements and known methods of manufacturing technology.

Недостатками указанного изобретения является увеличение трудоемкости изготовления конструкции бака горючего в виде сегментов полого тора, а также увеличение веса и усложнение конструкции за счет использования подвижных упоров для уменьшения деформации бака окислителя. The disadvantages of this invention are the increase in the labor intensity of manufacturing the fuel tank structure in the form of segments of a hollow torus, as well as the increase in weight and complexity of the design due to the use of movable stops to reduce the deformation of the oxidizer tank.

Наиболее близким техническим решением является ракетный разгонный блок, содержащий бак окислителя и расположенный над ним тороидальный приборный отсек, тороидальный бак горючего, имеющий наклон относительно продольной оси блока и во внутренней торовой области которого расположен маршевый двигатель, и дополнительный бак окислителя, выполненный в виде полусферы, размещенный в торовой полости приборного отсека и сопряженный с верхним днищем бака окислителя (см. патент RU № 2205138 от 27.05.2003 г., кл. МПК B64G 1/40, B64G 1/00, B64G 1/16). За счет увеличения радиуса дополнительной полусферы и высоты цилиндрической вставки бака горючего соответственно увеличивается заправка блока, что позволяет выводить большую массу полезной нагрузки без изменения силовой схемы блока и без нарушения пневмогидравлических, электрических связей с ракетой-носителем и наземным обслуживающим оборудованием технического и стартового комплексов. Технической задачей предложенного ракетного блока является улучшение энергомассовых характеристик блока без изменения его силовой схемы и элементов, сопрягаемых с ракетой-носителем и наземным оборудованием. The closest technical solution is a rocket upper stage containing an oxidizer tank and a toroidal instrument compartment located above it, a toroidal fuel tank inclined relative to the longitudinal axis of the block and in the inner torus region of which the main engine is located, and an additional oxidizer tank made in the form of a hemisphere, located in the torus cavity of the instrument compartment and connected to the upper bottom of the oxidizer tank (see RU patent No. 2205138 dated May 27, 2003, class IPC B64G 1/40, B64G 1/00, B64G 1/16). By increasing the radius of the additional hemisphere and the height of the cylindrical insert of the fuel tank, the filling of the block increases accordingly, which makes it possible to launch a large payload mass without changing the power circuit of the block and without disrupting the pneumohydraulic, electrical connections with the launch vehicle and ground service equipment of the technical and launch complexes. The technical task of the proposed rocket unit is to improve the energy and mass characteristics of the unit without changing its power circuit and elements interfaced with the launch vehicle and ground equipment.

Недостатком указанного изобретения является возникновение концентратора напряжений в месте стыковки полусферы с баком окислителя, что повлечет за собой необходимость увеличения толщины стенки бака окислителя. Увеличение объема заправляемого топлива путем использования полусферы в баке окислителя приводит к сильному увеличению стартовой массы разгонного блока, что без изменения двигательной установки (маршевого двигателя) многократно снижает массу полезной нагрузки, что противоречит изобретению. The disadvantage of this invention is the occurrence of a stress concentrator at the junction of the hemisphere with the oxidizer tank, which will entail the need to increase the wall thickness of the oxidizer tank. Increasing the volume of refueled fuel by using a hemisphere in the oxidizer tank leads to a strong increase in the starting mass of the upper stage, which, without changing the propulsion system (propulsion engine), greatly reduces the mass of the payload, which is contrary to the invention.

Технический эффект, достигаемый предложенным унифицированным малоразмерным разгонным блоком платформенной конфигурации с широкодиапазонным орбитальным маневрированием, заключается в возможности адаптации к любой космической миссии и обеспечении доставки полезной нагрузки в широком диапазоне целевых орбит – от околоземной орбиты до транслунной траектории, универсальности конструкции для применения в составе любой ракеты-носителя, энергомассовом совершенстве, обеспечении значительного экономического эффекта при разработке и изготовлении за счет платформенной конфигурации, выраженной модульностью агрегатов и систем, представляющих постоянную часть (платформу) – двигательную установку, систему ориентации и стабилизации, систему контроля и управления, запорно-регулирующую арматуру, и переменную адаптируемую часть – топливный бак окислителя, топливный бак горючего, газовый шаробаллон, силовую раму, адаптер полезной нагрузки, устройство отделения и стыковки с ракетой-носителем. The technical effect achieved by the proposed unified small-sized upper stage platform configuration with wide-range orbital maneuvering is the ability to adapt to any space mission and ensure delivery of payload in a wide range of target orbits - from low-Earth orbit to translunar trajectory, design versatility for use as part of any rocket -carrier, energy-mass perfection, ensuring a significant economic effect during development and manufacturing due to the platform configuration, expressed modularity of units and systems representing a permanent part (platform) - the propulsion system, the orientation and stabilization system, the monitoring and control system, shut-off and control valves, and a variable adaptable part - an oxidizer fuel tank, a fuel tank, a gas balloon, a power frame, a payload adapter, a separation and docking device with the launch vehicle.

Данный технический эффект достигается в унифицированном малоразмерном разгонном блоке платформенной конфигурации с широкодиапазонным орбитальным маневрированием, содержащем силовую раму, соосно расположенную двигательную установку, включающую маршевый жидкостный ракетный двигатель и систему подачи топлива, состоящую из композитного кольцевого топливного бака окислителя и композитного тороидального топливного бака горючего, имеющих заборное устройство и дренажную магистраль, и систему наддува бака окислителя и бака горючего, выполненную в виде газового шаробаллона, соединенного с линией заправки и дренажной системой сброса, соосно расположенную систему ориентации и стабилизации, состоящую из газораспределительных блоков с газовыми рулевыми устройствами, соосно расположенный адаптер полезной нагрузки, запорно-регулирующую арматуру, топливные магистрали, устройство отделения и стыковки с ракетой-носителем, систему контроля и управления, представленную системой обеспечения теплового режима, системой управления и питания и системой прогнозирования и регулирования нештатных и аварийных режимов, отличающийся тем, что основой является платформенная конфигурация, представляющая постоянную часть (платформу) и переменную часть конструкции, адаптированную к космической миссии. This technical effect is achieved in a unified small-sized upper stage platform configuration with wide-range orbital maneuvering, containing a power frame, a coaxially located propulsion system, including a sustainer liquid rocket engine and a fuel supply system consisting of a composite annular oxidizer fuel tank and a composite toroidal fuel tank, having an intake device and a drainage line, and a pressurization system for the oxidizer tank and fuel tank, made in the form of a gas balloon connected to a filling line and a drainage discharge system, a coaxially located orientation and stabilization system, consisting of gas distribution blocks with gas steering devices, a coaxially located useful adapter loads, shut-off and control valves, fuel lines, a device for separating and docking with the launch vehicle, a monitoring and control system represented by a thermal control system, a control and power system and a system for predicting and regulating abnormal and emergency conditions, characterized in that the basis is platform configuration, representing a permanent part (platform) and a variable part of the structure, adapted to the space mission.

Суть изобретения поясняется на фиг.1, где показано, что в состав унифицированного малоразмерного разгонного блока платформенной конфигурации с широкодиапазонным орбитальным маневрированием входят: The essence of the invention is illustrated in Fig. 1, which shows that the unified small-sized upper stage platform configuration with wide-range orbital maneuvering includes:

1 – силовая рама; 1 – power frame;

2 – газовый шаробаллон; 2 – gas balloon;

3 – магистраль заправки газом наддува; 3 – boost gas filling line;

4 – заправочный штуцер; 4 – filling fitting;

5 –запорный клапан; 5 – shut-off valve;

6 – фильтрующие устройства; 6 – filtering devices;

7 – дренажные системы сброса; 7 – drainage discharge systems;

8 – отсечной клапан с электроприводом; 8 – shut-off valve with electric drive;

9 – газовые магистрали; 9 – gas lines;

10 – газовые редукторы с электроприводом; 10 – gas reducers with electric drive;

11 – бак окислителя; 11 – oxidizer tank;

12 – бак горючего; 12 – fuel tank;

13 – система ориентации и стабилизации; 13 – orientation and stabilization system;

14 – газораспределительный коллектор; 14 – gas distribution manifold;

15 – газораспределительные блоки; 15 – gas distribution blocks;

16 – газовые рулевые сопла; 16 – gas steering nozzles;

17 – заправочная магистраль окислителя; 17 – oxidizer filling line;

18 – заправочная магистраль горючего; 18 – fuel filling line;

19 – заборные устройства; 19 – intake devices;

20 – воронкогасители; 20 – funnel dampers;

21 –жидкостный ракетный двигатель; 21 – liquid rocket engine;

22 – магистраль окислителя; 22 – oxidizer line;

23 – дренажный клапан с электроприводом; 23 – drain valve with electric drive;

24 – дроссельная шайба; 24 – throttle washer;

25 – магистраль горючего; 25 – fuel line;

26 – регулируемый дроссельный клапан с электроприводом; 26 – adjustable throttle valve with electric drive;

27 – адаптер полезной нагрузки; 27 – payload adapter;

28 – устройство отделения и стыковки с ракетой-носителем; 28 – device for separation and docking with the launch vehicle;

29 – аппаратура системы контроля и управления; 29 – monitoring and control system equipment;

30 – приборный отсек. 30 – instrument compartment.

Конструктивно унифицированный малоразмерный разгонный блок платформенной конфигурации с широкодиапазонным орбитальным маневрированием содержит силовую раму 1 с коаксиально закрепленным газовым шаробаллоном 2, соединенным с магистралью заправки газом наддува 3, включающей заправочный штуцер 4, запорный клапан 5, фильтрующее устройство 6, и дренажной системой сброса 7, включающей отсечной клапан с электроприводом 8. Газовый шаробаллон 2 параллельно соединен газовыми магистралями 9 с установленными в них газовыми редукторами с электроприводом 10 с баком окислителя 11 и баком горючего 12 и с системой ориентации и стабилизации 13, оборудованной газораспределительным коллектором 14, который через отсечные клапаны с электроприводом 8 параллельно распределен на четыре газораспределительных блока 15, каждый из которых равноудален от основной оси и от смежных газораспределительных блоков 15 и состоит из трех неподвижно закрепленных газовых рулевых сопел 16, пространственно ориентированных под углом 90 градусов к смежным газораспределительным блокам 15 относительно своей оси. Structurally, a unified small-sized upper stage platform configuration with wide-range orbital maneuvering contains a power frame 1 with a coaxially fixed gas balloon 2, connected to a boost gas filling line 3, including a filling fitting 4, a shut-off valve 5, a filter device 6, and a drainage system 7, including shut-off valve with an electric drive 8. The gas ball cylinder 2 is connected in parallel by gas lines 9 with gas reducers installed in them with an electric drive 10 with an oxidizer tank 11 and a fuel tank 12 and with an orientation and stabilization system 13, equipped with a gas distribution manifold 14, which, through shut-off valves, is electrically driven 8 is parallelly distributed into four gas distribution blocks 15, each of which is equidistant from the main axis and from adjacent gas distribution blocks 15 and consists of three fixed gas steering nozzles 16, spatially oriented at an angle of 90 degrees to adjacent gas distribution blocks 15 relative to its axis.

Заправочная магистраль окислителя 17 и заправочная магистраль горючего 18, в которых установлены фильтрующие устройства 6, запорные клапаны 5 и заправочные штуцеры 4, соответственно вмонтированы в корпус бака окислителя 11 и бака горючего 12, коаксиальных газовому шаробаллону 2, и во внутреннем объеме которых расположены заборные устройства 19 и воронкогасители 20. Бак окислителя 11 и бак горючего 12 соединены с маршевым жидкостным ракетным двигателем 21 соответственно магистралью окислителя 22, содержащей фильтрующее устройство 6, дренажный клапан с электроприводом 23, отсечной клапан с электроприводом 8 и дроссельную шайбу 24, и магистралью горючего 25, содержащей фильтрующее устройство 6, дренажный клапан с электроприводом 23, отсечной клапан с электроприводом 8 и регулируемый дроссельный клапан с электроприводом 26. Адаптер полезной нагрузки 27 примыкает к газовому шаробаллону 2 и установлен на силовую раму 1, в основании которой соосно расположено устройство отделения и стыковки с ракетой-носителем 28. Аппаратура системы контроля и управления 29 располагается в герметичном термоизолированном приборном отсеке 30, установленном во внутренней полости, образованной корпусом бака окислителя 11. Бак окислителя 11 и бак горючего 12 могут быть выполнены в виде монолитной емкости со смежной стенкой, представляющей межбаковую перегородку с теплоизолирующим материалом. The oxidizer filling line 17 and the fuel filling line 18, in which filter devices 6, shut-off valves 5 and filling fittings 4 are installed, are respectively mounted in the body of the oxidizer tank 11 and the fuel tank 12, coaxial to the gas balloon 2, and in the internal volume of which intake devices are located 19 and funnel extinguishers 20. The oxidizer tank 11 and the fuel tank 12 are connected to the sustainer liquid rocket engine 21, respectively, by an oxidizer line 22 containing a filter device 6, a drain valve with an electric drive 23, a shut-off valve with an electric drive 8 and a throttle washer 24, and a fuel line 25, containing a filter device 6, a drain valve with an electric drive 23, a shut-off valve with an electric drive 8 and an adjustable throttle valve with an electric drive 26. The payload adapter 27 is adjacent to the gas balloon 2 and is installed on the load frame 1, at the base of which the separation and docking device is coaxially located launch vehicle 28. The equipment of the monitoring and control system 29 is located in a sealed thermally insulated instrument compartment 30, installed in the internal cavity formed by the housing of the oxidizer tank 11. The oxidizer tank 11 and the fuel tank 12 can be made in the form of a monolithic container with an adjacent wall representing the intertank partition with heat-insulating material.

Унифицированный малоразмерный разгонный блок платформенной конфигурации с широкодиапазонным орбитальным маневрированием работает следующим образом. Инертный газ, являющийся рабочим телом системы наддува, поступает по магистрали заправки газом наддува 3 через запорный клапан 5, фильтрующее устройство 6 и заправочный штуцер 4 в газовый шаробаллон 2, контроль за состоянием которого осуществляется преобразователями давления и датчиками температуры, относящимися к аппаратуре системы контроля и управления 29, дренажная система сброса 7, содержащая отсечной клапан с электроприводом 8, предназначена для экстренного сброса рабочего тела из газового шаробаллона 2 при возникновении аварийных и нештатных ситуаций. Заправка кольцевого топливного бака окислителя 11 и тороидального топливного бака горючего 12 осуществляется соответственно через заправочную магистраль окислителя 17 и заправочную магистраль горючего 18 через фильтрующие устройства 6, запорные клапаны 5 и заправочные штуцеры 4. Преобразователи давления, датчики температуры и датчики уровня, относящиеся к аппаратуре системе контроля и управления 29, осуществляют контроль состояния топлива в газовом шаробаллоне 2, баке окислителя 11 и баке горючего 12. Наддув бака окислителя 11 и бака горючего 12 обеспечивается подачей инертного газа, поступающего из газового шаробаллона 2 по газовым магистралям 9 через газовые редукторы с электроприводом 10, обеспечивающие независимое регулирование значения давления инертного газа в газовых магистралях 9. Под давлением инертного газа окислитель и горючее вытесняются из бака окислителя 11 и бака горючего 12 через заборные устройства 19, которые оборудованы воронкогасителями 20, и поступают соответственно в магистраль окислителя 22 и магистраль горючего 25, следуя далее через фильтрующие устройства 6, предотвращающие попадание мелких фракций инородных частиц, отсечные клапаны с электроприводом 8, выполняющие функцию пусковых клапанов, обеспечивающих многократность включения двигательной установки, и дроссельную шайбу 24, поддерживающую определенный расход окислителя, в жидкостный ракетный двигатель 21. Дренажные системы сброса 7, расположенные на магистрали окислителя 22 и магистрали горючего 25 и включающие дренажный клапан с электроприводом 23, предназначены для сброса компонентов после захолаживания магистралей перед запуском двигательной установки и для аварийного сброса компонентов топлива. Регулирование расхода горючего обеспечивается регулируемым дроссельным клапаном с электроприводом 26, регулирующим соотношение компонентов топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя 21 посредством изменения проходного сечения. A unified small-sized upper stage platform configuration with wide-range orbital maneuvering operates as follows. The inert gas, which is the working fluid of the supercharging system, enters through the supercharging gas filling line 3 through the shut-off valve 5, the filter device 6 and the filling fitting 4 into the gas balloon 2, the state of which is monitored by pressure converters and temperature sensors related to the equipment of the control system and control 29, drainage discharge system 7, containing a shut-off valve with an electric drive 8, is designed for emergency discharge of the working fluid from the gas balloon 2 in the event of emergency and emergency situations. Filling of the annular oxidizer fuel tank 11 and the toroidal fuel tank 12 is carried out respectively through the oxidizer filling line 17 and the fuel filling line 18 through filter devices 6, shut-off valves 5 and filling fittings 4. Pressure converters, temperature sensors and level sensors related to the system equipment control and management 29, monitor the condition of the fuel in the gas balloon 2, the oxidizer tank 11 and the fuel tank 12. The pressurization of the oxidizer tank 11 and the fuel tank 12 is ensured by the supply of inert gas coming from the gas balloon 2 through gas lines 9 through gas reducers with an electric drive 10 , providing independent regulation of the pressure value of the inert gas in the gas lines 9. Under the pressure of the inert gas, the oxidizer and fuel are displaced from the oxidizer tank 11 and the fuel tank 12 through intake devices 19, which are equipped with funnel dampers 20, and enter the oxidizer line 22 and the fuel line 25, respectively , following further through filter devices 6, which prevent the entry of small fractions of foreign particles, shut-off valves with an electric drive 8, which perform the function of starting valves that ensure repeated activation of the propulsion system, and a throttle washer 24, which maintains a certain flow rate of the oxidizer, into the liquid rocket engine 21. Drainage systems dump 7, located on the oxidizer line 22 and the fuel line 25 and including a drain valve with an electric drive 23, are designed to dump components after the lines have cooled before starting the propulsion system and for emergency dumping of fuel components. Regulation of fuel consumption is provided by an adjustable throttle valve with an electric drive 26, which regulates the ratio of fuel components in the combustion chamber of the liquid rocket engine 21 by changing the flow area.

Газовый шаробаллон 2 сообщен с системой ориентации и стабилизации 13 газовой магистралью 9, по которой инертный газ через газовый редуктор с электроприводом 10, выполняющий функцию редуцирования, поступает в газораспределительный коллектор 14, далее через отсечные клапаны с электроприводом 8 поступает в один или более газораспределительные блоки 15, в каждом их которых происходит срабатывание инертного газа через газовые рулевые сопла 16, пространственное расположение и компоновка которых единоразовым включением позволяет корректно позиционировать разгонный блок, выполняя функцию управления вектором тяги, пространственного ориентирования разгонного блока и внесения корректирующих моментов на активных участках траектории полета. The gas balloon 2 is connected to the orientation and stabilization system 13 by a gas line 9, through which the inert gas, through a gas reducer with an electric drive 10, which performs the reduction function, enters the gas distribution manifold 14, then through shut-off valves with an electric drive 8 enters one or more gas distribution units 15 , in each of which the inert gas is activated through gas steering nozzles 16, the spatial arrangement and layout of which, with a one-time activation, allows the upper stage to be correctly positioned, performing the function of controlling the thrust vector, spatial orientation of the upper stage and introducing corrective moments in the active sections of the flight path.

Бак окислителя 11, бак горючего 12, силовая рама 1, адаптер полезной нагрузки 27 и устройство отделения и стыковки с ракетой-носителем 28 представляют переменную адаптируемую часть, независимо или в совокупности изменяющуюся применительно к выполняемой космической миссии, средству выведения или массе полезной нагрузки. В зависимости от космической миссии и высоты целевой орбиты изменяется необходимая масса запасенных компонентов топлива на борту, что приводит к изменению объема композитного кольцевого топливного бака окислителя 11 и композитного тороидального топливного бака горючего 12, что влечет соответствующие корректирующие изменения силовой рамы 1. Адаптер полезной нагрузки 27 и устройство отделения и стыковки с ракетой-носителем 28 видоизменяются соответственно в зависимости от массы выводимой полезной нагрузки и от средства выведения. The oxidizer tank 11, the fuel tank 12, the power frame 1, the payload adapter 27 and the separation and docking device with the launch vehicle 28 represent a variable adaptable part, independently or in combination changing in relation to the space mission being performed, the launch vehicle or the mass of the payload. Depending on the space mission and the altitude of the target orbit, the required mass of stored fuel components on board changes, which leads to a change in the volume of the composite annular oxidizer fuel tank 11 and the composite toroidal fuel tank 12, which entails corresponding corrective changes in the power frame 1. Payload adapter 27 and the separation and docking device with the launch vehicle 28 are modified accordingly depending on the mass of the launched payload and the launch vehicle.

Постоянная часть (платформа), выраженная двигательной установкой, системой ориентации и стабилизации 13, системой контроля и управления 29 и The permanent part (platform), expressed by the propulsion system, the orientation and stabilization system 13, the monitoring and control system 29 and

запорно-регулирующей арматурой является неизменной платформой, представляющей основу для переменной адаптируемой части. Shut-off and control valves are a fixed platform that represents the basis for a variable, adaptable part.

Преимуществом унифицированного малоразмерного разгонного блока платформенной конфигурации с широкодиапазонным орбитальным маневрированием являются энергомассовое совершенство, выраженный экономический эффект, универсальность и широкий диапазон доступных целевых орбит, что достигается платформенной конфигурацией, выраженной модульностью агрегатов и систем. The advantages of a unified small-sized upper stage platform configuration with wide-range orbital maneuvering are energy-mass perfection, pronounced economic effect, versatility and a wide range of available target orbits, which is achieved by the platform configuration, expressed modularity of units and systems.

Таким образом, реализация данного изобретения приведет к экономической эффективности использования унифицированного малоразмерного разгонного блока платформенной конфигурации с широкодиапазонным орбитальным маневрированием со значительным снижением затрат на разработку и производство и себестоимость вывода одного килограмма полезной нагрузки на целевую орбиту.Thus, the implementation of this invention will lead to the economic efficiency of using a unified small-sized upper stage platform configuration with wide-range orbital maneuvering with a significant reduction in development and production costs and the cost of launching one kilogram of payload into the target orbit.

Claims

A unified small-sized upper stage platform configuration with wide-range maneuvering, which is a means of launching spacecraft, containing a power frame, a coaxially located propulsion system, including a sustainer liquid rocket engine and a fuel supply system consisting of a composite annular oxidizer fuel tank and a composite toroidal fuel tank, having an intake device and a drainage line, and a pressurization system for the oxidizer tank and fuel tank, made in the form of a gas balloon connected to a filling line and a drainage discharge system, a coaxially located orientation and stabilization system, consisting of gas distribution units with gas steering devices, coaxially located payload adapter, shut-off and control valves, fuel lines, a device for separating and docking with the launch vehicle, a monitoring and control system, including a thermal control system, a control and power system and a system for predicting and regulating abnormal and emergency conditions, characterized in that the permanent part of the platform configuration of the upper stage contains the indicated propulsion liquid rocket engine, orientation and stabilization system, monitoring and control system and shut-off and control valves, and the variable part, adapted to the space mission, contains an oxidizer fuel tank, a fuel tank, a gas balloon, power frame, payload adapter, separation and docking device with the launch vehicle.